CN115013184A - 一种直驱式中大涵道比航空发动机 - Google Patents

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Abstract

一种直驱式中大涵道比航空发动机，包括风扇机匣、内涵进口内机匣、设置在发动机中部的中介机匣、以及设置在发动机正前方的风扇结构，设置在发动机尾部的涡轮支承，该风扇结构包括环形电机、风扇叶片、风扇轮盘以及风扇主安装环；环形电机的定子安装在风扇机匣上；风扇主安装环固接于环形电机转子的内孔中；风扇叶片的叶冠与风扇主安装环连接；风扇叶片的叶根与风扇轮盘连接；所述风扇轮盘可转动安装在内涵进口内机匣内部的连接部件上。本发明极大地改善了风扇叶片根部和风扇轮盘的受力状况，同时风扇采用环形电机直接驱动，不再需要涡轮系统直接对其做功，风扇、发动机各级转子可以在其最佳转速工作。

Description

一种直驱式中大涵道比航空发动机
技术领域
本发明涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种直驱式中大涵道比航空发动机。
背景技术
传统的航空发动机中，风扇是直接安装在发动机内部低压涡轮系统的低压轴上的，造成风扇的转动跟随低压涡轮系统的低压轴转动，无法对风扇转速进行调节，使其工作在最佳转速上。同时，风扇的转动需要利用低压涡轮系统直接对其做功，影响了发动机低压涡轮系统运转。且风扇安装在低压轴上，使得发动机的轴系较为复杂，不利于简化发动机轴系的设计。另外，传统的航空发动机所采用的风扇结构中，叶片根部仅仅与风扇轮盘连接，形成了叶片为悬臂式的安装方式，风扇叶片所受离心力、气动力及其他载荷经叶片根部传递至风扇轮盘，传力路径单一，叶片的叶根与风扇轮盘连接部位容易产生应力集中，容易产生裂纹导致风扇发生损坏。另外，传统的中心悬臂式安装结构中，当风扇前方来流不稳定时，悬臂式风扇叶片根部受到不稳定的扭矩和弯矩作用，会引起复杂的气动激振。
发明内容
本发明的主要目的是提出一种直驱式中大涵道比航空发动机，旨在解决上述技术问题。
为实现上述目的，本发明提出一种直驱式中大涵道比航空发动机，包括风扇机匣、内涵进口内机匣、设置在发动机中部的中介机匣、以及设置在发动机正前方的风扇结构，设置在发动机尾部的涡轮支承，该风扇结构包括环形电机、风扇叶片、风扇轮盘以及风扇主安装环；环形电机的定子安装在风扇机匣上；
风扇主安装环固接于环形电机转子的内孔中；风扇叶片的叶冠与风扇主安装环连接；风扇叶片的叶根与风扇轮盘连接；所述风扇轮盘可转动安装在内涵进口内机匣内部的连接部件上。
优选的，该航空发动机还包括设置在风扇结构后方的分流环，分流环的外圈与风扇机匣之间通过风扇支承与连接；该分流环将风扇后的流道分为内涵道和外涵道；内涵道由分流环内圈与内涵进口内机匣外壁形成；外函道由分流环外圈与风扇机匣内壁形成。
优选的，在分流环的内圈设置有内涵进气折流门，当飞机着陆时，内涵进气折流门打开，用于将外函道与内涵道连通。
优选的，该航空发动机还包括低压转子系统，该低压转子系统包括低压轴、低压涡轮、以及增压级压气机；低压轴设置在发动机内部，低压轴的后端可转动安装在涡轮支承内部的连接部件上，前端可转动安装在中介机匣内部的连接部件上；增压级压气机设置在内涵道的后方位置处，且位于中介机匣的前端，增压级压气机与低压轴的前端连接；低压涡轮设置在发动机靠近尾部位置处，并与低压轴的后端连接。
优选的，该航空发动机还包括高压转子系统，该高压转子系统包括高压涡轮、高压压气机、以及高压轴；高压压气机位于中介机匣的后部，高压涡轮位于低压涡轮的前端；在高压压气机和高压涡轮之间设置有燃烧室和高压涡轮导向器，且高压涡轮导向器位于燃烧室的后端；高压轴的前端可转动安装在中介机匣内部的连接部件上，后端可转动安装在高压涡轮导向器的连接部件上；高压压气机与高压轴的前端连接；高压涡轮与高压轴的后端连接。
优选的，低压轴的后端通过轴承A安装在涡轮支承内部的连接部件上，前端通过轴承B安装在中介机匣内部的连接部件上。
优选的，高压轴的前端通过轴承D安装在中介机匣内部的连接部件上，后端通过轴承C安装在高压涡轮导向器的连接部件上。
优选的，所述风扇叶片、风扇轮盘与风扇主安装环为一体成型结构。
优选的，所述风扇轮盘通过轴承E安装在内涵进口内机匣内部的连接部件上。
优选的，当飞机着陆时，风扇结构的环形电机驱动叶片逆向旋转，用于产生逆航向的反推力。
由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果如下：
(1)与传统的大中涵道比航空发动机相比，本发明的风扇结构中，改变了风扇叶片的安装形式，由传统叶片根部与风扇轮盘连接的中心悬臂式安装，改变为叶根与风扇轮盘连接及叶冠与风扇主安装环连接的桥式安装。叶片所受离心力、气动力及其他载荷由原来经叶片根部传递至风扇轮盘的单一传力路径改变为分别由叶根向风扇轮盘与叶冠向风扇主安装环两个方向同时传力的方式，或者改变为分别由叶根向风扇轮盘与叶冠向环形电机转子两个方向同时传力的方式，极大地改善了风扇叶片根部和风扇轮盘的受力状况。
(2)本发明所提供的直驱式中大涵道比航空发动机，其风扇结构在气动方面，由于风扇叶片采用桥式安装结构，风扇轮盘结构可极大简化，轮盘外径减小。改变了风扇对气流加功量沿径向的分布规律，将加功量分布重心向风扇叶根方向移动，改善了叶冠处的流动状况，且消除了叶冠处的流动损失，增加了气流流动的稳定裕度和增强了风扇叶片的气动稳定性。同时风扇前方来流不稳定时，传统悬臂式风扇叶片根部受到不稳定的扭矩和弯矩作用，引起复杂的气动激振，本发明采用桥式安装结构的风扇叶片叶根和叶冠分别与风扇轮盘和风扇主安装环刚性连接，减小了风扇叶片运动自由度，极大的降低气动力引起的风扇叶片的振动。
(3)本发明所提供的直驱式中大涵道比航空发动机，风扇结构在传动方面，将风扇的旋转由低压涡轮系统通过低压轴从后向前驱动变为布置在风扇外围的环形电机直接驱动，不再需要涡轮系统直接对其做功，风扇、发动机各级转子可以在其最佳转速工作，避免了复杂的多转子或齿轮传动风扇的复杂机构，简化了发动机轴系的设计。此外环形电机功率高，能适应发动机在各类工况工作。
(4)本发明所提供的直驱式中大涵道比航空发动机，其风扇结构采用了环形电机驱动，且风扇叶片并未采用低压轴驱动，因此风扇叶片可以通过环形电机驱动进行逆向旋转，当飞机着陆时，环形电机直接驱动的风扇叶片逆向旋转产生逆航向的反推力。
(5)在本发明中，环形电机在运行时，定子激励线圈绕组上产生的磁场除了驱动转子旋转外，还可以为转子提供磁悬浮力，避免了电机转子系统与电机定子之间的机械接触引起的摩擦阻力、振动的传递等相关问题，增加了发动机的可靠性。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。
图1为本发明所提供的直驱式中大涵道比航空发动机的结构示意图；
图2为本发明中的风扇结构示意图。
附图标号说明：1-风扇结构；2-分流环；3-风扇机匣；4-支撑条；5-增压级压气机；6-中介机匣；7-高压压气机；8-燃烧室；9-高压涡轮导向器；10-高压涡轮；11-低压涡轮；12-涡轮支承；13-轴承A；14-低压轴；15-轴承C；16-高压轴；17-轴承D；18-轴承B；19-内涵进口内机匣；20-轴承E；21-定子；23-转子；22-线圈绕组；24-风扇主安装环；25-风扇叶片；26-风扇轮盘；27-内涵进气折流门。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。
结合图1、图2所示，一种直驱式中大涵道比航空发动机，包括风扇机匣3、内涵进口内机匣19、设置在发动机中部的中介机匣6、以及设置在发动机正前方的风扇结构1，设置在发动机尾部的涡轮支承12，该风扇结构包括环形电机、风扇叶片25、风扇轮盘26以及风扇主安装环24；环形电机包括定子21、线圈绕组22以及转子23；环形电机的定子21安装在风扇机匣3上；风扇主安装环24固接于环形电机转子23的内孔中；风扇叶片25的叶冠与风扇主安装环24连接；风扇叶片25的叶根与风扇轮盘26连接；所述风扇轮盘26可转动安装在内涵进口内机匣19内部的连接部件上。具体地，所述风扇轮盘26通过轴承E20安装在内涵进口内机匣19内部的连接部件上。
结合图1所示，还包括设置在风扇结构1后方的分流环2，分流环2的外圈与风扇机匣3之间通过风扇支承4与连接；该分流环2将风扇后的流道分为内涵道和外涵道；内涵道由分流环2内圈与内涵进口内机匣19外壁形成；外函道由分流环2外圈与风扇机匣3内壁形成。
结合图1所示，在分流环2的内圈设置有内涵进气折流门27，在相应机械作动系统的控制下根据发动机不同的状态内涵进气折流门27关闭(处于图示中的a状态)或打开(处于图示中的b状态)。当飞机着陆时，内涵进气折流门27打开，用于将外函道与内涵道连通。
结合图1所示，该航空发动机还包括低压转子系统，该低压转子系统包括低压轴14、低压涡轮11、以及增压级压气机5；低压轴14设置在发动机内部，低压轴14的后端可转动安装在涡轮支承12内部的连接部件上，前端可转动安装在中介机匣6内部的连接部件上；具体地，低压轴14的后端通过轴承A13安装在涡轮支承12内部的连接部件上，前端通过轴承B18安装在中介机匣6内部的连接部件上。增压级压气机5设置在内涵道的后方位置处，且位于中介机匣6的前端，增压级压气机5与低压轴14的前端连接；低压涡轮11设置在发动机靠近尾部位置处，并与低压轴14的后端连接。
结合图1所示，该航空发动机还包括高压转子系统，该高压转子系统包括高压涡轮10、高压压气机7、以及高压轴16；高压压气机7位于中介机匣6的后部，高压涡轮10位于低压涡轮11的前端；在高压压气机7和高压涡轮10之间设置有燃烧室8和高压涡轮导向器9，且高压涡轮导向器9位于燃烧室8的后端；高压轴16的前端可转动安装在中介机匣6内部的连接部件上，后端可转动安装在高压涡轮导向器9的连接部件上；具体地，高压轴16的前端通过轴承D17安装在中介机匣6内部的连接部件上，后端通过轴承C15安装在高压涡轮导向器9的连接部件上。高压压气机7与高压轴16的前端连接；高压涡轮10与高压轴16的后端连接。
在本实施例中，所述风扇叶片25、风扇轮盘26与风扇主安装环24为一体成型结构。成型方式可为铸造方式，采用一体成型结构，便于保证风扇叶片25的两端分别与风扇轮盘26、风扇主安装环24形成刚性连接，减小了风扇叶片25运动自由度，极大地降低气动力引起的风扇叶片25的振动。
在本发明中，当飞机着陆时，风扇结构的环形电机驱动叶片逆向旋转，用于产生逆航向的反推力。同时，内涵进气折流门27打开(如图中b状态)，气流从发动机外涵道后部由内涵进气折流门27导入发动机内涵道，保证了发动机工作稳定性，替代了传统飞机发动机短舱中的反推机构，降低了发动机整体重量。
在本实施例中，轴承A13、轴承B18、轴承C15、轴承D17、以及轴承E20采用滚动体轴承的形式，例如滚珠轴承或滚柱轴承。
本发明的工作原理为：发动机工作(产生正向推力)时，风扇结构1上的环形电机由飞机/发动机上的电器控制系统驱动，进而驱动风扇叶片25正转，将外界大气吸入发动机，气流流经风扇叶片25过程中受到压缩，提高了压力。在风扇叶片25后气流由分流环2分为内外涵两股。外涵气流进入外涵道，环绕着由增压级压气机5、高压压气机7、燃烧室8、高压涡轮10和低压涡轮11等部件向后流动。此时分流环内圈上的内涵进气折流门27关闭(处于图示中的a状态)，内涵气流经过增压级压气机5和高压压气机7依次增压后，进入燃烧室8，与由燃油系统控制喷入的燃油混合，进行点火燃烧以达到预定的高温，高温高压的燃气流，经过高压涡轮10和低压涡轮11膨胀作功，同时带动高压压气机7和增压级压气机5连续不断地吸气增压。最后内涵道气流和外涵道气流根据实际情况通过混合排气或分开排气的方式高速排出发动机，产生反作用推力。飞机着陆时，环形电机直接驱动的风扇逆向旋转产生逆航向的反推力，同时分流环2内圈上的内涵进气折流门27打开(处于图示中的b状态)，气流从发动机外涵道后部由内涵进气折流门27导入发动机内涵，保证了发动机工作稳定性，简化了发动机短舱的设计，替代了传统飞机发动机短舱中的反推机构。
以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所做的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (10)

1.一种直驱式中大涵道比航空发动机，包括风扇机匣(3)、内涵进口内机匣(19)、设置在发动机中部的中介机匣(6)、以及设置在发动机正前方的风扇结构(1)，设置在发动机尾部的涡轮支承(12)，其特征在于：该风扇结构包括环形电机、风扇叶片(25)、风扇轮盘(26)以及风扇主安装环(24)；
环形电机的定子(21)安装在风扇机匣(3)上；
风扇主安装环(24)固接于环形电机转子(23)的内孔中；
风扇叶片(25)的叶冠与风扇主安装环(24)连接；风扇叶片(25)的叶根与风扇轮盘(26)连接；
所述风扇轮盘(26)可转动安装在内涵进口内机匣(19)内部的连接部件上。
2.如权利要求1所述的一种直驱式中大涵道比航空发动机，其特征在于，还包括设置在风扇结构(1)后方的分流环(2)，分流环(2)的外圈与风扇机匣(3)之间通过风扇支承(4)与连接；该分流环(2)将风扇后的流道分为内涵道和外涵道；内涵道由分流环(2)内圈与内涵进口内机匣(19)外壁形成；外函道由分流环(2)外圈与风扇机匣(3)内壁形成。
3.如权利要求2所述的一种直驱式中大涵道比航空发动机，其特征在于，在分流环(2)的内圈设置有内涵进气折流门(27)，当飞机着陆时，内涵进气折流门(27)打开，用于将外函道与内涵道连通。
4.如权利要求2所述的一种直驱式中大涵道比航空发动机，其特征在于，还包括低压转子系统，该低压转子系统包括低压轴(14)、低压涡轮(11)、以及增压级压气机(5)；低压轴(14)设置在发动机内部，低压轴(14)的后端可转动安装在涡轮支承(12)内部的连接部件上，前端可转动安装在中介机匣(6)内部的连接部件上；
增压级压气机(5)设置在内涵道的后方位置处，且位于中介机匣(6)的前端，增压级压气机(5)与低压轴(14)的前端连接；低压涡轮(11)设置在发动机靠近尾部位置处，并与低压轴(14)的后端连接。
5.如权利要求4所述的一种直驱式中大涵道比航空发动机，其特征在于，还包括高压转子系统，该高压转子系统包括高压涡轮(10)、高压压气机(7)、以及高压轴(16)；
高压压气机(7)位于中介机匣(6)的后部，高压涡轮(10)位于低压涡轮(11)的前端；在高压压气机(7)和高压涡轮(10)之间设置有燃烧室(8)和高压涡轮导向器(9)，且高压涡轮导向器(9)位于燃烧室(8)的后端；
高压轴(16)的前端可转动安装在中介机匣(6)内部的连接部件上，后端可转动安装在高压涡轮导向器(9)的连接部件上；
高压压气机(7)与高压轴(16)的前端连接；高压涡轮(10)与高压轴(16)的后端连接。
6.如权利要求4所述的一种直驱式中大涵道比航空发动机，其特征在于，低压轴(14)的后端通过轴承A(13)安装在涡轮支承(12)内部的连接部件上，前端通过轴承B(18)安装在中介机匣(6)内部的连接部件上。
7.如权利要求5所述的一种直驱式中大涵道比航空发动机，其特征在于，高压轴(16)的前端通过轴承D(17)安装在中介机匣(6)内部的连接部件上，后端通过轴承C(15)安装在高压涡轮导向器(9)的连接部件上。
8.如权利要求1所述的一种直驱式中大涵道比航空发动机，其特征在于，所述风扇叶片(25)、风扇轮盘(26)与风扇主安装环(24)为一体成型结构。
9.如权利要求1所述的一种直驱式中大涵道比航空发动机，其特征在于，所述风扇轮盘(26)通过轴承E(20)安装在内涵进口内机匣(19)内部的连接部件上。
10.如权利要求1所述的一种直驱式中大涵道比航空发动机，其特征在于，当飞机着陆时，风扇结构的环形电机驱动叶片逆向旋转，用于产生逆航向的反推力。
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