CN116066256A - 一种新型混动自适应可变涵道比涡扇发动机及调节方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种新型混动自适应可变涵道比涡扇发动机，其包括机匣，设置于机匣内的核心机，设置于核心机前端的外涵道风扇以及设置于核心机后端的加力燃烧室；核心机包括沿轴流方向依次布置的内涵道风扇、内外涵道整流风扇、压气机、燃烧室、高压涡轮和低压涡轮；机匣内部沿轴向形成进气道，经内外涵道整流风扇，将进气道划分为内涵道和外涵道。本发明通过对发动机内部结构的优化能够实现对内外涵道流量的重新分配，从而实现发动机涵道比的调节，达到航空发动机自适应调整的目的，以使飞机在不同使用阶段，实现高推力与低油耗的最佳组合效果。

Description

一种新型混动自适应可变涵道比涡扇发动机及调节方法

技术领域

本发明属于航空发动机技术邻域，涉及涡扇发动机，尤其涉及一种新型混动自适应可变涵道比涡扇发动机及调节方法。

背景技术

随着航天事业的发展，各国基于不同的工况下开发出不同的航空发动机以符合不同工况下的飞行需求。涡轮喷气发动机具备优良的高速机动性能，但也存在油耗大的缺陷。为了保持涡轮喷气发动机高速状态下较好的性能，并改善其低速状态下的经济性，通过给发动机增加外涵道，人类发明了涡轮风扇发动机。

涡轮风扇发动机是一种燃气涡轮式航空发动机，主要特点是其首级扇叶的面积大过涡轮喷气发动机的首级扇叶很多。部分空气经过涡轮喷气发动机的通道称为内涵道；经由内含的涡轮驱动首级增压扇叶推动空气经过的外侧通道部分称为外涵道，增压扇叶同时具有螺旋桨和压缩空气的用途的作用，能将部分吸入的空气通过喷气发动机的外围提供直接推力，内外涵共同产生推力。

涡扇发动机外涵道与内涵道空气流量的比值叫做涵道比。内涵道的空气进入燃烧室与燃料混合，燃烧做功；外涵道的空气不进入燃烧室，而是与内涵道流出的燃气相混合后排出。外涵道的空气只通过风扇，流速较慢，且是低温，内涵道排出的是高温燃气，两种气体混合后降低了喷嘴平均流速与温度，较低的流速带来了较高的推进效率和较低的噪声，而根据热机原理，较低的温度能带来较高的热力学效率。两种因素共同作用，使涡扇发动机在相同油耗的情况下能获得比涡喷发动机更大的推力。

军用超音速战斗机用的涡轮风扇发动机采用小涵道比设计，混合排气，带加力燃烧室，优点是加力比大，亚声巡航经济性好，超声速飞行仍保持了优越性能。而大型运输机/客机用的涡轮风扇发动机，采用大涵道比设计，采用分开排气或混合排气，起飞推力大，巡航经济性好。涵道比是涡扇发动机的重要设计参数，它对发动机耗油率和推重比有很大影响。不同用途的涡扇发动机应选取不同的涵道比，如远程运输机和旅客机使用的涡扇发动机，其涵道比为4～8，甚至更高；空战战斗机选用的加力式涡扇发动机的涵道比一般小于1，甚至可小到0.2～0.3。

目前军用战斗机新的需求给新一代发动机设计提出了新的要求，除要求具有更高的推重比外，还要求发动机既要具有涡轮喷气发动机高单位推力的特征，以满足超音巡航、格斗机动飞行、跨音速加速等要求；又要具有涡轮风扇发动机亚音巡航时低耗油率的特征，以满足亚音速巡航、待机、空中巡逻等要求。于涡轮喷气发动机而言其不具备支持战斗机远距离作战的需求，而涡轮风扇发动机又无法满足战斗机的高速机动性。

因此，开发一种兼备较高亚音速、超音速机动性能且省油的发动机即可变涵道比涡扇发动机(又称自适应涡扇发动机)，是目前航空发动机领域需要丞待解决的关键技术。

发明内容

本发明目的旨在针对现有涡轮风扇发动机难以兼顾较高亚音速、超音速机动性能的问题，提供一种新型混动自适应可变涵道比涡扇发动机，既可以满足超声速状态下具有涡轮喷气发动机或者小涵道比涡轮风扇发动机的大单位推力的特征，又可以在亚声速下具有大涵道比涡轮风扇发动机更小的单位推力、低噪声和低耗油率的特性；飞机飞行过程中，通过工作模式的变化，实现对内外涵道流量的重新分配，从而实现发动机涵道比的变化，以达到飞机在不同的使用阶段，实现高推力与低油耗的最佳组合效果。

本发明的另一目的旨在提供上述新型混动自适应可变涵道比涡扇发动机的涵道比调节方法。

为达到上述目的，本发明采用以下技术方案来实现。

本发明提供的新型混动自适应可变涵道比涡扇发动机，其包括机匣，设置于机匣内的核心机，设置于核心机前端的外涵道风扇以及设置于核心机后端的加力燃烧室；所述核心机包括沿轴流方向依次布置的内涵道风扇、内外涵道整流风扇、压气机、燃烧室、高压涡轮和低压涡轮；所述机匣内部沿轴向形成进气道，经内外涵道整流风扇，将进气道划分为内涵道和外涵道；所述外涵道风扇由电机驱动转动，所述电机安装于壳体内置的电机支撑架上；所述外涵道风扇包括环形支撑骨架a、沿环形支撑骨架a周向均匀布置的若干叶片a以及设置环形支撑骨架a一侧的锥形端盖；所述环形支撑骨架a另一侧与电机驱动连接；所述外涵道风扇的叶片a的叶根距离发动机轴心的垂直距离略小于内涵道初始段半径，而其叶尖距离发动机轴心的垂直距离则略小于相应位置进气道内壁的半径；所述内外涵道整流风扇呈锥形筒状结构；所述内涵道风扇位于内外涵道整流风扇内；所述燃烧室位于压气机的后方；所述高压涡轮通过高压轴驱动连接所述压气机；所述低压涡轮通过低压轴驱动连接所述内涵道风扇。

上述新型混动自适应可变涵道比涡扇发动机，所述电机为外转子电机，电机外转子与外涵道风扇的环形支撑骨架a另一侧通过支架固定连接，电机定子部分与机匣内置的电机支撑架固定连接。所述外涵道风扇的叶片a的叶根距离发动机轴心的垂直距离与内涵道初始段半径之差为内涵道初始段半径的八分之一，而其叶尖距离发动机轴心的垂直距离与相应位置进气道内壁的半径之差为相应位置进气道内壁半径的十分之一。

上述新型混动自适应可变涵道比涡扇发动机，所述内涵道风扇包括环形支撑骨架b和沿环形支撑骨架b周向均匀布置的攻角可调的若干叶片b。所述若干叶片b通过调节机构转动连接于环形支撑骨架b上。所述调节机构包括对称安装于环形支撑骨架b两侧的升降环、用于调节升降环沿其轴向移动的丝杆驱动部件及楔块；所述丝杆驱动部件包括安装于环形支撑骨架b内侧的一个以上的双轴舵机、与双轴舵机两个输出轴连接的丝杆以及安装于丝杆上的丝杆螺母；所述丝杆螺母与升降环固定连接；所述升降环内侧设置有滑槽，楔块滑动安装于滑槽内；所述叶片b穿过环形支撑骨架b外侧面部分与楔块之间形成球铰接连接。

上述新型混动自适应可变涵道比涡扇发动机，所述内外涵道整流风扇的大锥端口朝向气流入口，小锥端口与机匣内安装支架固定连接。所述内外涵道整流风扇小锥端外侧沿周向均匀布置有若干叶片c，叶片c叶尖固定连接于环形支撑骨架c上。所述叶片c延伸至小锥端口内侧设置的环形支撑骨架d，从而使的内外涵道整理风扇叶片形成内涵道整流部分和外涵道整流部分。所述内外涵道整流风扇的环形支撑架c、环形支撑骨架d和叶片c一体成型。

上述新型混动自适应可变涵道比涡扇发动机，所述压气机包括压气机壳体以及高压轴轴向均匀布置的若干层压气机转子叶片和若干层压气机静子叶片；所述压气机转子叶片沿高压轴周向均匀安装于高压轴上；所述压气机转子叶片均匀安装于环形支撑骨架e内侧，且环形支撑骨架e固定安装于气压机壳体内侧；压气机转子叶片和压气机静子叶片交错排布。

上述新型混动自适应可变涵道比涡扇发动机，所述燃烧室绕高压轴设置。所述燃烧室与传统燃烧室结构相同。

上述新型混动自适应可变涵道比涡扇发动机，所述高压涡轮和低压涡轮置于涡轮壳体内；所述高压涡轮还包括高压涡轮转子以及沿高压涡轮转子周向均匀布置的攻角可调的若干涡轮工作叶片a；所述高压涡轮转子与高压轴同轴固定连接。

上述新型混动自适应可变涵道比涡扇发动机，所述低压涡轮还包括低压涡轮转子以及沿低压涡轮转子轴向均匀布置若干层攻角可调的涡轮工作叶片b和若干层涡轮导向叶片；所述涡轮工作叶片b可转动的安装于低压涡轮转子上，并沿低压涡轮转子周向均匀分布；所述涡轮导向叶片均匀安装于环形支撑骨架f内侧，且环形支撑骨架f固定安装于涡轮壳体内侧；涡轮工作叶片b和涡轮导向叶片交错排布；所述低压涡轮转子与低压轴同轴固定连接。

上述新型混动自适应可变涵道比涡扇发动机，所述内外涵道整流风扇、压气机壳体、燃烧室壳体和涡轮壳体依次固定连接，形成密封腔体。

上述涡轮工作叶片a和涡轮工作叶片b攻角调节方式与叶片b的攻角实现方式相同，这里不再详细解释。此时，涡轮工作叶片a和涡轮工作叶片b转动连接于相应环形支撑架上，再将环形支撑架的内环板与高压涡轮转子/低压涡轮转子固定连接，支撑整个机构。

上述新型混动自适应可变涵道比涡扇发动机的工作原理为：电机转动带动外涵道风扇转动，将进气口附近空气吸入进气口内部，由于外涵道风扇叶大小的形状特征，在内涵道风扇不转动的前提下，被吸进的空气将大部分进入外涵道。当核心机内部燃烧室开始燃烧燃料，气体及燃料膨胀通过涡轮后排出，此时气体对涡轮做机械功，所做机械功的大小与涡轮工作叶片攻角以及气体压强、流速紧密相关，此后涡轮开始旋转工作，低压涡轮旋转带动与之连接的低压轴旋转从而带动低压涡轮驱动内涵道风扇旋转，将内涵道前端部分的空气吸入内涵道中，高压涡轮旋转带动与之连接的高压轴旋转从而带动压气机转子叶片旋转压缩进入内涵道的空气。被压缩的空气进入燃烧室与燃料混合被点燃后膨胀继续对涡轮做机械功。内涵道中做功后的气体产生了能量损失，在进入加力燃烧室再次燃烧后与外涵道内经过内外涵道整流风扇的外涵道整流部分的空气混合，一起喷出发动机，为发动机提供动力。

本发明进一步提供了上述新型混动自适应可变涵道比涡扇发动机调节方法：

(一)小涵道比调节

当飞机处于起飞状态，控制电机转速为低速状态，外涵道风扇低速工作将空气吸入进气口，与此同时将高压涡轮与低压涡轮的涡轮工作叶片的攻角调为大攻角状态，将内涵道风扇叶片攻角调为大攻角状态，在燃烧室内注入燃料并点燃；此时由于涡轮工作叶片攻角增大，燃烧室喷出的燃气对涡轮所做的机械功将增大，高压涡轮与低压涡轮的转子转速加快，低压涡轮驱动内涵道风扇转速逐步增大，由于电机驱动外涵道风扇转速较低，且内涵道风扇叶片攻角增大，其旋转下对空气的压缩以及吸引能力更明显，空气未能进入外涵道便被转速较高的内涵道风扇吸入内涵道中；在经过内外涵道整流风扇的内涵道部分整流后进入压气机，由于压气机转子转速加快，故空气被继续压缩，压强逐渐增大，导致燃烧室内的压强增大，压强逐渐增大的燃气以更快的速度做功于涡轮，使得涡轮转速持续加快，如此往复从而使得涡轮后端所喷出的气流速度不断增大，推重比迅速达到起飞条件。这个情况下外涵道通过的空气流量与内涵道通过的空气流量之比较小，为小涵道比；

(二)大涵道比调节

当飞机处于匀速航行状态或亚声速航行状态，控制电机转速为高速状态，外涵道风扇高速工作将空气吸入进气口，与此同时将高压涡轮与低压涡轮的涡轮工作叶片的攻角调为小攻角状态，将内涵道风扇叶片攻角调为小攻角状态，此时由于涡轮工作叶片攻角减小，燃烧室喷出的燃气对涡轮所做的机械功将减小，高压涡轮与低压涡轮的转子转速相较于起飞状态减慢，低压涡轮驱动内涵道风扇转速逐步减慢，由于电机驱动外涵道风扇转速较高且内涵道风扇叶片攻角减小，其旋转下对空气的压缩以及吸引能力减弱，空气能迅速进入外涵道而少量被转速逐渐减慢的内涵道风扇吸入内涵道中；外涵道中的空气经过内外涵道整流风扇的外涵道部分整流；空气在经过内外涵道整流风扇的内涵道部分整流后进入压气机，由于压气机转子转速减慢，故空气被压缩程度减小，压强逐渐减小，导致燃烧室内的压强减小，压强逐渐减小的燃气以较慢速度做功于涡轮，使得涡轮转速持续减慢，在消耗相同的燃料的情况下，燃烧室喷出的气体的能量更多转化为反推动力，而非做机械功；在发动机末端喷气口处，外涵道空气与内涵道气体同时喷出，为飞机提供稳定的推力使得其稳定航行；这个情况下外涵道通过的空气流量与内涵道通过的空气流量之比较大，为大涵道比。

当飞机处于突然加速以及超声速飞行的状态下，为了减少飞机加速时间，提高机动性能，应该减小发动机涵道比，调节方式与前面给出的小涵道比调节方式相同。

上述新型混动自适应可变涵道比涡扇发动机调节方法，对于小涵道比调节，电机转速优选控制在540rpm-5380rpm，内涵道风扇叶片攻角为13°-20°，涡轮工作叶片a攻角和涡轮工作叶片b攻角为20°-30°；对于大涵道比调节，电机转速优选控制在6000rpm-18000rpm，内涵道风扇叶片攻角为5°-8°，涡轮工作叶片a攻角和涡轮工作叶片b攻角为6°-10°。

与现有技术相比，本发明提供的新型混动自适应可变涵道比涡扇发动机具有以下有益效果：

1、本发明通过设置的外涵道风扇、内涵道风扇以及内外涵道整流风扇能够实现对内外涵道流量的重新分配，从而实现发动机涵道比的调节，达到航空发动机自适应调整的目的，以使飞机在不同使用阶段，实现高推力与低油耗的最佳组合效果；

2、本发明使用混合动力驱动航空发动机，且极大简化了发动机内部结构；

3、本发明基于外涵道风扇电机驱动可调及内涵道风扇叶片、涡轮工作叶片攻角可调，实现了涵道比随工况不同的自适应调整，提供了一种全新的涵道比自适应调整解决思路。

附图说明

图1为新型混动自适应可变涵道比涡扇发动机立体图。

图2为新型混动自适应可变涵道比涡扇发动机主视图(a)及剖视图(b)。

图3为外涵道风扇立体图。

图4为外涵道风扇主视图(a)和剖视图(b)。

图5为内涵道风扇立体图。

图6为内涵道风扇爆炸分解示意图。

图7为内涵道风扇中升降环结构示意图。

图8为内涵道风扇中楔块爆炸分解示意图。

图9为内外涵道整流风扇主视图(a)和剖视图(b)。

图10为核心机部分剖视图(不包含内涵道风扇和内外涵道整流风扇)。

图11为核心机去除壳体后的立体图(不包含内涵道风扇和内外涵道整流风扇)。

图中，1-机匣，2-外涵道风扇，2-1-环形支撑骨架a，2-2-叶片a，2-3-锥形端盖，3-加力燃烧室，4-内涵道风扇，4-1-环形支撑骨架b，4-2-叶片b，4-2-1-叶身，4-2-2-定位轴，4-2-3-定位角，4-3-升降环，4-3-1-滑槽，4-4-楔块，4-4-1-楔块本体，4-4-1a-榫头，4-4-2-固定板，4-4-3-铰接套，4-4-3a-球铰接端；4-5-双轴舵机，4-6-丝杆，4-7-丝杆螺母，5-内外涵道整流风扇，5-1-叶片c，5-2-环形支撑骨架c，5-3-环形支撑骨架d，6-压气机，6-1-压气机壳体，6-2-压气机转子叶片，6-3-压气机静子叶片，6-4-环形支撑骨架e，7-燃烧室，8-高压涡轮，8-1-高压轴，8-2-高压涡轮转子，8-3-涡轮工作叶片a，9-低压涡轮，9-1-低压轴，9-2低压涡轮转子，9-3-涡轮工作叶片b，9-4-涡轮导向叶片，9-5-环形支撑骨架f，10-电机，11-电机支撑架，12-涡轮壳体。

具体实施方式

以将结合附图对本发明各实施例的技术方案进行清楚、完整的描述，显然，所描述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做出创造性劳动的前提下所得到的所有其它实施例，都属于本发明。

实施例1

本实施例提供的新型混动自适应可变涵道比涡扇发动机，如图1及图2所示，其包括机匣1，设置于机匣内的核心机，设置于核心机前端的外涵道风扇2以及设置于核心机后端的加力燃烧室3。核心机包括沿轴流方向依次布置的内涵道风扇4、内外涵道整流风扇5、压气机6、燃烧室7、高压涡轮8和低压涡轮9。机匣内部沿轴向形成进气道，经内外涵道整流风扇，将进气道划分为内涵道和外涵道。

如图2至图4所示，外涵道风扇2包括环形支撑骨架a2-1、沿环形支撑骨架a周向均匀布置的若干叶片a2-2以及设置环形支撑骨架a一侧的锥形端盖2-3。环形支撑骨架a另一侧通过支架与电机10固定连接，外涵道风扇2由电机10驱动转动；电机为外转子电机，外转子上存在螺纹孔，外涵道风扇通过螺钉与电机外转子连接；电机的定子部分后端通过螺栓螺母结构与机匣上的电机支撑架11固定连接。外涵道风扇的叶片a的叶根距离发动机轴心的垂直距离H1略小于内涵道初始段半径R1(也即内外涵道整流风扇大锥端半径)，而其叶尖距离发动机轴心的垂直距离H2则略小于相应位置进气道内壁的半径R2；本实施例中，外涵道风扇的叶片a的叶根距离发动机轴心的垂直距离H1与内涵道初始段半径R1之差为内涵道初始段半径的八分之一，而其叶尖距离发动机轴心的垂直距离H2与相应位置进气道内壁的半径R2之差为相应位置进气道内壁半径的十分之一。外涵道风扇级数(即外涵道风扇叶片a层数)为1～2级，压比1.5级左右。

如图5至图8所示，内涵道风扇4包括环形支撑骨架b4-1和沿环形支撑骨架b周向均匀布置的攻角可调的若干叶片b4-2。若干叶片b通过调节机构转动连接于环形支撑骨架b上。

环形支撑骨架b4-1包括内环板和外环板，内环板与外环板之间通过筋板连接。外环板上开设有与叶片b4-2数量一致的定位槽，定位槽内侧面开设有槽口。

叶片b4-2包括叶身4-2-1，设置于叶身一端的定位轴4-2-2和对称设置于定位轴一侧端面的两个定位角4-2-3。定位轴嵌入环形支撑骨架b的外环板定位槽开设的槽口内，能够相当对于外环板转动。同时两个定位角4-2-3穿过定位槽上开设的对称通槽内，且两个定位角可沿通槽移动。

调节机构包括对称安装于环形支撑骨架b两侧的升降环4-3、用于调节升降环沿其轴向移动的丝杆驱动部件及楔块4-4。两个升降环4-3相对的面上开设有滑槽4-3-1。丝杆驱动部件包括双轴舵机4-5和丝杆4-6；双轴舵机4-5数量为三个，均匀安装于环形支撑骨架b内侧，并通过紧固螺钉连接；双轴舵机两个输出轴连接有丝杆4-6，丝杆4-6的另一端安装有丝杆螺母4-7；丝杆螺母4-7与升降环4-3固定连接(例如通过紧固螺钉连接)。上述楔块4-4与升降环滑槽4-3-1滑动配合；楔块4-4包括楔块本体4-4-1，固定板4-4-2和铰接套4-4-3；楔块本体4-4-1顶端为与升降环滑槽4-3-1适配的榫头4-4-1a；铰接套4-4-3一端为经连接柱连接的一体成型的球铰接端4-4-3a，另一端设置有球冠状凹槽；铰接套球铰接端通过固定板4-4-2安装于楔块本体4-4-1开设的适配球冠状凹槽内。叶片6定位角端部为与铰接套的球冠状凹槽适配的球铰接端；穿过通槽的叶片6定位角端部在内环板和外环板空间内与铰接套球铰接配合。

双轴舵机两个输出轴的转速相同、转动方向相反，双轴舵机带动丝杆旋转，丝杆螺母带动升降环在丝杆方向上移动，从而使两个升降环沿环形支撑骨架b轴向相向或相背移动同样的距离。与此同时，楔块在升降环滑槽内滑动，从而带动铰接套运动，进而带动叶片b定位角以定位轴轴心转动，实现叶身的转动，完成对叶片攻角的调节。

内涵道风扇级数(即内涵道风扇叶片b层数)为1～3级，压比为4级左右。

如图2、图9所示，内外涵道整流风扇5呈锥形筒状结构，内涵道风扇4置于内外涵道整流风扇5内。内外涵道整流风扇5的大锥端口朝向气流入口，小锥端外侧均匀布置有若干叶片c5-1，叶片c5-1叶尖固定连接于环形支撑骨架c5-2上，叶片c5-1延伸至小锥端口内侧设置的环形支撑骨架d5-3，从而使的内外涵道整理风扇叶片形成内涵道整流部分和外涵道整流部分。环形支撑骨架c5-2通过螺栓螺母结构与机匣内安装支架固定连接。内外涵道整流风扇的环形支撑架c、环形支撑骨架d和叶片c一体成型。

如图2、图10、图11所示，压气机6包括压气机壳体6-1以及沿高压轴轴向均匀布置的若干层压气机转子叶片6-2和若干层压气机静子叶片6-3。压气机转子叶片6-2沿高压轴8-1周向均匀安装于高压轴8-1上。压气机静子叶片6-3均匀安装于环形支撑骨架e6-4内侧，且环形支撑骨架e6-4固定安装于气压机壳体6-1内侧。压气机转子叶片6-2和压气机静子叶片6-3交错排布。压气机转子叶片和压气机静子叶片分别用于压气(增加气体压力)和整流。压气机的级数(即压气机转子叶片6-2和压气机静子叶片6-3层数)为6-10级。

如图2、图10、图11所示，燃烧室7位于压气机6的后方。燃烧室7绕高压轴8-1设置。燃烧室与传统燃烧室结构相同。

如图2、图10、图11所示，高压涡轮8和低压涡轮9置于涡轮壳体12内。

如图2、图10、图11所示，高压涡轮8包括高压轴8-1、高压涡轮转子8-2以及沿高压涡轮转子8-2周向均匀布置的攻角可调的若干涡轮工作叶片a8-3。高压涡轮转子8-2与高压轴同轴固定连接。高压涡轮8通过高压轴8-1带动压气机的压气机转子叶片6-2转动，实现对空气压缩增压。

如图2、图10、图11所示，低压涡轮9包括低压轴9-1、低压涡轮转子9-2以及沿低压涡轮转子9-2轴向均匀布置的若干层攻角可调的涡轮工作叶片b9-3和若干层涡轮导向叶片9-4。涡轮工作叶片b9-3可转动的安装于低压涡轮转子9-2上，并沿低压涡轮转子9-2周向均匀分布；涡轮导向叶片均匀安装于环形支撑骨架f9-5内侧，且环形支撑骨架f9-5固定安装于涡轮壳体12内侧；涡轮工作叶片b9-3和涡轮导向叶片9-4交错排布。低压涡轮转子9-2与低压轴同轴固定连接。低压轴9-1穿过高压轴8-1与内涵道风扇环形支撑骨架b(例如内环板)固定连接，低压涡轮9通过低压轴9-1带动连接内涵道风扇转动。

上述内外涵道整流风扇、压气机壳体、燃烧室壳体和涡轮壳体依次固定连接，形成密封腔体，有效隔离外涵道和内涵道。

上述涡轮工作叶片a8-3和涡轮工作叶片b9-3攻角调节方式与叶片b4-2的攻角实现方式相同，这里不再详细解释。此时，涡轮工作叶片a和涡轮工作叶片b转动连接于相应环形支撑架上，再将环形支撑架的内环板与高压涡轮转子/低压涡轮转子固定连接，支撑整个机构。

上述外涵道风扇叶片、压气机转子叶片、压气机静子叶片和涡轮导向叶片的设置采用本领域常规设置方式；尤其是压气机静子叶片和涡轮导向叶片用于对气流进行整流，其攻角为小攻角状态，进气攻角为0°左右。

上述新型混动自适应可变涵道比涡扇发动机的工作原理为：电机转动带动外涵道风扇转动，将进气口附近空气吸入进气口内部，由于外涵道风扇叶大小的形状特征，在内涵道风扇不转动的前提下，被吸进的空气将大部分进入外涵道。当核心机内部燃烧室开始燃烧燃料，气体及燃料膨胀通过涡轮后排出，此时气体对涡轮做机械功，所做机械功的大小与涡轮工作叶片攻角以及气体压强、流速紧密相关，此后涡轮开始旋转工作，低压涡轮旋转带动与之连接的低压轴旋转从而带动低压涡轮驱动内涵道风扇旋转，将内涵道前端部分的空气吸入内涵道中，高压涡轮旋转带动与之连接的高压轴旋转从而带动压气机转子叶片旋转压缩进入内涵道的空气。被压缩的空气进入燃烧室与燃料混合被点燃后膨胀继续对涡轮做机械功。内涵道中做功后的气体产生了能量损失，在进入加力燃烧室再次燃烧后与外涵道内经过内外涵道整流风扇的外涵道整流部分的空气混合，一起喷出发动机，为发动机提供动力。

本实施例进一步提供了上述新型混动自适应可变涵道比涡扇发动机调节方法：

(一)小涵道比调节

当飞机处于起飞状态，为了使得飞机能够尽快起飞，减少滑行时间，发动机应具有较大的推重比，对于涡扇发动机而言即发动机此时的涵道比应取小涵道比。此时控制电机转速为低速状态(例如540rpm-5380rpm)，外涵道风扇低速工作将空气吸入进气口，与此同时将高压涡轮与低压涡轮的涡轮工作叶片(即涡轮工作叶片a和涡轮工作叶片b)的攻角调为大攻角状态(例如20°-30°)，将内涵道风扇叶片(即叶片b)攻角调为大攻角状态(例如13°-20°)，在燃烧室内注入燃料并点燃；此时由于涡轮工作叶片攻角增大，燃烧室喷出的燃气对涡轮所做的机械功将增大，高压涡轮与低压涡轮的转子转速加快，低压涡轮驱动内涵道风扇转速逐步增大，由于电机驱动外涵道风扇转速较低，且内涵道风扇叶片攻角增大，其旋转下对空气的压缩以及吸引能力更明显，空气未能进入外涵道便被转速较高的内涵道风扇吸入内涵道中；在经过内外涵道整流风扇的内涵道部分整流后进入压气机，由于压气机转子转速加快，故空气被继续压缩，压强逐渐增大，导致燃烧室内的压强增大，压强逐渐增大的燃气以更快的速度做功于涡轮，使得涡轮转速持续加快，如此往复从而使得涡轮后端所喷出的气流速度不断增大，推重比迅速达到起飞条件。这个情况下外涵道通过的空气流量与内涵道通过的空气流量之比较小，为小涵道比。通过本实施例提供的新型混动自适应可变涵道比涡扇发动机，可实现小涵道比为0.2-0.3左右。

(二)大涵道比调节

当飞机处于匀速航行状态或亚声速航行状态，为了节省飞机燃料，提高航程，应增大发动机涵道比。此时控制电机转速为高速状态(例如6000rpm-18000rpm)，外涵道风扇高速工作将空气吸入进气口，与此同时将高压涡轮与低压涡轮的涡轮工作叶片(即涡轮工作叶片a和涡轮工作叶片b)的攻角调为小攻角状态(例如6°-10°)，将内涵道风扇叶片(即叶片b)攻角调为小攻角状态(例如5°-8°)，此时由于涡轮工作叶片攻角减小，燃烧室喷出的燃气对涡轮所做的机械功将减小，高压涡轮与低压涡轮的转子转速相较于起飞状态减慢，低压涡轮驱动内涵道风扇转速逐步减慢，由于电机驱动外涵道风扇转速较高且内涵道风扇叶片攻角减小，其旋转下对空气的压缩以及吸引能力减弱，空气能迅速进入外涵道而少量被转速逐渐减慢的内涵道风扇吸入内涵道中；外涵道中的空气经过内外涵道整流风扇的外涵道部分整流；空气在经过内外涵道整流风扇的内涵道部分整流后进入压气机，由于压气机转子转速减慢，故空气被压缩程度减小，压强逐渐减小，导致燃烧室内的压强减小，压强逐渐减小的燃气以较慢(相较于起飞状态)的速度做功于涡轮，使得涡轮转速持续减慢，在消耗相同的燃料的情况下，燃烧室喷出的气体的能量更多转化为反推动力，而非做机械功；在发动机末端喷气口处，外涵道空气与内涵道气体同时喷出，为飞机提供稳定的推力使得其稳定航行；这个情况下外涵道通过的空气流量与内涵道通过的空气流量之比较大，为大涵道比。通过本实施例提供的新型混动自适应可变涵道比涡扇发动机，可实现小涵道比为4-8左右。

当飞机处于突然加速以及超声速飞行的状态下，为了减少飞机加速时间，提高机动性能，应该减小发动机涵道比。此时控制电机转速为低速状态(例如540rpm-5380rpm)，外涵道风扇低速工作将空气吸入进气口，与此同时将高压涡轮与低压涡轮的涡轮工作叶片(即涡轮工作叶片a和涡轮工作叶片b)的攻角调为大攻角状态(例如20°-30°)，将内涵道风扇叶片(即叶片b)攻角调为大攻角状态(例如13°-20°)，在燃烧室内注入燃料并点燃。此时由于涡轮工作叶片攻角增大，燃烧室喷出的燃气对涡轮所做的机械功将增大，高压涡轮与低压涡轮的转子转速加快，低压涡轮驱动内涵道风扇转速逐步增大，由于电机驱动外涵道风扇转速较低，且内涵道风扇叶片攻角增大，其旋转下对空气的压缩以及吸引能力更明显，空气未能进入外涵道便被转速较高的内涵道风扇吸入内涵道中。在经过内外涵道整流风扇的内涵道部分整流后进入压气机，由于压气机转子转速加快，故空气被继续压缩，压强逐渐增大，导致燃烧室内的压强增大，压强逐渐增大的燃气以更快的速度做功于涡轮，使得涡轮转速持续加快，如此往复从而使得涡轮后端所喷出的气流速度不断增大，推重比迅速达到加速条件。这个情况下外涵道通过的空气流量与内涵道通过的空气流量之比较小，为小涵道比。通过本实施例提供的新型混动自适应可变涵道比涡扇发动机，可实现小涵道比为0.2-0.3左右。

综上所述，本发明提供的新型混动自适应可变涵道比涡扇发动机可通过调节电机转速、涡轮工作叶片攻角以及内涵道风扇叶片攻角，实现内外涵道中的空气流量可调，最终实现涵道比的在不同工况需求下的变化，即实现涵道比的自适应调节。

本领域的普通技术人员将会意识到，这里所述的实施例是为了帮助读者理解本发明的原理，应被理解为本发明的保护范围并不局限于这样的特别陈述和实施例。本领域的普通技术人员可以根据本发明公开的这些技术启示做出各种不脱离本发明实质的其它各种具体变形和组合，这些变形和组合仍然在本发明的保护范围内。

Claims (12)

1.一种新型混动自适应可变涵道比涡扇发动机，其特征在于，包括机匣(1)，设置于机匣内的核心机，设置于核心机前端的外涵道风扇(2)以及设置于核心机后端的加力燃烧室(3)；所述核心机包括沿轴流方向依次布置的内涵道风扇(4)、内外涵道整流风扇(5)、压气机(6)、燃烧室(7)、高压涡轮(8)和低压涡轮(9)；所述机匣内部沿轴向形成进气道，经内外涵道整流风扇，将进气道划分为内涵道和外涵道；所述外涵道风扇(2)由电机(10)驱动转动，所述电机(10)安装于壳体内置的电机支撑架(11)上；所述外涵道风扇(2)包括环形支撑骨架a(2-1)、沿环形支撑骨架a周向均匀布置的若干叶片a(2-2)以及设置环形支撑骨架a一侧的锥形端盖(2-3)；所述环形支撑骨架a另一侧与电机(10)驱动连接；所述外涵道风扇的叶片a的叶根距离发动机轴心的垂直距离略小于内涵道初始段半径，而其叶尖距离发动机轴心的垂直距离则略小于相应位置进气道内壁的半径；所述内外涵道整流风扇(5)呈锥形筒状结构；所述内涵道风扇位于内外涵道整流风扇内；所述燃烧室(7)位于压气机(6)的后方；所述高压涡轮(8)通过高压轴(8-1)驱动连接所述压气机(6)；所述低压涡轮(9)通过低压轴(9-1)驱动连接所述内涵道风扇(4)。

2.根据权利要求1所述的新型混动自适应可变涵道比涡扇发动机，其特征在于，所述外涵道风扇的叶片a的叶根距离发动机轴心的垂直距离与内涵道初始段半径之差为内涵道初始段半径的八分之一，而其叶尖距离发动机轴心的垂直距离与相应位置进气道内壁的半径之差为相应位置进气道内壁半径的十分之一。

3.根据权利要求1所述的新型混动自适应可变涵道比涡扇发动机，其特征在于，所述内涵道风扇(4)包括环形支撑骨架b(4-1)和沿环形支撑骨架b周向均匀布置的攻角可调的若干叶片b(4-2)。

4.根据权利要求1所述的新型混动自适应可变涵道比涡扇发动机，其特征在于，所述若干叶片b(4-2)通过调节机构转动连接于环形支撑骨架b上。

5.根据权利要求4所述的新型混动自适应可变涵道比涡扇发动机，其特征在于，所述调节机构包括对称安装于环形支撑骨架b两侧的升降环(4-3)、用于调节升降环(4-3)沿其轴向移动的丝杆驱动部件及楔块(4-4)；所述丝杆驱动部件包括安装于环形支撑骨架b内侧的一个以上的双轴舵机(4-5)、与双轴舵机两个输出轴连接的丝杆(4-6)以及安装于丝杆上的丝杆螺母(4-7)；所述丝杆螺母与升降环(4-3)固定连接；所述升降环内侧设置有滑槽(4-3-1)，楔块滑动安装于滑槽(4-3-1)内；所述叶片b穿过环形支撑骨架b外侧面部分与楔块(4-4)之间形成球铰接连接。

6.根据权利要求1所述的新型混动自适应可变涵道比涡扇发动机，其特征在于，所述内外涵道整流风扇(5)的大锥端口朝向气流入口，小锥端口与机匣内安装支架固定连接；所述内外涵道整流风扇(5)小锥端外侧周向均匀布置有若干叶片c(5-1)，叶片c(5-1)叶尖固定连接于环形支撑骨架c(5-2)上。

7.根据权利要求1所述的新型混动自适应可变涵道比涡扇发动机，其特征在于，所述压气机(6)包括压气机壳体(6-1)以及高压轴轴向均匀布置的沿若干层压气机转子叶片(6-2)和若干层压气机静子叶片(6-3)；每层压气机转子叶片(6-2)沿高压轴(8-1)周向均匀安装于高压轴上；所述压气机静子叶片(6-3)均匀安装于环形支撑骨架e(6-4)内侧，且环形支撑骨架e(6-4)固定安装于气压机壳体(6-1)内侧；压气机转子叶片(6-2)和压气机静子叶片(6-3)交错排布。

8.根据权利要求1所述的新型混动自适应可变涵道比涡扇发动机，其特征在于，所述燃烧室(7)绕高压轴(8-1)设置。

9.根据权利要求1所述的新型混动自适应可变涵道比涡扇发动机，其特征在于，所述高压涡轮(8)和低压涡轮(9)置于涡轮壳体(12)内；所述高压涡轮(8)还包括高压涡轮转子(8-2)以及沿高压涡轮转子(8-2)周向均匀布置的攻角可调的若干涡轮工作叶片a(8-3)；所述高压涡轮转子(8-2)与高压轴同轴固定连接。

10.根据权利要求9所述的新型混动自适应可变涵道比涡扇发动机，其特征在于，所述低压涡轮(9)还包括低压涡轮转子(9-2)以及沿低压涡轮转子(9-2)轴向均匀布置若干层攻角可调的涡轮工作叶片b(9-3)和若干层涡轮导向叶片(9-4)；所述涡轮工作叶片b(9-3)可转动的安装于低压涡轮转子上，并沿低压涡轮转子(9-2)周向均匀分布；所述涡轮导向叶片均匀安装于环形支撑骨架f(9-5)内侧，且环形支撑骨架f(9-5)固定安装于涡轮壳体(12)内侧；涡轮工作叶片b(9-3)和涡轮导向叶片(9-4)交错排布；所述低压涡轮转子(9-2)与低压轴同轴固定连接。

11.权利要求1至10任一项所述的新型混动自适应可变涵道比涡扇发动机调节方法，其特征在于：

(一)小涵道比调节

当飞机处于起飞状态，控制电机转速为低速状态，外涵道风扇低速工作将空气吸入进气口，与此同时将高压涡轮与低压涡轮的涡轮工作叶片的攻角调为大攻角状态，将内涵道风扇叶片攻角调为大攻角状态，在燃烧室内注入燃料并点燃；此时由于涡轮工作叶片攻角增大，燃烧室喷出的燃气对涡轮所做的机械功将增大，高压涡轮与低压涡轮的转子转速加快，低压涡轮驱动内涵道风扇转速逐步增大，由于电机驱动外涵道风扇转速较低，且内涵道风扇叶片攻角增大，其旋转下对空气的压缩以及吸引能力更明显，空气未能进入外涵道便被转速较高的内涵道风扇吸入内涵道中；在经过内外涵道整流风扇的内涵道部分整流后进入压气机，由于压气机转子转速加快，故空气被继续压缩，压强逐渐增大，导致燃烧室内的压强增大，压强逐渐增大的燃气以更快的速度做功于涡轮，使得涡轮转速持续加快，如此往复从而使得涡轮后端所喷出的气流速度不断增大，推重比迅速达到起飞条件；这个情况下外涵道通过的空气流量与内涵道通过的空气流量之比较小，为小涵道比；

(二)大涵道比调节

当飞机处于匀速航行状态或亚声速航行状态，控制电机转速为高速状态，外涵道风扇高速工作将空气吸入进气口，与此同时将高压涡轮与低压涡轮的涡轮工作叶片的攻角调为小攻角状态，将内涵道风扇叶片攻角调为小攻角状态，此时由于涡轮工作叶片攻角减小，燃烧室喷出的燃气对涡轮所做的机械功将减小，高压涡轮与低压涡轮的转子转速相较于起飞状态减慢，低压涡轮驱动内涵道风扇转速逐步减慢，由于电机驱动外涵道风扇转速较高且内涵道风扇叶片攻角减小，其旋转下对空气的压缩以及吸引能力减弱，空气能迅速进入外涵道而少量被转速逐渐减慢的内涵道风扇吸入内涵道中；外涵道中的空气经过内外涵道整流风扇的外涵道部分整流；空气在经过内外涵道整流风扇的内涵道部分整流后进入压气机，由于压气机转子转速减慢，故空气被压缩程度减小，压强逐渐减小，导致燃烧室内的压强减小，压强逐渐减小的燃气以较慢速度做功于涡轮，使得涡轮转速持续减慢；在发动机末端喷气口处，外涵道空气与内涵道气体同时喷出，为飞机提供稳定的推力使得其稳定航行；这个情况下外涵道通过的空气流量与内涵道通过的空气流量之比较大，为大涵道比。

12.根据权利要求11所述的新型混动自适应可变涵道比涡扇发动机调节方法，其特征在于，对于小涵道比调节，电机转速优选控制在540rpm-5380rpm，内涵道风扇叶片攻角为13°-20°，涡轮工作叶片a攻角和涡轮工作叶片b攻角为20°-30°；对于大涵道比调节，电机转速优选控制在6000rpm-18000rpm，内涵道风扇叶片攻角为5°-8°，涡轮工作叶片a攻角和涡轮工作叶片b攻角为6°-10°。

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