CN117739367A - 大推力多油种燃烧涡扇航空发动机 - Google Patents

Abstract

把原来燃烧室火焰筒改造成能相对高速旋转的圆环形燃烧室火焰筒。以圆环形高压压缩空气入口和高温高压燃气圆环形喷口为界，两圆环形内圆以内是转子外圆以外是定子。并圆环形高压压缩空气入口宽度可调，经过高压压气机压缩后总压比相同的高压压缩空气分为两股，一股压向燃烧室火焰筒参与燃烧一股压向燃烧室火焰筒内外侧通道用于火焰筒散热。控制好这两股高压压缩空气所进入的比例，就控制飞机推力和飞行速度。在航发尾喷口附近设置大分子燃油加热器利用尾喷口余热来加热大分子燃油气化，以提高大分子燃油燃烧的活化能，使大分子燃油在航空发动机上与常规燃油混用或单用。

Description

大推力多油种燃烧涡扇航空发动机

本发明涉及航空发动机领域。

本发明的基础是涡扇航空发动机。

本发明的特征：

把基础技术的环形燃烧室火焰筒、单管燃烧室火焰筒等改造成为能相对高速旋转的圆环形燃烧室火焰筒。是以高压压缩空气进入燃烧室火焰筒的圆环形入口和高温高压燃气圆环形涡轮前的喷口为分界，这两个圆环形的内圆以内是转子，外圆以外是定子。并燃烧室火焰筒的高压压缩空气进入燃烧室火焰筒的圆环形入口的宽度是可以调大调小的，即高压压缩空气进入燃烧室火焰筒的进入量是可以调大调小的。经过高压压气机压缩后产生的总压比相同的高压压缩空气分为两股，一股压向燃烧室火焰筒作为氧化剂参与燃烧；一股压向燃烧室火焰筒的内侧和外侧通道用于火焰筒散热。

调大一点高压压缩空气圆环形入口的宽度，即调大一点改造后的燃烧室火焰筒的高压压缩空气进入量，初始瞬间在航空发动机功率等不变的情况下，因为经过高压压气机压缩后的高压压缩空气在同一内涵的总压比相同，就能多向改造后的燃烧室火焰筒内压入高压压缩空气，这个多向改造后的燃烧室火焰筒压入的高压压缩空气与燃油进入量的增加相配合燃烧，就能提高燃烧室火焰筒的燃气温度和燃气的推力，即提高涡轮前温度和推力，涡轮的转速就能大幅度提高，航空发动机的尾喷口的燃气喷出速度就加快，推力即推重比就增大或提高，这是整个航空发动机的各种参数不变的初始瞬间的情况。瞬间过后航空发动机的功率就大增。低压涡轮通过内轴带动风扇和低压压气机；高压涡轮通过外轴带动高压压气机，因涡轮转速加快，风扇和低、高压压气机的转速加快，总压比就进一步提高，就又能多向燃烧室火焰筒内压入高压压缩空气，又与燃油的进入量的增加相配合燃烧，燃烧室火焰筒内的燃气温度和推力就又进一步大增，涡轮转速又大增，尾喷口喷出燃气流的速度就又随之加快，推力即推重比又随之大增，这就是本发明所述的大推力。

上述大推力源于燃烧室火焰筒的高压压缩空气圆环形入口的宽度根据需要可以调大调小的原故。这是为什么本发明要改造燃烧室火焰筒高压压缩空气进入口的目的所在。控制了经过高压压气机压缩后的总压比相同的高压压缩空气分成两股的比例，调大或调小一点进入燃烧室火焰筒的高压压缩空气的进入量并与燃油进入量的增加或减少相配合燃烧，就能增加或减低涡轮前的温高和推力，就能提高或减低涡轮的转速，就能增大或减小航空发动机产生的推力，就能使飞机加速或减速。有了这个控制机制，航空发动机的推力和飞行速度就能随时得到有效控制。

在航空发动机的尾喷口附近设置大分子燃油加热器，利用尾喷口的余热来加热大分子燃油到气化或接近气化状态，以提高大分子燃油如柴油燃烧的活化能，就能使大分子燃油也能在航空发动机上使用。可以与常规燃油混用或单用，增加航空发动机燃油的使用油种，这就是本发明所述的多油种燃烧。

本发明的航空发动机的燃油进入燃烧室火焰筒的方向与高压压缩空气进入燃烧室火焰筒的方向互相垂直，燃油在燃烧室火焰筒能与高压压缩空气得到充分接触，有利于燃油的完全燃烧。

本发明适应所有涵道比的喷气式航空发动机和利用航空发动机原理的燃气轮机。

下面结合附图把本发明的具体情况说明一下。

图1是本发明的原理示意简图。

图2是本发明图1的高压压缩空气进入燃烧室火焰筒进入口处的圆面分解图。

图3是本发明图1的26处的圆面分解图。

所有附图除图1、图2(为了区别内外轴)的外轴16用斜线表示截面以外，其余的截面都是用线条或圆圈表示的，通过附图说明应该看得清楚的。

如图1所示，图1主要由圆形进气口1、圆环形外涵道机壳2、风扇3、内轴4、轴座5、低压压气机6、不规则圆环形外涵道7、不规则圆环形内涵道机壳8、内涵道9、高压压气机10、燃烧室火焰筒高压压缩空气圆环形入口11、燃烧室火焰筒内侧不规则圆环柱形散热通道12、(多个)燃油进口13、不规则圆环柱形燃烧室火焰筒燃烧空间14、火焰筒外侧不规则圆环柱形散热通道15、外轴16、高温高压燃气冲向涡轮的圆环形喷口17、高压涡轮18、低压涡轮19、圆形尾喷口20、大分子燃油进入口21、大分子燃油进入的自控开关22、大分子燃油输入管道23、大分子燃油气态储存加热器上油面24、下油面25、圆形尾喷口的外圈26、大分子燃油加热器27、气态大分子燃油储存空间28、气态大分子燃油输出口29等组成。

图1中的转子和定子的分界是：高压压缩空气进入燃烧室火焰筒的圆环形进入口11和高温高压燃气冲向涡轮的圆环形喷口17为分界，两个圆环形的内圆以内是转子，外圆以外是定子。

图1中的转动机构是：低压涡轮19通过内轴4带动风扇3和低压压气机6；高压涡轮18通过外轴16带动高压压气机10。

图1中经过高压压气机10压缩后的总压比相同的高压压缩空气分为两部分，一部分通过燃烧室火焰筒圆环形入口11进入燃烧室火焰筒参与燃烧，另一部分通过圆环柱形火焰筒内侧通道12和圆环柱形火焰筒外侧通道15来给燃烧室火焰筒散热，散热后的高压压缩空气与从燃烧室火焰筒出来的高温高压燃气都向涡轮叶片冲去，推动涡轮高速旋转，推动涡轮高速旋转后又一同冲向尾喷口20产生推力。

图1中的圆环形高温高压燃气喷口17处应该装有导流叶片，没有画出来，其作用是要使高温高压燃气对涡轮叶片能产生最大推力。

图1中的轴座5如果安置地点和数量与基础技术不同，按公知的基础技术的安置，其虚线表示轴座的支架，可以通过任何气流。

图1中常规燃油和大分子燃油加速泵、点火器等都没有画出来，图1中所有没有画出来的或画出来的与基础技术不符的全部依照公知的基础技术办。

图1中的大分子燃油进入的自控开关原理是：大分子燃油在加热器的下油面25处就可以进油，到下油面时气态大分子燃油对液态大分子燃油的进入没有阻碍，可以进入，当大分子液态燃油上升到上油面时，因为气态大分子燃油对上油面产生压力，使液态大分子燃油压向输油管道23，把开关22向上抬，就关闭了进油通道21，如果油面下降到下油面25，气态大分子燃油对开关没有了压力，开关22在上方液态大分子燃油的重力作用下又向加热器输入大分子燃油。

如图2所示，图2是图1的高压压缩空气进入燃烧室火焰筒处的圆面分解图。主要由内轴4、外轴16、高压压缩空气进入燃烧室火焰筒的圆环形入口11、燃烧室火焰筒内侧不规则圆环柱形散热通道12、(多个)燃油入口13、燃烧室火焰筒外侧不规则圆环柱形散热通道15、高压压缩空气进入燃烧室火焰筒圆环形入口11的可调大调小的宽度30(用虚线表示)等组成。

图2中的燃油进入燃烧室火焰筒的方向与高压压缩空气进入燃烧室火焰筒的方向相互垂直；并(多个)常规燃油进入口13、气态大分子燃油相间排列在不同的圆周上，有利于两种燃油混用。当然常规燃油和大分子燃油都可以单用。这就是本发明所述的多油种燃烧。

从图2可以明显的看出：经过高压压气机压缩后的总压比相同的高压压缩空气分成两部分，一部分通过可调宽度的圆环形入口11进入燃烧室火焰筒参与燃烧；一部分进入燃烧室火焰筒外的内侧通道12和外侧通道15给燃烧室火焰筒散热，散热后的高压压缩空气和从燃烧室火焰筒内出来的高温高压燃气一同冲向涡轮，推动涡轮高速高速旋转，最后又一同冲向圆形尾喷口20产生巨大推力。

如图3所示，图3是图1的26处的圆面分解图。主要由大分子燃油进入口21、圆形尾喷口20、半圆环柱体空间大分子燃油加热器27、半圆环柱体空间气态大分子燃油储存空间28等组成。

要这样实现本发明：

涵道比是外涵道与内涵道所通过空气流量的比值，根据各种不同的航空发动机的需求来确定涵道比：歼击机的涵道比较小，歼击机还可以设置加力燃烧室来增大歼击机的推力和速度；客机和运输机涵道比较大；涡喷发动机涵道比为零。这些都是公知的基础技术。

风扇增压比是航空发动机的内风扇进气口处静压与机前总压的比值，选取合适的风扇增压比也要根据需要的机型来确定。提高风扇、压气机的转速和先进的叶型设计是提高风扇、压气机总增压比的基本方法，这些也是公知的基础技术。

另外，图1中的风扇3及低压压气机6、高压压气机10的叶片，除合理的叶型设计以内外，叶片的数量随着压比的提高及叶片层数的增加也要增加，例如，高压压气机10由左至右随着叶片层数的增加而增加叶片的数量是可行的，就是随着总压比的提高而增加。

根据本说明书和附图进行具体实施图纸的设计，各种机型都应该有实施图纸的设计。

然后根据所设计的实施图纸进行制造。

最后是试飞，可以先进行地面推力等的测试再试飞。实践是检验真理的唯一标准，也是检验科研成果的唯一标准。

Claims (3)

1.把基础技术的环形燃烧室火焰筒、单管燃烧室火焰筒等改造成为能相对高速旋转的圆环形燃烧室火焰筒，是以高压压缩空气进入燃烧室火焰筒的圆环形入口和高温高压燃气圆环形涡轮前的喷口为分界，这两个圆环形的内圆以内是转子，外圆以外是定子，并燃烧室火焰筒的高压压缩空气进入燃烧室火焰筒的圆环形入口的宽度是可以调大调小的，即高压压缩空气进入燃烧室火焰筒的进入量是可以调大调小的，经过高压压气机压缩后产生的总压比相同的高压压缩空气分为两股，一股压向燃烧室火焰筒作为氧化剂参与燃烧，一股压向燃烧室火焰筒的内侧和外侧通道用于火焰筒散热；

调大一点高压压缩空气圆环形入口的宽度，即调大一点改造后的燃烧室火焰筒的高压压缩空气进入量，初始瞬间在航空发动机功率等不变的情况下，因为经过高压压气机压缩后的高压压缩空气在同一内涵的总压比相同，就能多向改造后的燃烧室火焰筒内压入高压压缩空气，这个多向改造后的燃烧室火焰筒压入的高压压缩空气与燃油进入量的增加相配合燃烧，就能提高燃烧室火焰筒的燃气温度和燃气的推力，即提高涡轮前温度和推力，涡轮的转速就能大幅度提高，航空发动机的尾喷口的燃气喷出速度就加快，推力即推重比就增大或提高，这是整个航空发动机的各种参数不变的初始瞬间的情况，瞬间过后航空发动机的功率就大增，低压涡轮通过内轴带动风扇和低压压气机，高压涡轮通过外轴带动高压压气机，因涡轮转速加快，风扇和低、高压压气机的转速加快，总压比就进一步提高，就又能多向燃烧室火焰筒内压入高压压缩空气，又与燃油的进入量的增加相配合燃烧，燃烧室火焰筒内的燃气温度和推力就又进一步大增，涡轮转速又大增，尾喷口喷出燃气流的速度就又随之加快，推力即推重比又随之大增，这就是本发明所述的大推力；

上述大推力源于燃烧室火焰筒的高压压缩空气圆环形入口的宽度根据需要可以调大调小的原故，这是为什么本发明要改造燃烧室火焰筒高压压缩空气进入口的目的所在，控制了经过高压压气机压缩后的总压比相同的高压压缩空气分成两股的比例，调大或调小一点进入燃烧室火焰筒的高压压缩空气的进入量并与燃油进入量的增加或减少相配合燃烧，就能增加或减低涡轮前的温高和推力，就能提高或减低涡轮的转速，就能增大或减小航空发动机产生的推力，就能使飞机加速或减速，有了这个控制机制，航空发动机的推力和飞行速度就能随时得到有效控制。

2.在航空发动机的尾喷口附近设置大分子燃油加热器，利用尾喷口的余热来加热大分子燃油到气化或接近气化状态，以提高大分子燃油如柴油燃烧的活化能，就能使大分子燃油也能在航空发动机上使用，可以与常规燃油混用或单用，增加航空发动机燃油的使用油种，这就是本发明所述的多油种燃烧。

3.本发明的航空发动机的燃油进入燃烧室火焰筒的方向与高压压缩空气进入燃烧室火焰筒的方向互相垂直，燃油在燃烧室火焰筒能与高压压缩空气得到充分接触，有利于燃油的完全燃烧。