CN203847273U - 涡轮基组合循环发动机用风扇系统 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种涡轮基组合循环发动机用风扇系统，安装在低压压气机和高压压气机之间，包括风扇叶片、风扇叶柄和转子体，所述转子体通过风扇变速装置与低压压气机的转子轴动力连接，所述转子体转动安装在低压压气机的转子轴上；本实用新型结合涡喷发动机和双模态冲压发动机，解决此类发动机流道共用少、死重多、超声速燃烧难实现等问题；在发动机方面，将风扇转子设置在低压压气机和高压压气机之间并减速传动、燃气预冷等设计结合利用，大幅提升发动机的整体性能。

Description

涡轮基组合循环发动机用风扇系统

技术领域

本实用新型涉及一种飞行器的发动机。

背景技术

近年来，围绕着未来战斗机发展的各种可能性，人们进行了广泛的探索。主要方向之一有:更快的飞行速度,更高的飞行高度和无人化控制。要求其能够兼顾在各种高度、各种姿态下的飞行性能。更加注重超远程打击能力，突出超高速飞行，并进一步强化现代战斗机在中低空的亚声速机动性和超声速机动性。其中，发动机既可以在天空中工作，也可以在太空中工作，因此，发动机极为重要。

实用新型内容

本实用新型所要解决的技术问题是提供一种优化飞行性能的涡轮基组合循环发动机用风扇系统。

为解决上述技术问题，本实用新型的技术方案是：涡轮基组合循环发动机用风扇系统，安装在低压压气机和高压压气机之间，包括风扇叶片、风扇叶柄和转子体，所述转子体通过风扇变速装置与低压压气机的转子轴动力连接，所述转子体转动安装在低压压气机的转子轴上。

作为优选的技术方案，所述风扇变速装置包括转动安装在低压压气机的转子轴上的中心齿轮，转动安装在所述中心齿轮上的行星齿轮，所述行星齿轮外安装有齿圈，所述齿圈固定连接有转子体，所述转子体外周固定安装有所述风扇叶柄，所述转子体转动安装在所述低压转子轴上；所述中心齿轮与所述低压转子轴之间安装有离合器。

作为优选的技术方案，所述风扇叶片为可变距叶片。

由于采用了上述技术方案，涡轮基组合循环发动机用风扇系统，安装在低压压气机和高压压气机之间，包括风扇叶片、风扇叶柄和转子体，所述转子体通过风扇变速装置与低压压气机的转子轴动力连接，所述转子体转动安装在低压压气机的转子轴上；本实用新型结合涡喷发动机和双模态冲压发动机，解决此类发动机流道共用少、死重多、超声速燃烧难实现等问题；在发动机方面，将风扇转子设置在低压压气机和高压压气机之间并减速传动、燃气预冷等设计结合利用，大幅提升发动机的整体性能。

附图说明

图1是本实用新型实施例组合发动机的结构原理图；

图2是本实用新型实施例组合发动机的核心机的结构原理图；

图3是本实用新型实施例风扇转子的结构原理图；

图4是本实用新型实施例风扇叶片的工作原理图；

图5是本实用新型实施例低压压气机的工作原理图一；

图6是本实用新型实施例低压压气机的工作原理图二；

图7是本实用新型实施例组合发动机在涡扇模态下的工作原理图；

图8是本实用新型实施例组合发动机在涡喷模态下的工作原理图；

图9是本实用新型实施例组合发动机超声速燃烧冲压模态的工作原理图；

图10是本实用新型实施例组合发动机亚声速燃烧冲压模态的工作原理图；

图中：1-双模态冲压发动机；2-涡喷发动机；3-外涵道进气口；31-下唇口；32-外涵道延长段；33-外涵进气道；4-矢量喷口；124-外涵燃烧室；12-外涵道；13-燃料喷注口；141-内涵道进气口；14-内涵进气道；15-低压压气机；16-锥形罩壳；17-风扇转子；171-风扇叶片；172-风扇叶柄；173-转子体；18-主内涵道；181-主内涵道排气口；182-排气调节片；19-高压压气机；20-预压室；21-内涵燃烧室；22-高压涡轮；221-高压转子轴；23-低压涡轮；231-低压转子轴；25-热交换器；26-燃料供给管路；27-中心齿轮；28-行星齿轮；29-齿圈；30-离合器；31-导流片。

具体实施方式

为了对本实用新型的技术特征、目的和效果有更加清楚的理解，现对照附图说明本实用新型的具体实施方式。

下面结合使用本实用新型技术方案的发动机对本实用新型作进一步的说明。

如图1所示，基于本实施例对低速大推力和高超声速动力同时要求，本实施例的组合发动机被设计为串联式涡轮基组合循环发动机。组合发动机在亚声速提供较大推力的同时，也能够在高超声速飞行时提供飞行动力，而且能够自主从亚声速过渡至高超声速。本实施例的组合发动机在不同速度区间内，分别以四种不同的模态工作，分别是：涡扇模态，v∈[0Ma,0.8Ma]；涡喷模态，v∈[0.8Ma,3Ma]；亚声速燃烧冲压模态，v∈[3Ma,5Ma]；超声速燃烧冲压模态，v∈[5Ma,15Ma]。

如图2所示，组合发动机的核心机可以看做一个非常规的涡喷发动机2，高压压气机19为四级轴流式、整体叶盘结构。核心机处于风扇转子17之后的进气处称为主内涵道18的进气口，这里安装有可以调节张开大小的导流片31。这个导流片31称为流量比调节片，它的张开大小可以调节内外涵的流量比，从而使发动机在涡扇模态根据飞行器不同的速度和需求改变流量比，改善涡扇模态的适应性能。

高压压气机19后为预压室20，预压室20就是一个中空的空间，之内设有热交换器25，所述热交换器25兼做与所述燃料喷注口13连接的燃料供给管路26。空气在流经预压室20后被热交换器25预冷，温度下降继续增压，从而分担部分压气机的工作。这使得高压压气机19的级数可以设计的更少，从而增强发动机效率，增加推重比。

预压室20之后接内涵燃烧室21，空气在此与预热汽化的燃料混合后燃烧。内涵燃烧室21后为一级高压涡轮22，高压涡轮22与高压压气机19通过高压转子轴221固定连接形成的转子称为高压转子。高压涡轮22后为两级低压涡轮23，转向与高压涡轮22相反。低压涡轮23与低压压气机15和风扇转子17联动，低压涡轮23与低压压气机15（不包括风扇转子17）通过低压转子轴231固定连接后形成的转子称为低压转子。这种高、低压转子对转的工作方式，可使飞行器机动飞行时作用于两个转子上的陀螺力矩大部分抵消，减小对飞行器的力矩负荷，增强飞行器的操控性；另外这种结构使装于两个转子之间的中间轴承内外环转向相反，降低了保持架与转子组合体相对内外环的转速，对轴承的工作有利；而且高、低压转子对转也可以省去高压涡轮22、低压涡轮23之间的燃气导向叶片。而将低压涡轮23设计为二级是考虑到低压涡轮23除了要带动低压压气机15外还要带动风扇转子17，其负荷比较大。设计为二级虽会增加结构复杂程度和重量，但减少了单级涡轮的负荷，提高涡轮效率，从而为低压压气机15和风扇转子17输出更高功率。在涡轮之后为主内涵道排气口181，所述主内涵道排气口181处设有排气调节片182，它可调大小且能够完全关闭，它的作用除了调节核心机排气，还可以在亚声速燃烧冲压模态和超声速燃烧冲压模态与外涵道12形成较平滑过渡，燃烧排气将在此进行第一次膨胀。

本实施例的组合发动机采用了处于低压压气机15与高压压气机19之间安装风扇转子17的方案，在增加涡扇模态和涡喷模态推力效率的同时，能够更好适应亚声速燃烧冲压模态和超声速燃烧冲压模态。

如图3和图4所示，本实施例的风扇叶片171是可变距的，可变距风扇叶片171设计除了可在涡扇模态调节风扇的增压比之外，还可以更好的适应其它模态对外涵道12通透性和阻力需求。风扇转子17包括风扇叶片171、风扇叶柄172和转子体173三部分，一部分是位于内涵道的风扇叶柄172，它较为纤细，只起支撑作用；处在外涵道12的部分才是风扇叶片171，因此风扇只给外涵道12空气增压。

风扇转子17通过风扇变速装置与低压转子轴231联动，而且这种联动是可以通过离合器30断开的。在涡扇模态时，风扇转子17受低压转子轴231驱动，风扇叶片171对外涵道12空气增压；而在涡喷模态、亚声速燃烧冲压模态和超声速燃烧冲压模态这三个模态时，风扇转子17将与低压转子轴231断开联动，风扇停止转动，风扇叶片171变距调为顺浆位置，风扇叶片171与来流平行，使风扇叶片171阻力尽量降低。风扇叶片171的可变距体现了发动机设计对不同模态的兼顾，满足了本实施例宽飞行包线的需求。

本实施例中，所述风扇变速装置包括转动安装在所述低压转子轴231上的中心齿轮27，转动安装在所述中心齿轮27上的行星齿轮28，所述行星齿轮28外安装有齿圈29，所述齿圈29固定连接有转子体173，所述转子体173外周固定安装有所述风扇叶柄172，所述转子体173转动安装在所述低压转子轴231上；所述中心齿轮27与所述低压转子轴231之间安装有离合器30。

如图5和图6所示，为了减少阻力及增加空气流量，处于发动机最前部的低压压气机15被设计成三级轴流式压气机，整体叶盘结构。低压压气机15有着独立的进气道，称为内涵进气道14。内涵进气道14处于外涵进气道33内，其截面为圆形且可以完全关闭，关闭后外形为一个指向前的锥体，可以在亚声速燃烧冲压模态和超声速燃烧冲压模态对外涵道12进气起压缩作用。

如图1所示，外涵道12的进气道称为外涵进气道33，它的前半部分承担着主内涵道18和外涵道12的所有进气，后部包拢着内涵进气道14。本实施例中，外涵道进气口3的下唇口31可以上下偏转一定的角度，用来调节进气。外涵进气道33稍稍向上倾斜，这是整体设计统筹兼顾的结果，会使飞行器的阻力有所增加，但也使进气道对发动机叶片有一定遮蔽作用，有利于隐身。

外涵道12后部设有长于主内涵道18的核心机的外涵道延长段32，使核心机排气与外涵道12排气通过外涵道延长段32混合再排出。这种外涵道延长段32混排方式使得组合发动机在涡扇模态和涡喷模态时，主内涵道18、外涵道12气流可在喷出前再次做能量交换，从而提高发动机效率；外涵道延长段32具有加力燃烧室的功能并方便安装矢量喷口4。

外涵道12除了在后部的加力燃烧室外，在其中部，起于风扇转子17直至主内涵道排气口这一段为外涵道12独立的燃烧室，称为外涵燃烧室124。这个燃烧室作为双模态冲压发动机1的主燃烧室。

本实施例的组合发动机使用液态氢或液态碳氢化合物、液态氧作为燃料，同时作为热交换剂。在内涵燃烧室21内和外涵进气道33壁面设燃料喷注口13。

在本实施例，整个外涵道12内壁、预压室20内和燃料喷注口13处设有热交换器25。其中外涵道12内壁的热交换器25分为前后独立的两个部分，分界处在风扇转子17附近。

热交换器25的设置可以提前预冷进气，增加进气的压缩效率；也能够对燃料喷注口13起热防护作用。而使用燃料作为热交换剂可以减小热交换系统的结构重量和复杂度，简化管道布置；也使燃料提前预热汽化，对燃烧更加有利。

组合发动机不同模态时的工作方式及模态间变换方式：

1.涡扇模态

如图7所示，此时外涵进气道33和内涵进气道14都开启且张开较大，主内涵道排气口打开。此时风扇处于涡扇模态，风扇转子17通过低压转子-风扇减速传动系统受低压转子驱动，风扇叶片171对外涵道12空气增压。在预压室20内和燃料喷注口13处的热交换器25开启，燃料先流过预压室20内的热交换器25，再流过燃料喷注口13处的热交换器25，最后注入燃烧室并与空气混合。

在内涵道，空气经外涵进气道33前半部分流入内涵进气道14，再流入低压压气机15。低压压气机15受低压涡轮23驱动，对空气增压。由于组合发动机采用中间风扇的设计，因此低压压气机15不会受到风扇的不利干扰。大部分被低压压气机15增压的空气会流过风扇叶片171的风扇叶柄172进入核心机；而有少部分会从风扇转子17处溢出至外涵道12，可以增加外涵道12排气的压力及发动机的燃油效率，其效果类似于美国为第六代战机研制的变循环涡扇发动机的“中间涵道”。

高压压气机19被高压涡轮22驱动转动，对进入核心机的被低压压气机15增压的高压空气再次增压。之后空气被排入预压室20。在预压室20内，被增压而温度上升的高压气流流过热交换器25，与低温燃料做热交换。燃料升温，气流降温。气流的降温会再次提高压缩效率，准备用作燃烧。

预压室20也是用来增压空气的，其分担了一部分压气机增压空气的任务，因而高压压气机19的级数可以设计的更少。因此组合发动机的高压压气机19只有四级转子叶片，减小了发动机的结构复杂度和重量，缩短了尺寸，减小了高压转子的启动惯性。而较少的压气机级数也就意味着涡轮更小的负荷，对燃气的能量消耗也就更少，燃气可以保留更多能量用以驱动低压转子以及最后喷出形成推力，间接提高了低压转子的转速和发动机推力。而且预压室20这个介于燃烧室和压气机之间的中空空间，可以起到一定的抑制发动机喘振的效果。

燃料在内涵燃烧室21内燃烧后，燃气依次流过并驱动高压涡轮22和低压涡轮23转动。之后燃气经主内涵道排气口排入外涵道12后部，在那里将与外涵道12排气混合最后由矢量喷口4排出。

在外涵道12，空气经外涵进气道33进入外涵道12。之后空气经风扇增压并与部分从内涵溢出的由低压压气机15增压的空气混合，而后从核心机外流过并冷却核心机。最后与核心机排气混合，由矢量喷口4喷出。与现代战斗机的涡扇发动机相比，组合发动机的涵道比较大，拥有更高的效率或更大的推力；同时这也是为双模态冲压发动机1预留足够的空间。

如图7所示，燃料依次流入预压室20内的热交换器25和燃料喷注口13（外置管道未给出），最后在内涵燃烧室21内注入压缩空气。

2.涡喷模态

如图8所示，此时外涵道进气口3张开较小，内涵道进气口141的锥形罩壳16张开较大。所述风扇变速装置的离合器30断开，所述低压转子轴231空转，所述中心齿轮27不动，从而使风扇转子17与低压转子断开联动。此时低压涡轮23只用来驱动低压压气机15，低压压气机15转速上升，满足了涡喷模态对压气机高效率的需求。此时风扇转子17停转，风扇叶片171变距，叶片平行于来流，尽量降低风扇阻力。其它部件的工作模态与涡扇模态时相似。

空气经内涵道进气口141和内涵进气道14进入低压压气机15，由低压压气机15增压后大部分空气经风扇叶片171的风扇叶柄172流入核心机，而一少部分空气会溢出至外涵道12，冷却核心机的同时增加外涵道12气流压力，提高发动机效率。流入核心机的空气再依次流过高压压气机19、预压室20、内涵燃烧室21和高压涡轮22，核心机的工作方式与涡扇时相同。

由于风扇转子17与低压转子断开联动，使得低压涡轮23的负荷减小，转速提升，从而提高低压压气机15的增压比，适应了涡喷发动机2对压气机高效率的要求。

3.超声速燃烧冲压模态

因为双模态冲压发动机1中的大部分设计点是为了满足超声速燃烧冲压模态，所以本说明书把超声速燃烧冲压模态放在亚声速燃烧冲压模态之前叙述。

在超声速燃烧冲压模态时，内涵道进气口141的锥形罩壳16完全关闭，形成一个指向前的锥体。外涵进气道33的进气口张开较大，主内涵道排气口完全关闭，形成一个指向后的锥体。风扇叶片171仍平行于来流，尽量降低风扇叶片171的阻力。在本模态中整个外涵道12内壁和燃料喷注口13处的热交换器25开启。

空气由外部进入外涵进气道33，并在外涵进气道33中的一系列激波串的作用下继续减速增压。前文中提到，进气道稍微向上倾斜，这势必会增加阻力。但是进气口前端产生的第一道激波使其后的气流流向稍向上偏转，向上倾斜的进气道实际上正好适应了气流的流向。

进气流过外涵进气道33后与燃料混合再流过风扇转子17，风扇转子17后为外涵燃烧室124。外涵燃烧室124起于风扇转子17止于主内涵到排气口，可见其长度十分大，本实施例以长燃烧室的方式保证超声速下充分的燃烧。但其带来的问题是需要冷却的面积也十分大，这个问题通过此处内壁内流过的起冷却作用的燃料来解决。

由于组合发动机采用中间风扇设计，内涵在风扇处“断开”，使风扇处的内外涵道12是相通的。因此在内涵外壁的附面层会在风扇处脱离壁面被卷入外涵道12气流。而且外涵道12的高速气流会通过引射作用抽吸内涵中的空气。内涵的气压会因为引射作用远低于外涵道12，甚至成为类中空状态。这会在风扇处形成横向压力梯度，使外涵道12气流有向中间靠拢的趋势。同时风扇也起到一定的涡流发生器的作用，这种两种作用相产生十分复杂的气动耦合，使风扇后形成强度较高且结构复杂的涡流。内涵外壁的附面层一定会被卷入涡流，外涵道12内壁的涡流也很有可能被卷入。研究表明，当燃料充分预混时，在高温高压的附面层中会提前发生燃烧。已经发生燃烧的附面层卷入涡流后，会迅速引起其它预混燃气的燃烧，从而点燃外涵燃烧室124。中间风扇的特殊设计构型，使组合发动机通过形成涡流并将预燃附面层卷入的方式扩散和维持火焰，解决了超声速燃烧点火、火焰扩散和维持火焰难的问题。

4.亚声速燃烧冲压模态

如图10所示，发动机在亚声速燃烧冲压模态时的工作方式与超声速燃烧冲压模态时的工作方式相同，只是在外涵燃烧室124内发生的是亚声速燃烧，超声速气流在外涵进气道33内便减速扩压至亚声速。

此时外涵进气道33的进气口张开较小，矢量喷口4调节为收缩扩张喷口，其它可调部件的工作状态与超声速燃烧冲压模态时相同。

来流在外涵进气道33内减速增压至亚声速并与燃料混合，再经外涵燃烧室124燃烧后通过收缩扩张喷口加速至超声速喷出。

本实施例的组合发动机将变距风扇、中间风扇、低压转子-风扇减速传动系统、燃气预冷等设计相结合，在实现高超声速飞行动力的同时，在低速也获得了大推力、大推重比。通过优化各部件各流道的设计，解决了涡轮基组合循环发动机流道共用少、死重多等问题。通过中间风扇设计提高了涡扇和涡喷模态的推力效率，并解决了超声速燃烧冲压模态发动机点火、维持火焰难的问题。组合发动机满足了本实施例飞行器宽速度包线的动力需求，使其在所有速度下都拥有强劲的心脏。

本实用新型将燃气预冷、减速传动、中间风扇等设计融入组合发动机的涡扇模态，通过进一步优化细节设计，提高了发动机的效率和推重比，从而保证了本实用新型作为一款战斗机的高动力需求。利用中间风扇设计的特殊内涵构型，解决了双模态冲压发动机1超燃时点火难的问题。进一步优化组合发动机各部件、各涵道的功用，使其满足高超声速动力需求的同时，拥有较高效率。

如上所述，已经在上面具体地描述了本实用新型的实施例，但是本实用新型不限于此。本领域的技术人员应该理解，可以根据设计要求或其它因素进行各种修改、组合、子组合或者替换，而它们在所附权利要求及其等效物的范围内。

Claims (3)

1.涡轮基组合循环发动机用风扇系统，安装在低压压气机和高压压气机之间，其特征在于：包括风扇叶片、风扇叶柄和转子体，所述转子体通过风扇变速装置与低压压气机的转子轴动力连接，所述转子体转动安装在低压压气机的转子轴上。

2.如权利要求1所述的涡轮基组合循环发动机用风扇系统，其特征在于：所述风扇变速装置包括转动安装在低压压气机的转子轴上的中心齿轮，转动安装在所述中心齿轮上的行星齿轮，所述行星齿轮外安装有齿圈，所述齿圈固定连接有转子体，所述转子体外周固定安装有所述风扇叶柄，所述转子体转动安装在所述低压转子轴上；所述中心齿轮与所述低压转子轴之间安装有离合器。

3.如权利要求1所述的涡轮基组合循环发动机用风扇系统，其特征在于：所述风扇叶片为可变距叶片。