CN212296629U - 富氧强化涡扇航空航天发动机 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种富氧强化涡扇航空航天发动机，由风扇、低压压气机、中压压气机、高压压气机、环形燃烧室、高压涡轮、中压涡轮、低压涡轮、内涵道尾喷口、外涵道尾喷口、后支撑架、富氧装置、发动机机身以及尾翼组成，本发明发动机是在原有涡扇航空航天发动机基础上增设了富氧装置，该富氧装置由富氧空气收集腔、富氧空气径向导管、富氧空气聚集槽以及富氧空气反向输送环管组成，将远离涵道轴心的富氧空气引入内涵道经过压气机进入燃烧室，供航空燃料高效燃烧使用，从而实现高空稀薄空气环境下氧气的高效利用，可有效提升飞行器的飞行高度。本发明富氧强化涡扇航空航天发动机，不仅可以运用做民航飞机航空发动机，也可用做战斗机嵌入式航空发动机。

Description

富氧强化涡扇航空航天发动机

技术领域

本发明属于能源动力及航空航天领域，涉及富氧强化涡扇航空航天发动机。

背景技术

涡轮风扇发动机，又称“涡扇发动机”。是指由喷管喷射出的燃气与风扇排出的空气共同产生反作用推力的燃气涡轮发动机。由压气机、燃烧室、高压涡轮(驱动压气机)、低压涡轮(驱动风扇)和排气系统组成。其中前3部分称为“核心机”，由核心机流出的燃气中的可用能量，一部分用于带动低压涡轮以驱动风扇，一部分在喷管中用以加速喷出的燃气。涵道比与耗油率关系密切。

涡扇发动机的优点为：推力大、推进效率高、噪音低、燃油消耗率低，飞机航程远。涡扇发动机的缺点为：风扇直径大，迎风面积大，因而阻力大，发动机结构复杂，设计难度大。

第一代涡轮风扇发动机诞生于20世纪50年代末。经过六十多年的发展，以航空涡扇发动机为代表的航空燃气涡轮发动机已经具备较高的技术水平。但是，由于大气密度和氧气量随着高度的增加而减少，以空气作为氧化剂的此类发动机推力下降，推进的飞机不能飞得太高太快。

公开号为CN 105841193 B的发明专利《两种航空航天涡扇发动机》提出了针对航空涡扇发动机的工作高度有限，通过设置进气道富氧气喷注组件，延用现有航空涡扇发动机的主体结构，采用两种有声腔和隔板再生冷却式加力燃烧室，使得航空涡扇发动机可变成在任何高度工作的两种航空航天涡扇发动机。该方案在一定程度上改善了涡扇发动机受高空限制这一缺陷，但仍需要在工作时携带过氧化氢等制氧物质。

研发既能充分吸收大气中氧气进行燃烧，又能在任何高度工作，而且无需携带制氧剂的涡扇发动机是市场的现实需求。

发明内容

针对地球大气层由于重力作用，高空氧气稀薄，导致飞机飞行高度受限且燃料不能充分燃烧的问题，本发明新型航空发动机创新提出利用扇页高速旋转离心作用，使进入涵道的空气按照相对分子质量分层，从涡扇轴心向外形成径向氧气浓度递增的梯度分布，外涵道为富氧层而内涵道为富氮层。

现有涡扇发动机是将富氮空气引入燃烧室，而将富氧空气通过外涵道排放，是燃烧不充分和飞行高度受限问题的根源。本发明通过创新结构设计，将远离涵道轴心的富氧空气引入内涵道，经过压气系统进入燃烧室，使靠近轴心的富氮空气向外涵道迁移，从而实现高空稀薄空气环境下氧气的高效利用，显著提升燃料的燃烧效率和飞机的高空性能。

为实现上述功能，本发明采用的技术方案如下：富氧强化涡扇航空航天发动机，由风扇、低压压气机、中压压气机、高压压气机、环形燃烧室、高压涡轮、中压涡轮、低压涡轮、内涵道尾喷口、外涵道尾喷口、后支撑架、富氧装置、发动机机身以及尾翼组成，其中风扇、低压压气机、中压压气机、高压压气机、环形燃烧室、高压涡轮、中压涡轮、低压涡轮、内涵道尾喷口、外涵道尾喷口、发动机机身以及尾翼为传统涡扇发动机现有装置，风扇位于发动机头部，风扇前端为发动机进气口；风扇后侧为压气系统，压气系统由低压压气机、中压压气机、高压压气机依次排列构成；高压压气机后侧设置环形燃烧室；环形燃烧室后侧为涡轮系统，涡轮系统依次由高压涡轮、中压涡轮、低压涡轮构成；内涵道贯穿压气系统(低中高)、燃烧室、涡轮系统(高中低)，最后到达发动机尾翼处，内涵道末端为内涵道尾喷口；在压气系统(低中高)、燃烧室、涡轮系统(高中低)外侧与发动机机身之前为外涵道，外涵道末端为外涵道尾喷口，内涵道尾喷口与外涵道尾喷口内外相互平行，都位于发动机机身的尾端。

本发明富氧强化涡扇航空航天发动机在原有涡扇发动机的基础之上，增加了富氧装置，富氧装置由富氧空气收集腔、富氧空气径向导管、富氧空气聚集槽以及富氧空气反向输送环管组成，风扇后侧外涵道外壁上设置有富氧空气收集入口，富氧空气在离心力作用下由外涵道外壁经过富氧空气收集入口到达富氧空气收集腔，富氧空气收集腔位于外涵道和发动机机身之间，富氧空气收集腔连有富氧空气通道，通道为圆弧形，通道末端为富氧空气径向导管；富氧空气径向导管位于发动机前支撑架内，富氧空气径向导管末端连接富氧空气聚集槽；富氧空气聚集槽与内涵道之间(低压压气机前端)设置富氧空气反向输送环管，富氧空气反向输送环管的末端为富氧空气出口，富氧空气可由外涵道到达低压压气机前端，与内涵道原有空气汇合，实现内涵道气流氧浓度提升，最终参与燃烧。

带有本发明富氧强化涡扇航空航天发动机的飞行器在飞行过程中，与飞行器对流的空气经过风扇流入涡扇发动机，由于风扇的高速旋转产生的巨大离心作用，使进入涵道的空气按照相对分子质量分层，从涡扇轴心向外形成径向氧气浓度递增的梯度分布，外涵道为富氧层而内涵道为富氮层。本发明将外涵道部分富氧空气由富氧空气收集口进入富氧空气环形流道，流道中设置富氧空气导管入口，富氧空气由富氧空气导管入口流经富氧空气导管，进入富氧空气聚集仓，富氧空气聚集仓的末端为聚集仓出口，最终到达低压压气机前端，与内涵道原有空气汇合，实现内涵道气流氧浓度提升。混合空气经压气系统压缩后进入燃烧室，供航空燃料实现高效燃烧，形成高温高压气流，进入涡轮系统，带动涡轮旋转产生推力，尾气从尾气喷口排出。

本发明富氧强化涡扇航空航天发动机，还可使用旋风分离器或在风扇后侧与富氧空气收集入口之间的外涵道内设置二级分离风扇、磁力氮氧分离装置、分子筛、氮氧分离膜等结构，以实现多级分离。

本发明富氧强化涡扇航空航天发动机依据应用场合可改变外观，用作民航发动机、嵌入式发动机、低涵道比涡扇发动机以及火箭推进机等航空航天发动机使用。

本发明富氧强化涡扇航空航天发动机，其优点和作用为：

(1)提升飞行器的飞行高度。本发明富氧强化涡扇航空航天发动机，利用扇叶高速旋转离心作用，使进入涵道的空气按照相对分子质量分层，从涡扇轴心向外形成径向氧气浓度递增的梯度分布，外涵道为富氧层而内涵道为富氮层。将远离涵道轴心的富氧空气引入内涵道经过压气机进入燃烧室，供航空燃料高效燃烧使用，从而实现高空稀薄空气环境下氧气的高效利用，可有效提升飞行器的飞行高度。

(2)高空环境下的富氧利用。本发明富氧强化涡扇航空航天发动机，完全依靠物理的离心作用，将空气中有限的氧气实现富氧化，无需携带制氧剂，实现高空中就地取材。

(3)应用领域广泛。本发明富氧强化涡扇航空航天发动机，不仅可以运用做民航飞机航空发动机，也可用做战斗机嵌入式航空发动机。

附图说明

图1是本发明富氧强化涡扇航空航天发动机的第一实施例的轴测图。

图2是本发明富氧强化涡扇航空航天发动机的第一实施例的剖面图。

图3是本发明富氧强化涡扇航空航天发动机的第二实施例的轴测图。

图4是本发明富氧强化涡扇航空航天发动机的第二实施例的剖面图。

图5是本发明富氧强化涡扇航空航天发动机的第三实施例的轴测图。

图6是本发明富氧强化涡扇航空航天发动机的第三实施例的剖面图。

图7是本发明富氧强化涡扇航空航天发动机的第四实施例的示意图。

图中：1-风扇；2-低压压气机；3-中压压气机；4-高压压气机；5-环形燃烧室；6-高压涡轮；7-中压涡轮；8-低压涡轮；9-内涵道尾喷口；10-外涵道尾喷口；11-后支撑架；12-1富氧空气收集腔；12-2富氧空气收集入口；12-3富氧空气径向导管；12-4富氧空气聚集槽；12-5富氧空气反向输送环管；12-6富氧空气出口；13-发动机机身；14-尾翼；15-矢量喷口；16-涡扇发动机；17-火箭运输机；18-火箭；19-低压第二风扇。

具体实施方式

本发明富氧强化涡扇航空航天发动机的第一个实施例，如图1和图2所示，可用作民航飞机的涡扇航空发动机。本发明富氧强化涡扇航空航天发动机由风扇1、低压压气机2、中压压气机3、高压压气机4、环形燃烧室5、高压涡轮6、中压涡轮7、低压涡轮8、内涵道尾喷口9、外涵道尾喷口10、后支撑架11、富氧装置12、发动机机身13以及尾翼14组成。其中风扇1、低压压气机2、中压压气机3、高压压气机4、环形燃烧室5、高压涡轮6、中压涡轮7、低压涡轮8、内涵道尾喷口9、外涵道尾喷口10、发动机机身13以及尾翼14为传统涡扇发动机现有装置。风扇1位于发动机头部，风扇2前端为发动机进气口；风扇后侧为压气系统，由低压压气机2、中压压气机3、高压压气机4以此排列构成；高压压气机4后侧设置环形燃烧室5；环形燃烧室后侧为涡轮系统，依次由高压涡轮6、中压涡轮7、低压涡轮8构成；内涵道贯穿上述机构，最后到达发动机尾翼14处，末端为内涵道尾喷口9；在上述机构外侧与发动机机身之前为外涵道，末端为外涵道尾喷口10。

本发明富氧强化涡扇航空航天发动机，在原有涡扇发动机的基础之上，由富氧空气收集腔12-1、富氧空气径向导管12-3、富氧空气聚集槽12-4和富氧空气反向输送环管12-5组成。富氧空气收集入口12-2位于风扇后侧外涵道外壁上，富氧空气收集入口12-2外侧为富氧空气收集腔12-1，富氧空气收集腔12-1连有富氧空气通道，通道为圆弧形，通道末端为富氧空气径向导管12-3；富氧空气径向导管12-3位于发动机前支撑架内，末端为富氧空气聚集槽12-4；富氧空气聚集槽12-4与内涵道(低压压气机前端)设置富氧空气反向输送环管12-5以及富氧空气出口12-6。

如图1和图2所示，本发明富氧强化涡扇航空航天发动机的第一个实施例，可用作民航飞机的涡扇航空发动机。本装置改进了涡扇发动机由于大直径风扇1对空气的离心作用造成的空气氧气利用率降低的缺点。通过在外涵道外侧增加夹层和空腔，以及在风扇1后侧的外涵道外壁开孔，即富氧空气收集入口12-2，在内外涵道间通过富氧空气径向导管12-3输送富氧空气的方法，增加了空气中氧气利用率。空气在经过风扇1的离心分离作用后，大量氧气被离心到外侧。此时刚被离心的氧气在径向离心惯性力的作用下，通过富氧空气收集入口12-2，被甩进风扇后侧的富氧空气收集腔12-1内，富氧空气收集腔12-1后侧为弧线设计，可以减少因急剧转向造成的能量损失。然后富氧空气进入富氧空气径向导管12-3，再经过富氧空气聚集槽12-4。富氧空气聚集槽12-4嵌在低压压气机2的外壁，作用仍是避免富氧空气急剧转弯造成能量损失。而后富氧空气再通过富氧空气反向输送环管12-5以及富氧空气出口12-6进入内涵道，在低压压气机2入口处通过孔洞汇入进入内涵道的气流，从而增加压缩空气的氧气浓度，提高发动机整体工作水平。富氧空气的流动过程为：飞行器飞行过程中，与飞行器对流的空气经过风扇1流入涡扇发动机，由于风扇1的高速旋转产生的巨大离心作用，使进入涵道的空气按照相对分子质量分层，从涡扇轴心向外形成径向氧气浓度递增的梯度分布，外涵道为富氧层而内涵道为富氮层。部分富氧空气在外涵道由富氧空气收集入口12-2进入富氧空气收集腔12-1，流经富氧空气径向导管12-3进入富氧空气聚集槽12-4，富氧空气聚集槽12-4与富氧空气反向输送环管(低压压气机外壁)12-5相连，富氧空气从富氧空气聚集槽12-4流出后延富氧空气反向输送环管(低压压气机外壁)12-5流动，最终到达低压压气机2前端，与内涵道原有空气汇合，实现内涵道气流氧浓度提升。混合空气经低压压气机2、中压压气机3和高压压气机4压缩后进入环形燃烧室5，供航空燃料实现高效燃烧，形成高温高压气流，进入涡轮系统。涡轮系统由低压涡轮6、中压涡轮7和高压涡轮8组成，带动涡轮旋转产生推力，尾气从内涵道喷口9排出。未进入内涵道的空气经过外涵道由外涵道喷口10排出。

本发明富氧强化涡扇航空航天发动机的第二个实施例，如图3和图4所示，可用作嵌入式涡扇航空发动机。本实施例发动机的具体工作方式与实施例一中用于民航的发动机相同。为了适应嵌入式涡扇航空发动机特殊需求，将发动机外壳改为直线型。同时，为了适应飞行器的灵活变向的需求，将内涵道喷口改为矢量型，形成矢量喷口15。矢量喷口就是可以改变喷射方向的喷口，通过改变喷口方向来产生不同方向的加速度，矢量喷口技术对战斗机的隐身、减阻，减重都十分有效。该种富氧强化涡扇航空航天发动机可用在战斗机等采用嵌入式发动机的飞行器当中。

本发明富氧强化涡扇航空航天发动机的第三个实施例，如图5和图6所示，可用低涵道比涡扇发动机。在风扇1后侧设置低压第二风扇19，空气在低压第二风扇19外侧通过富氧空气收集口12-2进入富氧空气收集槽12-1，通过富氧空气径向导管12-3进入压气机前方，在富氧空气-空气汇合口前方与普通空气汇合，并被这部分空气的动能带出汇合口富氧空气出口12-6，进入低压压气机3，实现了外侧富氧空气的利用。本实施例发动机的其余工作方式与实施例一中用于民航的发动机相同。

如图7所示，本发明富氧强化涡扇航空航天发动机的第四个实施例，可用火箭大气层内飞行器推进动力。本实施例是一种运载机搭配火箭的运载方式。可以解决火箭燃料污染，火箭装置无法回收利用的问题。两架大型运载机17以背靠背或面对面的方式竖直固定在发射平台上，运输机17中间连接重型火箭18。当火箭18点火起飞时，火箭助推器与运输机17发动机同时启动，为运输机与火箭提供动力。运输机17采用本发明的富氧强化涡扇航空航天发动机作为推进装置，在大气层内实现富氧化空气利用。

Claims (5)

1.富氧强化涡扇航空航天发动机，其特征在于：由风扇、低压压气机、中压压气机、高压压气机、环形燃烧室、高压涡轮、中压涡轮、低压涡轮、内涵道尾喷口、外涵道尾喷口、后支撑架、富氧装置、发动机机身以及尾翼组成，其中风扇、低压压气机、中压压气机、高压压气机、环形燃烧室、高压涡轮、中压涡轮、低压涡轮、内涵道尾喷口、外涵道尾喷口、发动机机身以及尾翼为传统涡扇发动机现有装置，风扇位于发动机头部，风扇前端为发动机进气口；风扇后侧为压气系统，压气系统由低压压气机、中压压气机、高压压气机依次排列构成；高压压气机后侧设置环形燃烧室；环形燃烧室后侧为涡轮系统，涡轮系统依次由高压涡轮、中压涡轮、低压涡轮构成；内涵道贯穿压气系统、燃烧室、涡轮系统，最后到达发动机尾翼处，内涵道末端为内涵道尾喷口；在压气系统、燃烧室、涡轮系统外侧与发动机机身之前为外涵道，外涵道末端为外涵道尾喷口，内涵道尾喷口与外涵道尾喷口内外相互平行，都位于发动机机身的尾端；富氧装置由富氧空气收集腔、富氧空气径向导管、富氧空气聚集槽以及富氧空气反向输送环管组成，风扇后侧外涵道外壁上设置有富氧空气收集入口，富氧空气在离心力作用下由外涵道外壁经过富氧空气收集入口到达富氧空气收集腔，富氧空气收集腔位于外涵道和发动机机身之间，富氧空气收集腔连有富氧空气通道，通道为圆弧形，通道末端为富氧空气径向导管；富氧空气径向导管位于发动机前支撑架内，富氧空气径向导管末端连接富氧空气聚集槽；富氧空气聚集槽与内涵道之间设置富氧空气反向输送环管，富氧空气反向输送环管的末端为富氧空气出口。

2.根据权利要求1所述的富氧强化涡扇航空航天发动机，其特征在于：使用旋风分离器或在风扇后侧与富氧空气收集入口之间的外涵道内设置二级分离风扇、磁力氮氧分离装置、分子筛或氮氧分离膜。

3.根据权利要求1所述的富氧强化涡扇航空航天发动机，其特征在于：将发动机外壳改为直线型，将内涵道喷口改为矢量型，形成矢量喷口。

4.根据权利要求1所述的富氧强化涡扇航空航天发动机，其特征在于：在风扇后侧设置低压第二风扇，空气在低压第二风扇外侧通过富氧空气收集口进入富氧空气收集槽，通过富氧空气径向导管进入压气机前方，在富氧空气-空气汇合口前方与普通空气汇合，并被这部分空气的动能带出汇合口富氧空气出口，进入低压压气机。

5.根据权利要求1所述的富氧强化涡扇航空航天发动机，其特征在于：两架大型运载机以背靠背或面对面的方式竖直固定在发射平台上，运输机中间连接重型火箭，富氧装置在大气层内实现富氧化空气利用。

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