CN216714549U - 一种双转子航空发动机 - Google Patents

Abstract

提供一种双转子航空发动机，包括低压轴和高压轴，该发动机包括风扇、低压涡轮、高压压气机和高压涡轮，低压涡轮与风扇共同由低压轴支撑，高压涡轮与高压压气机共同由高压轴支撑，风扇由低压涡轮驱动，高压压气机用于接收来自风扇的输入气流。该双转子航空发动机能够有效简化发动机整体结构，降低发动机整体重量。

Description

一种双转子航空发动机

技术领域

本实用新型涉及航空发动机领域，具体涉及航空发动机结构设计领域。

背景技术

航空发动机结构复杂，零件数量、种类繁多，零件加工制造精度高，部件、整机装配难度极大。目前，常规构型航空发动机支承方案一般涉及5-8个支点，承力机匣一般需要3-4个。上述设计下零件较多，导致整机重量居高不下、推重比进一步提高受到很大限制，同时由于零件多导致整机可靠性较差、装配难度大。由于大涵道比涡轮风扇发动机推力近80％是由风扇提供的，最大化发挥风扇的功效、适当弱化内涵功效是未来航空发动机发展的趋势。

针对上述问题，提出一种双转子航空发动机，以简化发动机结构、降低装配难度。

实用新型内容

本实用新型的一个目的是提供一种双转子航空发动机，能简化发动机结构，最大化发挥风扇功效。

为实现上述目的的双转子航空发动机包括低压轴和高压轴，还包括风扇、低压涡轮、高压压气机和高压涡轮，低压涡轮与所述风扇共同由所述低压轴支撑；高压涡轮与所述高压压气机共同由所述高压轴支撑；其中，所述风扇由所述低压涡轮驱动，所述高压压气机用于接收来自所述风扇的输入气流并传递至所述高压涡轮。

在一个或多个实施例中，该双转子航空发动机还包括中介机匣，设置在所述风扇和所述高压压气机之间。

在一个或多个实施例中，该双转子航空发动机包括前支点和后支点，所述前支点用于通过所述中介机匣支承所述高压压气机前端，所述后支点用于支承所述高压涡轮后端和所述低压涡轮。

在一个或多个实施例中，该双转子航空发动机还包括风扇整流器，与所述中介机匣的支板融合设计。

在一个或多个实施例中，该双转子航空发动机还包括燃气发生器，设置在所述高压涡轮前端。

在一个或多个实施例中，所述高压压气机的级数为2～9级。

在一个或多个实施例中，所述低压涡轮的级数为1～2级。

上述双转子航空发动机通过取消低压压气机的设置，直接将风扇引入的气流引入高压压气机，因此传统支承方案中的支点结构可以简化，支点跨距减小，提高了转子支承刚度；且由于取消了低压压气机的设置，有效减小了发动机零件数量和发动机整体重量、并使得发动机整体的轴向尺寸降低，并有效降低后续滑油系统设计、制造、装配的难度。

附图说明

本实用新型的上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变得更加明显，其中：

图1是现有发动机结构示意图。

图2是本申请的双转子航空发动机结构示意图。

图3是9级高压压气机转子示意图。

图4是2级高压压气机转子示意图。

图5是2级高压涡轮转子示意图。

图6是1级高压涡轮转子示意图。

符号标记说明

11、101 风扇

12、102 风扇机匣

13 风扇整流器

14 低压压气机

15 中介机匣

16 核心机静子

17、107 核心机转子

18 级间机匣

19、109 低压涡轮

20 低压涡轮静子机匣

21 涡轮后机匣

106 燃气发生器

104 高压压气机

105 高压涡轮

100 低压轴

200 高压轴

具体实施方式

下面结合具体实施例和附图对本实用新型作进一步说明，在以下的描述中阐述了更多的细节以便于充分理解本实用新型，但是本实用新型显然能够以多种不同于此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本实用新型内涵的情况下根据实际应用情况作类似推广、演绎，因此不应以此具体实施例的内容限制本实用新型的保护范围。

需要注意的是，这些以及后续其他的附图均仅作为示例，其并非是按照等比例的条件绘制的，并且不应该以此作为对本实用新型实际要求的保护范围构成限制。

需要说明的是，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。

图1示出了传统双转子发动机的结构，低压轴100连接风扇11、低压压气机14和低压涡轮19，高压轴200连接高压压气机和高压涡轮，高压压气机和高压涡轮也即图1所示的核心机转子17和核心机静子16部分。核心机转子17表示高压压气机和高压涡轮的转子部分，与核心机转子17相对的核心机静子16包括高压压气机和高压涡轮的静子部分。

继续参照图2所示，风扇11设置在风扇机匣12内，风扇整流器13是风扇静子部件，设置在风扇机匣12的内周面上。中介机匣15作为发动机的主要承力部件，设置在核心机机匣和风扇机匣之间。级间机匣18用于连接核心机与低压涡轮19。低压涡轮设置在低压涡轮静子机匣20内，低压涡轮静子机匣20连接涡轮后机匣21。

上述传统结构中，航空发动机需要设置五个支点。低压转子采用0-2-1方案，其中N1和N2支承于低压轴前端，N5支承于低压转子后端；高压转子采用1-0-1方案，其中N3用于支承高压压气机前端，N4支承于高压涡轮轴后端。

部分气体由风扇11进入压气机内机匣后，经低压压气机14增压后进入核心机的高压压气机，并在高压涡轮处释能，最后经由低压涡轮喷出。该设计方案下发动机结构较为复杂，零件数量多、种类多，装配过程难度较大。

为提供一种简化结构，降低装配难度，本公开提出一种双转子航空发动机，结合图2所示，该结构包括低压轴100和高压轴200，还包括风扇102、低压涡轮109、高压压气机104和高压涡轮105。

其中低压涡轮109与风扇101共同由低压轴100支撑，高压涡轮105与高压压气机104作为核心机部分，共同由高压轴200支撑。

风扇101由低压涡轮109驱动，高压压气机104用于接收来自风扇的输入气流，并输入高压涡轮105。

在上述结构中，风扇101输入的气流直接流入高压压气机104，取消了传统发动机的增压级，因此能够显著减小发动机轴向尺寸。

由于风扇101由低压涡轮109驱动，因此低压涡轮输出功大幅下降，高压压气机104、高压涡轮105、低压涡轮109的级数可进一步减少，又能够进一步的简化发动机结构，缩短轴向尺寸；也会显著降低燃油耗油率。

为最大化发挥风扇的优势，可适当增加叶片直径尺寸，以提高外涵流量，从而提高发动机涵道比，外涵推力增加，整体上发动机推力将会提高。此时发动机高、低压转子转速可进一步降低，涡轮前温度可进一步降低。

在上述结构中，风扇由低压涡轮109驱动，由于低压涡轮109只驱动风扇，因此对低压涡轮109要求不高，在此要求下压气机和涡轮级数可进一步减少。

在一个优选示例中，可用2～9级压气机，1～2级涡轮，燃气发生器轴向尺寸可降低约400mm，进一步简化了发动机的结构。低压涡轮可减少到2级，轴向尺寸减少约200mm。

由于取消了传统发动机的低压压气机，N1和N2支点组件也可以取消。在一个实施例中，该双转子航空发动机包括前支点M1和后支点M2，前支点M1用于通过中介机匣支承高压压气机前端，后支点M2用于支承高压涡轮后端和低压涡轮。

由于发动机仅采取两个支点，因此相比传统双转子涡扇发动机而言，支承结构由5套减少到2套，简化了发动机部件的数目，风扇与中介机匣距离可适当减小；此外由于两个支点间的跨距减小，提高了转子支承刚度，提高了发动机的可靠性。

发动机的机匣数目也获得简化，由传统方案中的3-4个减少到2个，进一步降低了发动机整体重量，降低了装配难度，并降低了后续的调整、滑油系统设计等环节的难度。

在一个实施例中，该双转子航空发动机还包括中介机匣，设置在风扇101和高压压气机104之间。进一步的，该双转子航空发动机还包括风扇整流器，风扇整流器可以与中介机匣15的支板一体设计。风扇与中介采用紧凑结构，能够减少发动机整体轴向尺寸约500mm。

在一个实施例中，该双转子航空发动机还包括燃气发生器106，燃气发生器106设置在高压涡轮前端。燃气发生器106的一个作用是产生内涵推力，另一个主要是通过低压涡轮驱动风扇。

上述双转子航空发动机结构能有效降低发动机零件数量，如轴承、机匣的数目，在部分型号中能够减少原来零件总数的1/3；此外减少的零件数量也有效减少了发动机的轴向长度，减小了支点跨距，有效提高了转子支承刚度。减少的零件数量还有效降低整机重量，在一定程度上提高推重比，降低后续滑油系统设计、制造、装配的难度。

在本申请的描述中，需要理解的是，方位词如“前、后、上、下、左、右”、“横向、竖向、垂直、水平”和“顶、底”等所指示的方位或位置关系通常是基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，在未作相反说明的情况下，这些方位词并不指示和暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位或者以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制；方位词“内、外”是指相对于各部件本身的轮廓的内外。

同时，本申请使用了特定词语来描述本申请的实施例。如“一个实施例”、“一实施例”、和/或“一些实施例”意指与本申请至少一个实施例相关的某一特征、结构或特点。因此，应强调并注意的是，本说明书中在不同位置两次或多次提及的“一实施例”或“一个实施例”或“一替代性实施例”并不一定是指同一实施例。此外，本申请的一个或多个实施例中的某些特征、结构或特点可以进行适当的组合。

同理，应当注意的是，为了简化本申请披露的表述，从而帮助对一个或多个发明实施例的理解，前文对本申请实施例的描述中，有时会将多种特征归并至一个实施例、附图或对其的描述中。但是，这种披露方法并不意味着本申请对象所需要的特征比权利要求中提及的特征多。实际上，实施例的特征要少于上述披露的单个实施例的全部特征。

本实用新型虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本实用新型，任何本领域技术人员在不脱离本实用新型的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改。因此，凡是未脱离本实用新型技术方案的内容，依据本实用新型的技术实质对以上实施例所作的任何修改、等同变化及修饰，均落入本实用新型权利要求所界定的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种双转子航空发动机，包括低压轴和高压轴，其特征在于，包括：

风扇；

低压涡轮，与所述风扇共同由所述低压轴支撑；

高压压气机；

高压涡轮，与所述高压压气机共同由所述高压轴支撑；

其中，所述风扇由所述低压涡轮驱动，所述高压压气机用于接收来自所述风扇的输入气流并传递至所述高压涡轮。

2.如权利要求1所述的双转子航空发动机，其特征在于，该双转子航空发动机还包括中介机匣，设置在所述风扇和所述高压压气机之间。

3.如权利要求2所述的双转子航空发动机，其特征在于，该双转子航空发动机包括前支点和后支点，所述前支点用于通过所述中介机匣支承所述高压压气机前端，所述后支点用于支承所述高压涡轮后端和所述低压涡轮。

4.如权利要求2所述的双转子航空发动机，其特征在于，该双转子航空发动机还包括风扇整流器，与所述中介机匣的支板融合设计。

5.如权利要求1所述的双转子航空发动机，其特征在于，该双转子航空发动机还包括燃气发生器，设置在所述高压涡轮前端。

6.如权利要求1所述的双转子航空发动机，其特征在于，所述高压压气机的级数为2～9级。

7.如权利要求1所述的双转子航空发动机，其特征在于，所述低压涡轮的级数为1～2级。

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