CN219622787U - 航空发动机的核心机 - Google Patents

Abstract

本申请涉及航空发动机技术领域，提供一种航空发动机的核心机，包括：静置的主轴、旋转机匣、中置燃烧室和涡燃一体的高压涡轮。静置的主轴、旋转机匣、中置燃烧室和涡燃一体高压涡轮的构型，实现了对传统航空发动机核心机的结构创新和气动创新。通过本申请的技术方案，核心机采用中置燃烧和球形燃烧室这种双燃烧室的构型，不仅较好地规避了高压涡轮的耐高温材料问题，同时也确保了航空发动机的总推力不减。

Description

航空发动机的核心机

技术领域

本申请涉及航空发动机技术领域，具体而言，涉及一种航空发动机的核心机。

背景技术

航空发动机均由压气机、燃烧室和高压涡轮等几大部件组成，传统发动机的动力输出是在燃气的作用下，首先驱动高压涡轮，高压涡轮带动与之同轴的压气机进行工作产生高压气，高压气进入燃烧室燃烧后再驱动高压涡轮循环做功，同时向后喷出产生推力。提高发动机工作效能的主要方法，是提高涡轮前的温度，但是，涡轮前的温度受制于涡轮材料的耐高温水平，所以耐高温的材料，是当前制约航空发动机性能提升的关键。

发明内容

本申请所要解决的技术问题在于提供一种航空发动机的核心机，一是改传统航空发动机的轴能量输出为机匣能量的输出，实现结构创新；二是利用双燃烧室构型实现气动创新，中置燃烧室的高温燃流与压气机的高压气掺混，在均衡燃流温度后驱动高压涡轮；由于不追求高压涡轮前的高温，提升推重比的办法，就是设置高压涡轮内的球形燃烧室，以提高尾喷管内的压力和温度来提高发动机的推力。

为了达到上述技术要求，本申请采用如下技术方案：

本申请提供一种航空发动机的核心机，包括：静置的主轴、旋转机匣、中置燃烧室和涡燃一体的高压涡轮。

作为一种实施方式，静置的主轴位于航空发动机的中央，且自航空发动机的进气端向后由细到粗呈阶梯状；

主轴的静置状态，是指主轴与前机匣连接固定后，前机匣再与飞行器固定连接，从而保持了自身的静止状态；前机匣也是整台发动机与飞行器连接的前端支撑点；

主轴的表面安装有：前机匣、风扇、前轴承、中轴承、若干与转子一一对应的静子和气流分流扩压器。

作为一种实施方式，旋转机匣置于主轴的外围，由多级安装有转子叶片的单体机匣串列而成；

旋转机匣上的各级转子与主轴上的各级静子一一对应，共同构成航空发动机核心机的压气机；

压气机被安装在主轴上的气流分流扩压器分隔为前压气机段和后压气机段。

作为一种实施方式，主轴与旋转机匣的工作联结是：旋转机匣的前端通过与旋转机匣连接的风扇底座上的前轴承固定在主轴上；

后端是旋转机匣通过位于后压气机段上任一节转子底座下的中轴承固定在主轴上。

作为一种实施方式，中置燃烧室设置在主轴内，为短环形燃烧室结构。

作为一种实施方式，还包括根据中置燃烧室、压气机和高压涡轮相互作用关系而形成的收敛式气道，收敛式气道为漏斗型；

其中，收敛式气道的外圈为高压涡轮的一部分，收敛式气道的内圈为主轴的后端，内圈和外圈共同构成收敛式气道；

收敛式气道是压气机的高压气流出时与中置燃烧室的高温燃气进行掺混时的气流通道。

作为一种实施方式，高压涡轮包括涡轮本体、涡轮叶片和球形燃烧室；涡轮本体、涡轮叶片以及球形燃烧室采用3D打印技术一体成型的三合一整体结构。

作为一种实施方式，包括蒸发式燃油管，蒸发式燃油管穿过中置燃烧室延伸至球形燃烧室内，蒸发式燃油管是球型燃烧室在巡航和加力燃烧时的供油管路和燃油喷口。

作为一种实施方式，涡轮本体前端与旋转机匣相衔接的位置固定安装有后轴承，后轴承的内圈与涡轮本体的外表面固定连接，后轴承的外圈用于固定尾喷管；

后轴承所在位置是整台发动机与飞行器相连接的后端支撑点。

本申请的技术方案具有以下效果：

1、结构的创新：本申请的航空发动机核心机的主轴是静止不动的。

传统航空发动机的主轴是驱动压气机工作的主要运动部件，能量靠轴输出；我们是靠与高压涡轮相联接的机匣运动来带动压气机做功产生压缩空气。机械运转方式与传统航空发动机相反。

因本申请的主轴是静止状态，旋转机匣又围绕主轴做的周向运动，故燃烧室只能中置。而传统航空发动机的燃烧室则是沿发动机的机匣周向布置。

传统航空发动机的高压涡轮是盘状结构。本申请的高压涡轮因是与旋转机匣连接，是驱动旋转机匣做功的主要运动部件；同时为提升推力在高压涡轮内部又增设一球形燃烧室，故只能是涡燃一体式结构。

此结构是3D打印技术一体成型。

2、是气动创新：由于结构创新，本申请提出了双燃烧室结构的气动创新，即设置中置燃烧室和球形燃烧室。前端的中置燃烧室利用从气流分流扩压器引入的少部分高压气，燃烧后产生高温高压燃气，与从收敛式气道进入的大部分常温旋流空气相混合，将中置燃烧室的高温燃气降至高压涡轮材料所能承受的温度来驱动高压涡轮。

由于涡轮前温度的降低虽然解决了涡轮材料的耐热问题，但却降低了发动机的推力，补偿的办法就是在高压涡轮内部设置球形燃烧室，充分利用为涡轮叶片进行冷却的高压空气进行燃烧，进而提高尾喷管内燃流的温度和压力，达到甚至超过传统航空发动机的工作效率。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例的技术方案，下面将对本申请实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本申请的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他相关的附图。

图1为本申请实施例提供的航空发动机的外观示意图；

图2为图1中A-A向的剖视结构示意图；

图3为本申请实施例提供的航空发动机一个侧向视角的示意图；

图4为本申请实施例提供的航空发动机核心机上分流扩压气位置示意图；

图5为本申请实施例提供的航空发动机核心机上转子和静子的安装示意图；

图6为本申请实施例提供的高压涡轮侧向外观示意图；

图7为图6中高压涡轮A-A向的剖视结构示意图；

图8为高压涡轮的正向示意图；

图9为高压涡轮后向剖视结构示意图；

图10为本申请实施例提供的航空发动机核心机的气动示意图；

图11为本申请实施例提供的航空发动机局部结构的示意图。

图标：

1-主轴； 2-旋转机匣； 2-1单体机匣； 2-2转子叶片；

3-高压涡轮； 4-风扇；

5-前轴承； 6-中轴承；

7-后轴承； 8-气流分流扩压器；

9-蒸发式燃油管； 10-前机匣；

11-中置燃烧室； 12-静子；

13-收敛式气道； 14-涡轮叶片；

15-压气机； 15-1前压气机段； 15-2后压气机段；

16-球形燃烧室； 16-1夹层； 16-2导向片； 16-3导气孔

17-涡轮本体； 17-1框架； 17-2气道。

具体实施方式

下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行描述。

应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。同时，在本申请的描述中，术语“第一”、“第二”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

一般的航空发动机的核心机包括压气机、燃烧室和高压涡轮。

如图2所示，本申请实施例提供一种航空发动机的核心机，包括：静置的主轴1、设在主轴1外周的旋转机匣2，主轴1内设置中置燃烧室11。核心机还包括涡燃一体式高压涡轮，涡燃一体式高压涡轮与旋转机匣2固定连接；高压涡轮3的燃气入口与中置燃烧室11的燃气出口和收敛式气道13的出口相对应。在核心机工作过程中，以高压涡轮3所用材料能承受的温度为准，中置燃烧室11的燃流与收敛式气道13的常温空气均衡后，向高压涡轮3喷射其所用材料相当的高温高压气，驱动高压涡轮3运转，并同步带动旋转机匣2旋转，同时向后喷出产生推力。

如图7和9所示，高压涡轮3内设有球形燃烧室16，球形燃烧室16所产生的高温高压燃气在与推动涡轮叶片14做功后流出的高温气流相融合，推升尾喷管内的温度和压力，进一步提高发动机的工作效率。

如图2所示，主轴1位于航空发动机的核心机的中央，且自航空发动机的核心机的前端向后端方向由细到粗呈阶梯状设置，中置燃烧室11位于主轴1内；

如图5和11所示，旋转机匣2由安装有转子叶片2-2的多个单体机匣2-1串联而成，每个单体机匣2-1上的转子与主轴1上的静子12相对应，共同构成所述航空发动机的压气机15。

如图2、4和11所示，作为一种实施方式，还包括气流分流扩压器8，气流分流扩压器8安装在主轴1的外表面，气流分流扩压器8将压气机15分割成前压气机段15-1和后压气机段15-2。气流分流扩压器8的作用是将前压气机段15-1的高压气分流至后压气机段15-2和中置燃烧室11。

发动机工作时，流经前压气机段15-1的高压气被气流分流扩压器8以预定的比例分流至后压气机段15-2和中置燃烧室11；进入后压气机段15-2的高压气大部分进入收敛式气道13中，少部分经涡轮本体17内的气道17-2进入涡轮叶片14中，对涡轮叶片14进行冷却后进入球形燃烧室16参与燃烧。

如图2所示，作为一种实施方式，主轴1上还安装有风扇4，风扇4包括风扇底座，风扇底座通过前轴承5安装在主轴1上，并与旋转机匣2固定连接，在旋转机匣2旋转时，同步带动风扇4旋转。

如图2所示，可选的，转子包括转子底座以及与转子底座固定连接的转子叶片2-2，位于后压气机段15-2上任一一节转子底座下还安装有中轴承6，中轴承6套设于主轴1的外周，主轴1和旋转机匣2是通过前轴承5和中轴承6形成工作联结，即旋转机匣2在工作状态下，通过前轴承5和中轴承6为支撑点围绕主轴1做周向旋转。

作为一种实施方式，中置燃烧室11设置在主轴1内，为短环形燃烧室结构，中置燃烧室11的燃气出口与高压涡轮3的燃流入口相对应。

如图2所示，作为一种实施方式，中置燃烧室11、压气机15和高压涡轮3因相互作用关系而形成的收敛式气道13，收敛式气道13为漏斗型；收敛式气道13的外圈为高压涡轮3的一部分，收敛式气道13的内圈为主轴1的后端，内外圈共同构成收敛式气道13。

收敛式气道13的出口分别与中置燃烧室11的燃气出口和涡轮本体17的燃流入口相连通。前压气机段15-1的常温高压气经收敛式气道13与中置燃烧室11的高温燃流混合，降温后推动高压涡轮3转动。

作为一种实施方式，高压涡轮3的涡轮本体17、涡轮叶片14以及球形燃烧室16采用3D打印技术一体成型。

涡轮叶片14为中空结构；

如图6至9所示，涡轮本体17为框架结构。框架17-1的数量与叶片的数量相一致。其作用一是为了加强涡轮本体17的结构强度，二是相临两个框架17-1形成气道17-2，气道17-2的前端对应后压气机段15-2的出口，后端对应一个中空的涡轮叶片14。压气机15的高压气经气道17-2，先进入中空的涡轮叶片14，为涡轮叶片14进行冷却后，再进入球形燃烧室16参与燃烧。

如图7和9所示，可选的，球形燃烧室16为夹层16-1结构，包括外壳和内壳，夹层16-1内的前端设有多个导向片16-2。一部分涡轮叶片14冷却后的高压气直接进入燃烧室中参与燃烧，另一部分涡轮叶片14冷却后的高压气进入夹层16-1中，为球形燃烧室16进行冷却，冷却后的高压气一部分通过夹层16-1前端的导向片16-2变成旋流进入球形燃烧室16的前端参与燃烧，另一部分则通过内壳上开设的导气孔16-3进入球形燃烧室16进行补燃。

如图2所示，作为一种实施方式，航空发动机还包括蒸发式燃油管9，蒸发式燃油管9穿过中置燃烧室11延伸至球形燃烧室16内，蒸发式燃油管9与主轴1内安置的燃油泵相连接，燃油经过蒸发式燃油管9，在中置燃烧室11的高温烘烤下燃油汽化，从后端喷油口喷出。蒸发式燃油管9用于为球形燃烧室16做巡航和加力燃烧时提供油路和喷油口。

如图11所示，作为一种实施方式，航空发动机还包括后轴承7，后轴承7的内圈固定于涡轮本体17前端与旋转机匣2相衔接的位置，后轴承7的外圈用于固定尾喷管。

后轴承7的安装位置是发动机与飞行器的后端连接点；

主轴1前端固定安装有前机匣10，前机匣10用于航空发动机与飞行器相连接，同时也是航空发动机与飞行器的前端连接点。

中置燃烧室11是单独的一套供油系统。

由此，本申请实施例提供的航空发动机的核心机首先是均衡高压涡轮3前的温度，再通过增加球形燃烧室16来加大推力的这种分段燃烧方式来降低生产成本和稳定工作效率。

另外，通过本实施例提供的航空发动机，可衍生出多种型号的动力装置。当然本实施例提供的航空发动机除了应用在例如飞机、导弹等飞行器上，在其他有类似需求的动力机械设备中，也可以使用上述技术方案。

以上所述仅为本申请的实施例而已，并不用于限制本申请的保护范围，对于本领域的技术人员来说，本申请可以有各种更改和变化。凡在本申请的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本申请的保护范围之内。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应所述以权利要求的保护范围为准。

需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。

Claims (9)

1.一种航空发动机的核心机，其特征在于：

静置的主轴、旋转机匣、中置燃烧室和涡燃一体的高压涡轮；

设在主轴外周的旋转机匣，主轴内设置中置燃烧室；

核心机还包括涡燃一体式高压涡轮，涡燃一体式高压涡轮与旋转机匣固定连接；高压涡轮的燃气入口与中置燃烧室的燃气出口和收敛式气道的出口相对应。

2.根据权利要求1所述的航空发动机的核心机，其特征在于：静置的主轴位于航空发动机的中央，且自航空发动机的进气端向后由细到粗呈阶梯状；

主轴的静置状态，是指主轴与前机匣连接固定后，前机匣再与飞行器固定连接，从而保持了自身的静止状态；前机匣也是整台发动机与飞行器连接的前端支撑点；

主轴的表面安装有：前机匣、风扇、前轴承、中轴承、若干与转子一一对应的静子和气流分流扩压器。

3.根据权利要求1或2所述的航空发动机的核心机，其特征在于：旋转机匣置于主轴的外围，由多级安装有转子叶片的单体机匣串列而成；

旋转机匣上的各级转子与主轴上的各级静子一一对应，共同构成航空发动机核心机的压气机；

压气机被安装在主轴上的气流分流扩压器分隔为前压气机段和后压气机段。

4.根据权利要求3所述的航空发动机的核心机，其特征在于：主轴与旋转机匣的工作联结是：旋转机匣的前端通过与旋转机匣连接的风扇底座上的前轴承固定在主轴上；

后端是旋转机匣通过位于后压气机段上任一节转子底座下的中轴承固定在主轴上。

5.根据权利要求1或2所述的航空发动机的核心机，其特征在于：中置燃烧室设置在主轴内，为短环形燃烧室结构。

6.根据权利要求3所述的航空发动机的核心机，其特征在于：还包括根据中置燃烧室、压气机和高压涡轮相互作用关系而形成的收敛式气道，收敛式气道为漏斗型；

其中，收敛式气道的外圈为高压涡轮的一部分，收敛式气道的内圈为主轴的后端，内圈和外圈共同构成收敛式气道；

收敛式气道是压气机的高压气流出时与中置燃烧室的高温燃气进行掺混时的气流通道。

7.根据权利要求1所述的航空发动机的核心机，其特征在于：高压涡轮包括涡轮本体、涡轮叶片和球形燃烧室；涡轮本体、涡轮叶片以及球形燃烧室采用3D打印技术一体成型的三合一整体结构。

8.根据权利要求7所述的航空发动机的核心机，其特征在于：包括蒸发式燃油管，蒸发式燃油管穿过中置燃烧室延伸至球形燃烧室内，蒸发式燃油管是球形燃烧室在巡航和加力燃烧时的供油管路和燃油喷口。

9.根据权利要求7所述的航空发动机的核心机，其特征在于：涡轮本体前端与旋转机匣相衔接的位置固定安装有后轴承，后轴承的内圈与涡轮本体的外表面固定连接，后轴承的外圈用于固定尾喷管；

后轴承所在位置是整台发动机与飞行器相连接的后端支撑点。