CN2695659Y

CN2695659Y - 复式冲压涡扇发动机

Info

Publication number: CN2695659Y
Application number: CN 200420027493
Authority: CN
Inventors: 孔德昌
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 2004-05-28
Filing date: 2004-05-28
Publication date: 2005-04-27
Anticipated expiration: 2014-05-28

Abstract

一种复式冲压涡扇发动机，由涡扇发动机和冲压发动机组成，冲压发动机燃烧室置于涡扇发动机的环形燃烧室里面，组成内、外环燃烧室，外环燃烧室的喷气道上有外环高压涡轮转子叶片，内环燃烧室的喷气道上有内环高、低压涡轮转子叶片，内、外环燃烧室的喷口和外涵道的排气口连接尾喷管，内环燃烧室的进气口两侧和喷气道外侧有回热进气口，与外环燃烧室相通，外环燃烧室内侧有内空气冷却层，外侧有外空气冷却层。利用现行飞机上使用的涡扇发动机，将若干台冲压发动机进气道同涡轮核心机固定在外侧，结构简单可靠，重量轻、推力大，能有效提高涡轮前温度和发动机转速，使发动机推重比为10，燃油燃烧充分，有利于环保，能长时间作超音速巡航。

Description

复式冲压涡扇发动机

技术领域

本实用新型涉及一种飞机的发动机。

背景技术

目前，国内外飞机上普通使用的涡扇发动机是通过前级风扇向压气机提供高速高压气，在环形燃烧室燃油燃烧做功，推进动力涡轮产生推力，这种结构的发动机依靠其核心机即压气机、燃烧室和动力涡轮形成热力循环的工作方式，这种结构发动机的缺现为一是受其高速旋转零部件的金属材料和结构工艺限制，再提高涡轮前温度和涡轮转数幅度已不大，这些零部件受到机械重量、强度和寿命的影响，发动机性能有限，故只能作亚音速巡航；二是作超音速巡航是靠向尾喷管喷燃油产生的加力推力使飞机飞行的，由于耗油率高、燃油燃烧不充分，影响飞机的航程，且喷管温度过高，飞行安全可靠性差，所以，一般涡扇发动机只能作短时间的间歇超音速巡航，而不能长时间作超音速巡航。

发明内容

本实用新型的目的是要提供一种推力大、能长时间作超音速巡航的复式冲压涡扇发动机。

本实用新型的目的是这样实现的：该发动机由涡扇发动机和冲压发动机组成，冲压发动机进气道固定在涡扇发动机的低压压气机和高压压气机外侧，冲压发动机燃烧室置于涡扇发动机的环形燃烧室里面，组成内环燃烧室和外环燃烧室，外环燃烧室的喷气道上有外环高压涡轮转子叶片，内环燃烧室的喷气道上有内环高压涡轮转子叶片和内环低压涡轮转子叶片，内环燃烧室和外环燃烧室的喷口和外涵道的排气口连接尾喷管，内环燃烧室的进气口两侧和喷气道外侧有回热进气口，与外环燃烧室相通，外环燃烧室内侧有内空气冷却层，外侧有外空气冷却层，内空气冷却层上有气动转子叶片，发动机的前级风扇和后级涡轮间有双转子中轴连接。

外环高压涡轮转子叶片通过高压导向叶片连接内环高压涡轮转子叶片，内环高压涡轮转子叶片通过工作叶片连接内环低压涡轮转子叶片，外环高压涡轮转子叶片、内环高压涡轮转子叶片和内环低压涡轮转子叶片均固定在双转子中轴上，内环低压涡轮转子叶片通过低压导向叶片连接后导向器，后导向器连接喷口。

双转子中轴的前端有前内轴承和前外轴承，同外侧的前导向器连接，双转子中轴的末端有外轴承和末端轴承，同外侧的后导向器连接。

尾喷管上有V形稳流槽、空气冷却层，外侧有隔热保护层。双转子中轴的前端有前内轴承和前外轴承，同外侧的前导向器连接，双转子中轴的末端有外轴承和末端轴承，同外侧的后导向器连接。

有益效果：利用现行飞机上使用的涡扇发动机，将若干台冲压发动机进气道同涡轮核心机固定在外侧，连为一体，冲压燃烧室同涡扇燃烧室组成内、外环燃烧室，在结构上简单、合理、重量轻、推力大，能有效提高涡轮前温度和发动机转速，使发动机推重比为10，燃油燃烧充分，有利于环保，能长时间作超音速巡航。该发动机在起飞前和降落前，内环燃烧室不工作，外环燃烧室为慢车状态，起飞和巡航时启动冲压燃烧室工作，大推力高速度推动飞机作马赫数1.6倍超音速巡航，这样即节油又提高了发动机的效用比，延长了发动机的使用寿命，节约了大量的维修费用。

附图说明

图1为本实用新型的结构图。

图2为图1A-A结构图。

图3为图1的右视图。

图中1可调进口导向叶片、2前级风扇、3静叶片、4可调进出导向叶片、5前导向器、6内涵道、7进口导向叶片、8低压压气机、9冲压发动机进气道、10高压压气机、11外涵道、12外环燃烧室、13回热进气口、14内环燃烧室、15内空气冷却层、16外空气冷却层、17进气口、18外环高压涡轮转子叶片、19高压导向叶片、20内环高压涡轮转子叶片、21工作叶片、22内环低压涡轮转子叶片、23低压导向叶片、24后导向器、25外环喷口、26喷口、27排气口、28尾喷管、29V形稳流槽、30空气冷却层、31隔热保护层、32末端轴承、33外轴承、34双转子中轴、35气动转子叶片、36前外轴承、37静叶片调节柄、38启动传动轴、39前内轴承、40梯形封严。

具体实施方式

实施例1：该发动机由涡扇发动机和冲压发动机组成，冲压发动机同涡扇发动机的核心机燃烧室数量相等，冲压发动机进气道9固定在涡扇发动机的低压压气机8和高压压气机10外侧，冲压发动机燃烧室置于涡扇发动机的环形燃烧室里面，组成内环燃烧室14和外环燃烧室12，外环燃烧室12的喷气道上有外环高压涡轮转子叶片18，内环燃烧室14的喷气道上有内环高压涡轮转子叶片20和内环低压涡轮转子叶片22，外环高压涡轮转子叶片18固定在双转子中轴34上并连接高压导向叶片19，高压导向叶片19连接内环高压涡轮转子叶片20，内环高压涡轮转子叶片20固定在双转子中轴34上，内环高压涡轮转子叶片20连接工作叶片21，工作叶片21连接内环低压涡轮转子叶片22并固定在双转子中轴34上，内环低压涡轮转子叶片22连接低压导向叶片23，低压导向叶片23连接后导向器24，后导向器24连接喷口26，内环燃烧室14和外环燃烧室12的喷口26和外涵道11的排气口27连接尾喷管28，尾喷管28上有V形稳流槽29和空气冷却层30，外侧有隔热保护层31，内环燃烧室14的进气口18两侧和喷气道外侧有回热进气口14，同外环燃烧室12相通，外坏燃烧室12内侧有内空气冷却层15，外侧有外空气冷却层16，内空气冷却层15上有气动转子叶片35，发动机的前级风扇2和后级涡轮间有双转子中轴34连接，双转子中轴34的前端有前内轴承39和前外轴承36，同外侧的前导向器5连接，支撑外壳，双转子中轴34的末端有外轴承33和末端轴承32，同外侧的后导向器24连接，支撑外壳。

当飞机起飞时，可调进口导向叶片1为最佳角度，涡扇发动机启动至最大，涡扇发动机的前级风扇2，高速气流通过静叶片3、可调进出导向叶片4、前导向器5、内涵道6、进口导向叶片7、低压压气机8和高压压气机10，在外环形燃烧室12做功，高速高压燃气冲动外环高压涡轮转子叶片18、内环高压涡轮转子叶片20和内环低压涡轮转子叶片22，气流从喷口26喷出，使发动机慢车运行。外环燃烧室12的燃气从回热进气口13、进气口17加热内环燃烧室14气流温度，并冲动高、低压涡轮转子叶片慢车转动。起飞前，启动内环燃烧室14做功，高速高压燃气冲动内环高压涡轮转子叶片20和内环低压涡轮转子叶片22旋转，高速气流从喷口26喷出，高速气流进入尾喷管28，推动飞机起飞。控制油门中等供油，使飞机作马赫数0.95倍高亚音速巡航，在大油门时，该发动机推动飞机作马赫数1.6倍超音速巡航。飞机降落时，关闭冲压发动机，发动机慢车降落，这即节油又延长发动机寿命，同时降低尾部烟气和噪音，有利于环保。

Claims

1、一种复式冲压涡扇发动机，由涡扇发动机和冲压发动机组成，其特征是：冲压发动机进气道固定在涡扇发动机的低压压气机和高压压气机外侧，冲压发动机燃烧室置于涡扇发动机的环形燃烧室里面，组成内环燃烧室和外环燃烧室，外环燃烧室的喷气道上有外环高压涡轮转子叶片，内环燃烧室的喷气道上有内环高压涡轮转子叶片和内环低压涡轮转子叶片，内环燃烧室和外环燃烧室的喷口和外涵道的排气口连接尾喷管，内环燃烧室的进气口两侧和喷气道外侧有回热进气口，与外环燃烧室相通，外环燃烧室内侧有内空气冷却层，外侧有外空气冷却层，内空气冷却层上有气动转子叶片，发动机的前级风扇和后级涡轮间有双转子中轴连接。

2、根据权利要求1所述的复式冲压涡扇发动机，其特征是：外环高压涡轮转子叶片通过高压导向叶片连接内环高压涡轮转子叶片，内环高压涡轮转子叶片通过工作叶片连接内环低压涡轮转子叶片，外环高压涡轮转子叶片、内环高压涡轮转子叶片和内环低压涡轮转子叶片均固定在双转子中轴上，内环低压涡轮转子叶片通过低压导向叶片连接后导向器，后导向器连接喷口。

3、根据权利要求1所述的复式冲压涡扇发动机，其特征是：双转子中轴的前端有前内轴承和前外轴承，同外侧的前导向器连接，双转子中轴的末端有外轴承和末端轴承，同外侧的后导向器连接。

4、根据权利要求1所述的复式冲压涡扇发动机，其特征是：尾喷管上有V形稳流槽、空气冷却层，外侧有隔热保护层。