一种多风扇超大涵道比涡轮推力系统技术方案

本发明专利技术涉及一种多风扇超大涵道比涡轮推力系统，包括变频器(1)、燃气涡轮-发电机单元(2)、电机-风扇推进单元(3)、导电电缆(4)、燃料传输管道(5)和液态燃料储存罐(6)，所述的燃气涡轮-发电机单元(2)、变频器(1)、电机-风扇推进单元(3)依次通过导电电缆(4)连接，所述的液态燃料储存罐(6)通过燃料传输管道(5)与气涡轮-发电机单元(2)连接，所述的燃料传输管道(5)中的气化部分管道布置在电机-风扇推进单元(3)上。与现有技术相比，本发明专利技术具有在大型民用客机上实现了发动机的超高涵道比，同时有效地降低了重量和进气面积等优点。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种宽体民航客机的推进系统，尤其是涉及一种多风扇超大涵道比涡轮推力系统。
技术介绍
大涵道比涡扇发动机是目前最为广泛的应用于大飞机的航空发动机。提高涡扇发动机的涵道比是最为有效的降低航空发动机燃油消耗率的做法，但是这将导致发动机重量和体积的大幅上升。对于一架飞机而言，发动机重量的提升将直接降低飞机的载重能力；发动机体积的加大会导致飞机离地间隙的减少，从而影响飞机起落架的工作。因此，下一代民用航空发动机发展的趋势是在不提高重量和进气面积的前提下，提高发动机涵道比。现采用的两种主要解决方法是：第一，提高发动机的压比、效率和燃烧室出口温度。但是这种方法很大程度上受限于材料技术，因此提高的空间有限。第二，使用开口转子技术。但是该技术具有降低飞机飞行速度、大幅提高发动机噪音以及相对耐用性低等缺点。
技术实现思路
本专利技术的目的就是为了克服上述现有技术存在的缺陷而提供一种多风扇超大涵道比涡轮推力系统，从而在大型民用客机上实现了发动机的超高涵道比，同时有效地降低了重量和进气面积。本专利技术的目的可以通过以下技术方案来实现：一种多风扇超大涵道比涡轮推力系统，其特征在于，包括变频器、燃气涡轮-发电机单元、电机-风扇推进单元、导电电缆、燃料传输管道和液态燃料储存罐，所述的燃气涡轮-发电机单元、变频器、电机-风扇推进单元依次通过导电电缆连接，所述的液态燃料储存罐通过燃料传输管道与气涡轮-发电机单元连接，所述的燃料传输管道中的气化部分管道布置在电机-风扇推进单元上；在需要产生大推力的工况下，所述的燃气涡轮-发电机单元与电机-风扇推进单元共同产生推力；在飞机巡航过程中，所述的电机-风扇推进单元产生全部推力；在飞机降落阶段，所述的燃气涡轮-发电机单元产生全部推力。所述的变频器和燃气涡轮-发电机单元均为设有两个。所述的燃气涡轮-发电机单元包括低压压气机、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、中间涡轮、动力涡轮、发电机和主喷嘴，所述的燃料传输管道与燃烧室连通，所述的高压涡轮与高压压气机传动连接，所述的中间涡轮与低压压气机传动连接，所述的动力涡轮与发电机传动连接，所述的主喷嘴设在燃烧室气体的输出端。所述的中间涡轮通过低压轴与低压压气机传动连接，所述的高压涡轮通过高压轴与高压压气机传动连接，所述的的动力涡轮通过动力轴与发电机传动连接。所述的电机-风扇推进单元设有10-20台。所述的电机-风扇推进单元设有15台。所述的电机-风扇推进单元包括风扇、传动轴、电动机和外喷嘴，所述的外喷嘴设在风扇出风口，所述的电动机与发电机连接，并通过传动轴与风扇连接，带动风扇高速转动进而产生推力。所述的燃料传输管道设有多个压力阀。所述的压力阀包括液态燃料储存罐出口压力阀和液态燃料进入换热前的压力阀。所述的液态燃料储存罐为液态氢燃料储存罐，所述的燃料传输管道为氢燃料传输管道。本专利技术的工作原理：大推力阶段，即推进系统需要产生推力大于140KN，推力又两个部分产生：第一个部分，由燃气涡轮产生的部分能量通过驱动发电机发电，而后产生的电能通过变频器和导电电缆分配给15台电动机，电动机带动风扇高速旋转产生推力，该部分推力占总推力的比重不低于40％，不高于70％；第二部分，燃气涡轮产生的高温高压气体通过气动力涡轮后直接进入主喷嘴产生推力。巡航阶段，即推进系统产生推力为80-120KN。本阶段，燃气涡轮产生的全部能力都用于驱动发电机产生电能，推力全部由电动机驱动的15台风扇产生。降落阶段，燃气轮机中的动力涡轮级停止工作，气体直接通过主喷嘴产生推力。冷却过程：在系统工作的整个过程中，电动机需要冷却以保持较高的工作效率。冷却方法是使用液态氢气作为冷却介质，通过使其气化带走电动机产生的热量，而后气化后的氢气直接被导入燃气涡轮的燃烧室作为燃料。与现有技术相比，本专利技术具有以下优点：1)显著降低燃油消耗率，同CFM56型号航空涡扇发动机相比，至少降低60％的油耗。2)可以显著的提高发动机的涵道比。3)显著提高系统的可靠性：这个推进系统有15台风扇和2台燃气涡轮可以产生推力，因此整个发动机系统停机的风险大大降低。4)燃气涡轮，即核心机，和风扇单元是相互独立的，因此在进行性能优化的过程中没有任何干涉问题。5)使用液态氢气作为燃料，一方面可以大量减少温室气体的排放，另一方面可以使用液态氢气作为冷却介质，降低电动机工作温度。6)低排放，低噪音。7)发动机操作裕度大，可以通过控制15台电动机的输出功率来控制风扇产生的推力。8)单个风扇叶片迎风面积减少，更有利于飞推一体化设计。附图说明图1为本专利技术整体推力系统的结构示意图；图2为本专利技术燃气涡轮-发电机单元结构示意图；图3为本专利技术电机-风扇推进单元结构示意图；图4为本专利技术燃料传输管道结构示意图；其中图1中标号所示：1：变频器；2：燃气涡轮-发电机单元；3：电机-风扇推进单元；4：导电电缆；5：燃料传输管道；6：液态燃料储存罐图2中标号所示：21：低压压气机；22高压压气机；23：燃烧室；24：高压涡轮；25：中间级涡轮；26：动力涡轮；27：发电机；28：主喷嘴；29：低压轴；210：高压轴；211：动力轴图3中标号所示：31：风扇；32：传动轴；33：电动机；34：外喷嘴图4中标号所示：51：液态燃料储存罐出口压力阀；52：液态燃料进入换热前的压力阀。具体实施方式下面结合附图和具体实施例对本专利技术进行详细说明。实施例如图1到3所示，本专利技术的多风扇超大涵道比涡轮推力系统，主要由2台由低压压气机21、高压压气机22、燃烧室23、高压涡轮24、中间涡轮25、动力涡轮26、主喷嘴28和发电机27组成的燃气涡轮-发电机机构单元2；15台由风扇31、电动机33和外喷嘴34组成的电机-风扇推进单元3；2台INVERTER变频器1；导电电缆4，燃料出书管道5和液态氢储存罐6组成。气体通过压气机和燃烧室生成高温高压的气体，进而推动动力涡轮做工。此部分能量可以通过驱动电动机27产生电能，或者直接通过主喷嘴28产生推力。产生的电能通过变频器和电缆传输到电动机33，电动机33带动风扇31高速转动进而产生推力。在需要产生大推力的工况下，燃气涡轮-发电机单元2产生30％到70％的推力；在飞机巡航过程中，电机-风扇推进单元产生全部推力；在飞机降落阶段，燃气涡轮-发电机单元产生全部推力。...

【技术保护点】
一种多风扇超大涵道比涡轮推力系统，其特征在于，包括变频器(1)、燃气涡轮‑发电机单元(2)、电机‑风扇推进单元(3)、导电电缆(4)、燃料传输管道(5)和液态燃料储存罐(6)，所述的燃气涡轮‑发电机单元(2)、变频器(1)、电机‑风扇推进单元(3)依次通过导电电缆(4)连接，所述的液态燃料储存罐(6)通过燃料传输管道(5)与气涡轮‑发电机单元(2)连接，所述的燃料传输管道(5)中的气化部分管道布置在电机‑风扇推进单元(3)上；在需要产生大推力的工况下，所述的燃气涡轮‑发电机单元(2)与电机‑风扇推进单元(3)共同产生推力；在飞机巡航过程中，所述的电机‑风扇推进单元(3)产生全部推力；在飞机降落阶段，所述的燃气涡轮‑发电机单元(2)产生全部推力。

【技术特征摘要】
1.一种多风扇超大涵道比涡轮推力系统，其特征在于，包括变频器(1)、燃
气涡轮-发电机单元(2)、电机-风扇推进单元(3)、导电电缆(4)、燃料传输管道
(5)和液态燃料储存罐(6)，所述的燃气涡轮-发电机单元(2)、变频器(1)、电
机-风扇推进单元(3)依次通过导电电缆(4)连接，所述的液态燃料储存罐(6)
通过燃料传输管道(5)与气涡轮-发电机单元(2)连接，所述的燃料传输管道(5)
中的气化部分管道布置在电机-风扇推进单元(3)上；
在需要产生大推力的工况下，所述的燃气涡轮-发电机单元(2)与电机-风扇
推进单元(3)共同产生推力；在飞机巡航过程中，所述的电机-风扇推进单元(3)
产生全部推力；在飞机降落阶段，所述的燃气涡轮-发电机单元(2)产生全部推力。
2.根据权利要求1所述的一种多风扇超大涵道比涡轮推力系统，其特征在于，
所述的变频器(1)和燃气涡轮-发电机单元(2)均为设有两个。
3.根据权利要求1所述的一种多风扇超大涵道比涡轮推力系统，其特征在于，
所述的燃气涡轮-发电机单元(2)包括低压压气机(21)、高压压气机(22)、燃烧
室(23)、高压涡轮(24)、中间涡轮(25)、动力涡轮(26)、发电机(27)和主喷
嘴(28)，所述的燃料传输管道(5)与燃烧室(23)连通，所述的高压涡轮(24)
与高压压气机(22)传动连接，所述的中间涡轮(25)与低压压气机(21)传动连
接，所述的动力涡轮(26)与发电机传动连接，所述的主喷嘴(28)设在燃烧室(23)
气体的输出端。
4.根据权...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘程远，斯夏依，滕金芳，
申请(专利权)人：上海交通大学，
类型：发明
国别省市：上海;31