环形喷气式双转子涡扇航空发动机制造技术

一种环形喷气式双转子涡扇航空发动机，属于航空发动机整体设计，属于涡轮风扇航空发动机技术领域。该设计是一种大推重比、超高速航空发动机。其特征在于本体是空心涡扇航空发动机。具有大直径的空心低压转子及可控喉部。中心涵道进气口进入的冷却剂在尾部压气机增压后进入涡轮，对涡轮进行冷却，可有效降低涡轮温度，与发展成熟的冷却系统，组成双冷却系统。超高速飞行时冲压发动机工作，解决高速飞行动力不足等问题。对进入发动机的异物具有排出功能，对大直径风扇、涡轮的离心力具有抑制功能。本发明专利技术能够提高发动机功率，为飞机提供充足推力；减轻鸟击破坏；降低涡轮表面温度；大幅度降低排气系统尾向红外辐射。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种涡轮航空发动机，且更具体地涉及一种环形涡扇航空发动机的系 统结构。
技术介绍
航空发动机的研制和发展是一项涉及空气动力学、材料、工程物理、机械、电子、密 封、自动化控制等综合性系统工程。航空发动机的结构导致它具有高温、高压、高转速、高负 荷等特点。目前先进燃气轮机涡轮进口燃气温度已经超过了 1700°C，并进一步迈向2100°C 甚至更高的温度。压气机增总压比达到40+的。涡轮叶片叶尖的线速度达到2000公里/ 时而它的叶片有3米多长。如此高温高负荷下，改善发动机整体结构是一条重要的发展方 向。 世界上最先进的涡轮发动机，如遭遇鸟击，飞鸟被吸入涡轮风扇，使得发动机扇叶 变形或者卡住，致使发动机停机乃至起火，极易导致飞机失速坠毁。飞机在起飞和降落过程 中最易发生鸟击。每年都会有鸟击事故发生，有超过十多亿美元的直接经济损失。 用于航空燃气涡轮的涡轮叶片由于运行在高温气体中。外表面暴露在高温气 体内，所以为了防止涡轮叶片过热，要在其内侧或内部流通冷却剂，从内侧或内部对涡轮 叶片进行冷却。将冷却剂输送到涡轮转子叶片或轮叶上是燃气涡轮机设计中的一个重 要问题，且因此已提出了实现冷却剂输送的许多不同的系统和方法。举例来说美国专利 No. 5, 226, 785论述了使用导流器和叶轮来输送叶片冷却流，而美国专利No. 5, 317, 877论 述了使已抽取空气穿过换热，并且穿过环状空间将空气输送到转子上，其中使用叶轮将空 气泵送直至涡轮叶片入口。在任何情况，在当前的涡轮叶片冷却系统中，冷却涡轮叶片所需 的冷却空气量均为用于给定机器的总附加气流的大约30%至40%。因此，涡轮叶片冷却剂 输送方法的任何提高都可对机器的性能产生较大的改善。 机匣必须有足够的强度，在高转速时包容任何一个断裂或脱落的叶片，机匣没有 发生较大的破裂和严重变形。受外物撞击损伤（F0D)、高周疲劳（HCF)和低周疲劳（LCF)影 响，不可避免地出现叶片断裂。因此须对机匣进行可靠性设计，以避免发动机受损后的二次 伤害。
技术实现思路
本专利技术是为了克服上述现有技术不足，提供了一种大推重比、超高速的航空发动 机，用以解决推重比小，涡轮发动机无法进行超高速飞行（当飞行马赫数大于4(M>4)时， 压气机增压气流反而是不利的），吸鸟及异物进入对发动机的影响，涡轮冷却及机匣强度等 问题。本专利技术为实现上述目标，采用如下技术方案： 本专利技术提供一种涡扇航空发动机的核心机，其发动机本体是空心的涡扇航空发动 机。结构如附图所示。由前到后依次为：进气保护、进口导流叶片、风扇、低压压气机、高压 压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮以及适用于本专利技术的涡轮叶片冷却系统。注：涡扇发动 机结构部分不在进行描述。中心涵道贯通整个涡轮发动机，风扇扇叶向中心延伸。其效果 是防止弓形激波的形成对冲压发动的气动参数造成破坏。中心涵道后部具有可控喉部用来 控制通过中心涵道气流的流量。喉部前端的喉式短扇叶用来控制中心涵道气流旋转以及对 进入中心涵道进气口的冷却剂进行过滤。中心涵道进气口为冷却剂进气口，它在短扇叶之 间。进气口进入的冷却剂经过涡轮轴时再次增压，泵送给涡轮，对涡轮进行冷却。隔离段后 端为燃烧室部分（中心涵道排气部分），是波瓣形喷管。喷管中含有燃油喷嘴，点火器及火 焰稳定器等冲压发动机所需的必要部件。 风扇外缘及涡轮轮缘装有滚动轴承或磁力轴承与电磁装置。风扇、涡轮可以使用 带冠轮盘，轮盘外径使用滚动轴承或磁力轴承进行支撑，对离心力进行抑制可以有效改善 材料的刚性要求。但是相应加大了轴承的可靠性和精密性。使转子对叶片的拉力变为对滚 动轴承或磁力轴承的压力。改善风扇设计气动参数。减少离心力对榫头榫槽的刚性要求， 也改善了在发生FOD、HCF、LCF对机匣包容性的破坏。 中心涵道入口（即冲压发动机进气口处）有风扇扇叶向中心延伸，喉式短扇叶为 尾端收口形叶片。注：若旋转方向为顺时针则喉式短扇叶为逆时针制造。风扇扇叶向中心 延伸其效果是防止弓形激波的形成，尾端喉式短扇叶增加冷却剂进口压力。由于实际气流 的黏性会导致进入气体旋转，可在中心涵道表壁形成气膜，以隔绝气动加热。 可控喉部是控制喉部开口部分气流通过面积大小的部件。可控喉部是分为扩压段 与隔离段，其效果是扩压段对中心涵道进行扩压，隔离段在启动冲压发动机时的隔离，不使 用冲压发动机时对涡轮发动机排气进行冷却。 喉式短扇叶构造成用以清洁抽取空气的清洁装置。其效果是对进入的异物，清洁 装置要对其进行过滤。利用离心力将水、冰等物通过短扇叶剥离进气口，如进入冷却系统， 区域温度过低，膨胀差异对涡轮易造成不可逆的损伤。 尾部压气机具有进气阀门对所进入的已滤空气进行控制，而排气口也存在阀门对 空气流量进行控制。其效果当采用冲压发动机工作时，涡轮发动机不工作时，减少空气损 失。 低压转子轴尾部具有压气扇叶和气室与尾锥组成尾部压气机结构。其效果是对进 入的空气进行增压，气室可存少量高压空气，维持压力平稳，为涡轮冷却提供冷却剂。 涡轮冷媒排放系统，有气室、涡轮盘倾斜气孔、阀门。其效果是从涡轮冷却后排出 的气体有释放空间。可大量引入冷却空气对涡轮进行冷却。冷却后气体排出到外涵道或尾 锥排气，当压力达到一定值时可引入到空调系统当中。而冲压发动机工作时，阀门是关闭 的，减少扩压损失。 前端风扇外缘及涡轮轮缘装有磁力轴承或滚动轴承与机匣上轴套组成配对，轴套 布有电路，产生高频电压。其效果是用来检测与控制发动机转速。如设计合理，可以用来发 电。 喉部前端喉式短扇叶，叶身为网状结，叶片高度小于中心涵道直径的10%，且高度 向后端增高。其效果是改善中心涵道气流转速，剥离异物从收口排出，保持进气口清洁。【附图说明】 图1是本专利技术的环形喷气式双转子涡扇航空发动机整体结构示意图 图2是本发动机风扇正视图 图3是本发动机涡轮及冷却进口剖面图 附图标记说明 1进气保护，2进气导流叶，3风扇，4外涵道，5中心涵道，6低压压气机，7高压压气 机，8环形燃烧室，9高压涡轮，10低压涡轮，11喉式短扇叶，12中心涵道进气口，13尾锥，14 排气整流（或加力燃烧室），15可控喉部，16磁力轴承，17波瓣形喷管，18倾斜气孔，19尾 部压气机。...

【技术保护点】
一种环形喷气式双转子涡扇航空发动机，其特征在于：主体结构是空心涡扇航空发动机；中心涵道(5)贯通整个发动机且入口处有风扇扇叶向中心延伸；中心涵道后部具有可控喉部(15)；喉部前端喉式短扇叶(11)；扇叶之间具有中心涵道进气口(12)；中心涵道进气口后部具有尾部压气机(19)；高低压涡轮盘具有倾斜气孔(18)；中心涵道排气部分是波瓣形喷管(17)，它通过刷式密封与低压转子连接，喷管中含有燃油喷嘴，点火器及火焰稳定器等冲压发动机所需的必要部件，前端风扇外缘及涡轮轮缘装有磁力轴承(16)与电磁装置。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：冯志新，
申请(专利权)人：冯志新，
类型：发明
国别省市：河北;13