甚高压间冷循环航空涡扇发动机制造技术

本公开提供一种甚高压间冷循环航空涡扇发动机，包括风扇、高压压气机、间冷器、甚高压压气机、燃烧室、圆转扇过渡段、甚高压涡轮、高压涡轮、低压涡轮、低压轴、高压轴和甚高压轴；风扇、高压压气机、间冷器、甚高压压气机、燃烧室、圆转扇过渡段、甚高压涡轮、高压涡轮和低压涡轮依次连接；甚高压涡轮通过甚高压轴驱动甚高压压气机运转，高压涡轮通过高压轴驱动高压压气机运转，低压涡轮通过低压轴驱动风扇运转；甚高压压气机的旋转中心轴线、燃烧室的轴线均与发动机的轴线平行但不重合；高压压气机由多级高负荷轴流压气机和单级高通流离心/斜流压气机组成。

Very high pressure intercooled cycle turbofan engine

The present disclosure provides a very high pressure intercooled circulating turbofan engine, including a fan, a high pressure compressor, an intercooler, a very high pressure compressor, a combustion chamber, a rotary fan transition section, a very high pressure turbine, a high pressure turbine, a low pressure turbine, a low pressure shaft, a high pressure shaft and a very high pressure shaft, a fan, a high pressure compressor, an intercooler, and a very high pressure shaft. The VHP turbine drives the VHP compressor through the VHP shaft, the high-pressure turbine drives the high-pressure compressor through the high-pressure shaft, and the low-pressure turbine drives the fan through the low-pressure shaft. The axis of the rotating center and the combustion chamber are parallel to the axis of the engine but do not coincide; the high pressure compressor consists of a multi-stage high-load axial-flow compressor and a single-stage high-flow centrifugal/oblique-flow compressor.

【技术实现步骤摘要】
甚高压间冷循环涡扇发动机
本公开涉及航空发动机领域，尤其涉及一种甚高压间冷循环涡扇发动机。
技术介绍
更低的巡航耗油率是驱动军、民用大中型运输机用吸气式大推力、大涵道比涡扇或浆扇发动机不断发展的最主要驱动力之一。美国高效涡轮发动机HEETE(HighlyEnergyEfficientTurbineEngine)计划提出军用大中型运输机巡航耗油率在既有水平基础上再下降25％这一具有颠覆性的性能指标。根据涡扇或浆扇发动机的原理与热力学普遍理论，进一步显著降低这类发动机耗油率的主要方式有，进一步增加涵道比以提高推进效率；或进一步提高涡扇发动机涡轮前温度至2000K量级以提高热循环效率。对于后一方式，压缩系统最佳“总增压比(总压比)”需要达到70:1量级，即所谓甚高压(或称超高压，Ultra-highPressure)量级。通过增加涡轮前温度的方式降低耗油率，国外技术已经可以问津2200K量级的燃烧室出口最高温度，此外，燃烧室下游涡轮可依靠先进冷却技术实现功率的可靠提取，上述两个部件的技术已相对成熟，但目前仍然没有能够确定可行且良好的技术路线的是甚高压压缩系统，难点在于如何在压缩系统的气动与结构复杂程度与开发难度，重量、成本、可维护性等可接受前提下，实现甚高压量级的总增压比。关于甚高压量级压缩系统，罗-罗、GE等36家合作单位在欧洲委员会联合基金支持的低排放核心机技术(LEMCOTEC，LowEmissionCoreEngineTechnology)研究计划中，提出了一种传统的基于三转子多级轴流压气机的甚高压压缩系统方案，被称为“大型三转子方案”，其要点是通过串列更多轴流级来进一步提高总增压比至甚高压量级。可见，在甚高压量级的总增压比下，不论加与不加间冷器，气流的体积至少要缩小到大气体积的1/(28～22)，简单地串列更多轴流级将使得最后一级或两级的气流流动通道变成一条环缝。此时，叶尖间隙与叶片高度之比即叶尖间隙占比已大大超过了良好效率所必需的比值，同时气流单位体积湿面积显著增加(小雷诺数效应)。这两方面的影响将显著增加后面级气动损失，显著降低后面级加功能力。美国工程院院士Wennerstrom博士提出一种涡扇发动机总体方案：基于异构甚高压核心机的涡扇发动机(AircraftTurbofanEnginewithMultipleHigh-PressureCoreModulesnotConcentricwiththeEngineCenterline)，其核心是提出了一种异构甚高压核心机来实现甚高压热力循环。Wennerstrom博士提出的异构甚高压核心机由若干完全相同的、均布在相同半径和相同轴向位置处的(发动机主轴为圆心)、各自独立的、呈并列关系的甚高压单机构成。每个甚高压单机由甚高压压气机、甚高压燃烧室、甚高压涡轮构成，甚高压涡轮通过与发动机主轴平行的甚高压轴直接驱动甚高压压气机转动。该异构甚高压核心机下游为集气管，用于将各个甚高压单机喷出的气流收集在一起，并导向呈常规结构的低/中/高压涡轮。Wennerstrom博士提出的异构甚高压核心机主要用于改善常规结构甚高压级的环缝流动问题，通过改变通流结构，减小甚高压级小雷诺数和大叶尖间隙占比的负面影响，改善甚高压级做功能力，进而实现甚高压热力循环。同时，该发动机兼具维护性好、可靠性高、经济性好等特点。但是，该方案仍存在近期难于逾越的技术壁垒：(1)甚高压热力循环的涡轮前温度非常高，在2000K至2200K量级，远超目前的涡轮材料所能承受的温度上限，必须引入先进热防护技术，才能使涡轮可靠工作。但是，由于该方案中的甚高压涡轮具有结构尺寸过小、不与发动机主轴共轴(不绕发动机主轴旋转)的突出特点，所以很难引入先进热防护技术对甚高压涡轮进行高强度且可靠的热防护，以使其耐受2000K量级涡轮前温度；(2)同样源自甚高压涡轮结构尺寸小、不与发动机主轴共轴的突出特点，甚高压轴的润滑条件也非常恶劣，技术突破难度非常大；(3)甚高压压气机、甚高压燃烧室与甚高压涡轮实际构成甚高压燃气发生器，每一个燃气发生器都有相对独立的控制系统，虽然可靠性增加，但控制系统过于繁杂，不利于减小发动机重量。本公开在汲取Wennerstrom博士提出的“基于异构甚高压核心机的涡扇发动机”之于甚高压热力循环方面的优点的同时，针对其不可行方面进行改善，提出一种新型甚高压间冷循环涡扇发动机，在甚高压涡轮的热防护环节、甚高压压气机与甚高压涡轮的转速比调节、发动机间冷环节等方面均做出改进，可有效提高甚高压压气机的压缩效率，降低发动机耗油率，同时简化发动机结构，降低装配难度。
技术实现思路
本公开技术方案利用齿轮驱动甚高压压气机，以调整甚高压压气机到合适的转速，此外，涡轮结构的设计可使甚高压涡轮的热防护问题得以解决，离心/斜流组合高压压气机的使用也使得该涡扇发动机在总体结构上更为紧凑，同时有效提高压气机的失速裕度，降低了发动机的研发难度。本公开通过以下技术方案实现：甚高压间冷循环涡扇发动机，包括风扇、高压压气机、间冷器、甚高压压气机、燃烧室、圆转扇过渡段、甚高压涡轮、高压涡轮、低压涡轮、低压轴、高压轴和甚高压轴；所述风扇、所述高压压气机、所述间冷器、所述甚高压压气机、所述燃烧室、所述圆转扇过渡段、所述甚高压涡轮、所述高压涡轮和所述低压涡轮依次连接；所述甚高压涡轮通过所述甚高压轴驱动所述甚高压压气机运转，所述高压涡轮通过所述高压轴驱动所述高压压气机运转，所述低压涡轮通过所述低压轴驱动所述风扇运转；所述甚高压压气机的旋转中心轴线、所述燃烧室的轴线均与所述发动机的轴线平行但不重合；所述高压压气机由多级高负荷轴流压气机和单级高通流离心/斜流压气机组成；所述圆转扇过渡段位于所述燃烧室和所述甚高压涡轮之间，用于将所述燃烧室的燃气导向所述甚高压涡轮、所述高压涡轮和所述低压涡轮。其中，所述燃烧室可以为管式燃烧室；所述燃烧室中排出的高速高压燃气流经所述圆转扇过渡段后，依次推动所述甚高压涡轮、所述高压涡轮和所述低压涡轮旋转；所述高压压气机包括管式扩压器，进入内涵道的气流经过所述高压压气机的管式扩压器时被分成多股气流，并被分别导向相应的、相对独立的所述间冷器通道进行降温；内涵气流和外涵气流在同时流经所述间冷器时有一个换热过程，使得内涵气流静温降低，外涵气流静温升高。进一步地，所述发动机还包括齿轮箱，所述齿轮箱与所述甚高压轴和所述甚高压压气机相连，所述甚高压轴通过所述齿轮箱驱动所述甚高压压气机运转并调节所述甚高压压气机的转速。其中，所述甚高压涡轮驱动所述甚高压轴旋转，所述甚高压轴驱动所述齿轮箱运转，并经所述齿轮箱变速后进一步驱动所述甚高压压气机做功；所述齿轮箱的转速比通常选择大于1，即采用升速齿轮传动的方式以增加所述甚高压压气机的做功能力，保证压缩效率。进一步地，所述发动机还包括集流管，所述集流管位于所述间冷器和所述甚高压压气机之间，用于将气流分流至所述甚高压压气机。进一步地，所述集流管、所述甚高压压气机、所述燃烧室和所述圆转扇过渡段的数量均为大于等于2个，以所述发动机的轴线为中心对称分布(即围绕所述发动机的轴线周向均布)。其中，所述燃烧室的数量与所述甚高压压气机的数量一致，所述燃烧室的布局方式与所述甚高压压气机相同，即每一个所述燃烧本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.甚高压间冷循环涡扇发动机，包括风扇(1，2)、高压压气机(3)、间冷器(4)、甚高压压气机(6)、燃烧室(7)、圆转扇过渡段(8)、甚高压涡轮(9)、高压涡轮(10)、低压涡轮(11)、低压轴(12)、高压轴(13)和甚高压轴(14)；所述风扇(1，2)、所述高压压气机(3)、所述间冷器(4)、所述甚高压压气机(6)、所述燃烧室(7)、所述圆转扇过渡段(8)、所述甚高压涡轮(9)、所述高压涡轮(10)和所述低压涡轮(11)依次连接；所述甚高压涡轮(9)通过所述甚高压轴(14)驱动所述甚高压压气机(6)运转，所述高压涡轮(10)通过所述高压轴(13)驱动所述高压压气机(3)运转，所述低压涡轮(11)通过所述低压轴(12)驱动所述风扇(1，2)运转；所述甚高压压气机的旋转中心轴线、所述燃烧室的轴线均与所述发动机的轴线平行但不重合；所述高压压气机(3)由多级高负荷轴流压气机和单级高通流离心/斜流压气机组成；所述圆转扇过渡段(8)位于所述燃烧室(7)和所述甚高压涡轮(9)之间，用于将所述燃烧室(7)的燃气导向所述甚高压涡轮(9)、所述高压涡轮(10)和所述低压涡轮(11)。

【技术特征摘要】
1.甚高压间冷循环涡扇发动机，包括风扇(1，2)、高压压气机(3)、间冷器(4)、甚高压压气机(6)、燃烧室(7)、圆转扇过渡段(8)、甚高压涡轮(9)、高压涡轮(10)、低压涡轮(11)、低压轴(12)、高压轴(13)和甚高压轴(14)；所述风扇(1，2)、所述高压压气机(3)、所述间冷器(4)、所述甚高压压气机(6)、所述燃烧室(7)、所述圆转扇过渡段(8)、所述甚高压涡轮(9)、所述高压涡轮(10)和所述低压涡轮(11)依次连接；所述甚高压涡轮(9)通过所述甚高压轴(14)驱动所述甚高压压气机(6)运转，所述高压涡轮(10)通过所述高压轴(13)驱动所述高压压气机(3)运转，所述低压涡轮(11)通过所述低压轴(12)驱动所述风扇(1，2)运转；所述甚高压压气机的旋转中心轴线、所述燃烧室的轴线均与所述发动机的轴线平行但不重合；所述高压压气机(3)由多级高负荷轴流压气机和单级高通流离心/斜流压气机组成；所述圆转扇过渡段(8)位于所述燃烧室(7)和所述甚高压涡轮(9)之间，用于将所述燃烧室(7)的燃气导向所述甚高压涡轮(9)、所述高压涡轮(10)和所述低压涡轮(11)。2.根据权利要求1所述的发动机，其特征在于，所述发动机还包括齿轮箱(15)，所述齿轮箱(15)与所述甚高压轴(14)和所述甚高压...

【专利技术属性】
技术研发人员：田晓沛，刘若阳，杨世豪，
申请(专利权)人：中国航空发动机研究院，
类型：发明
国别省市：北京,11