有切向升力流道的涡轮风扇发动机制造技术

带切向升力流道的涡扇发动机是用于固定翼垂直或短距起降飞机的发动机，其结构特征是具有一个专门的切向升力流道和单独的推力喷口。和可转喷口的涡扇发动机相比，由于升力流道和推力喷口分开，因此喷管效率高，且可以方便的安装加力和采用有特殊要求如低红外幅射的尾喷管，并可置于机身内，本身不反射电磁波。同时，没有凸出在机身外的可转喷口所造成的推力损失，高速时气动阻力较小。（*该技术在2007年保护过期，可自由使用*）

【技术实现步骤摘要】
本专利技术是一种既可输出推力又能提供升力的涡轮风扇发动机。现有的既可输出推力又能提供升力的涡轮风扇发动是通过转动喷口方向从而改变推力方向来提供升力的。由于可转喷口凸出在机身外表面且必须安装在机身两侧，因此水平飞行时喷口喷流必然要受到机身表面气流的干扰，从而降低喷管的推进效率。加之升力工况时自由流速比水平飞行时的自由流流速低很多，因此按水平推进设计的喷管在用于输出升力时由于喷流速度同自由流速度比值太高而效率低。如果采用复杂的喷管结构可以改善这种情况，但结构复杂必然导致重量增大，可靠性差，特别是一台发动必须配四个喷口时，更是如此。除此之外，发动机内流道转折也较普通涡扇发动机多，因而其内流特性也差。事实上，不仅内流系统效率低，凸出在机身外的四个旋转喷口还使飞机的外形气动阻力增大，特别是在高速飞行时，推力减阻力特性将因发动机安装问题变得很差。同时，由于发动的喷口都是水平对称的布置在发动机的两侧，因此双发并排内置于机身内的总体布局由于喷口尺寸及喷流的原因事实上是不可能实现的，而这种布局又是许多作高速机动飞行比较合理和完善的布局。可转喷口发动机不能双发布置不能不说是一种缺点，特别是在要求可靠性高的时候。目前投入实用的固定翼垂直/短距起降飞机都只装了一台可转喷口的发动机，它们是英国的AV-8B和苏制雅克-36型，其中雅克还装有两台专门的升力发动机。本专利技术的目的是提供一种根据新原理工作的，不须采用旋转喷口，可以双发并置于机身内，其升力喷口和推力喷口各自独立设置的涡扇发动机。除了使发动机能在升力和推力工况下都能使用专门的固定喷口从而获得高效率以外，还可方便的安装加力和实现光滑的气动外形，使发动机也可工作在高喷管压强比条件下并获得较好的推力减阻力性能。除此之外，光滑的外形和专门的推力喷管还可满足对电磁波反射面小和设置专门的低红外尾喷口等特殊要求。切向升力流道发动机的基本结构类似于一般的低函道比涡扇发动机，如RR的斯贝66和普·惠的JT8D，也采用长管发动机舱。其主要的不同除了升力流道以外就是风扇有些不一样。绝大多数的低函比风扇发动都采用前置风扇，但也有后置风扇的，如GE的TF37就是。此外，瑞典雷式战斗机的涡扇发动机是可以反桨的。切向升力流道发动的风扇则与通常的布局不同，它在燃气发生器的前后各设置了一组风扇，其中前置风扇组的最后一级静叶是可调静叶，而后置风扇组则是可反桨的。为了避免风扇反桨时产生不利于燃气发生器工作的反压，因此后置风扇距燃发器透平排气口须有一定的距离。在单元体结构的发动机中，后置反桨风扇组可以设计成一个独立单元。切向升力流道涡扇发动机与普通低函道涡扇发动机的另一个显著不同之处是在前后风扇之间的外函道机匣壁上开有一主升力流道和一个辅助升力流道，并配有相应的启闭阀板。主升力流道的中心线是一条非园且曲率半径从起始点起逐渐增大的凸曲线，其起始点与终点的连线是一条与外机匣壁园周呈切线方向的直线，故统称切向升力流道涡扇发动机，其喷口是专门的扩压喷口。切向升力流道是通过一块阀板来控制启闭的，该阀板是机匣壁的一部份，其结构类似起落架仓门盖，只不过其开启是向着发动机轴心线方向，而关闭则向外动作，并成为外函道外机匣壁的一部份。当阀板向内开启时，它本身就自然构成了切向升力流道的一块导流板。除切向升力流道外，切向升力流道发动机还在与切向流道中心线不重合的发动机轴向位置上设有一套辅助升力流道，其中心线与燃气发生器轴线垂直且通过该轴线。其启闭阀是百叶式多叶阀。当切向升力流道发动机工作在推力工况时，切向阀板关闭，后置风扇正桨，按向后压缩空气的工况工作。整个发动机通流部份的内流状态类似于一般的涡扇航空发动机，只不过经过了前后两组风扇而已，与普通低函道比涡扇发动机的内流性能差不多。此时，切向升力流道不起作用，而辅助升力流道的百叶式多页阀可以动作。如果控制其启闭角度，则不仅可以提供向下的喷流，而且还可以得到向前或向后的推力分量。如果在飞行速度较大时打开多叶阀，则多叶阀阀板本身还可起气动减速板的作用。当切向升力流道发动机工作在升力工况时，切向阀板打开，设在透平排气端的后置背压风扇反桨，使燃气和从尾喷口吸入的空气被压入外函道，并在外风扇函道后置风扇前形成一个高于函道内气压的背压梯度，从而阻止函道内的气体流向尾喷口。而前置风扇的最后一级可调静叶转至升力工况时的设计角。该设计角使流出静叶栅气流的出口速度的园周分量不为零，从而使前置风扇的出口空气在外函道内形成绕燃气发生器的螺旋状旋流，并在后置反桨风扇所形成的背压作用下，沿切向升力流道的喷口喷出，从而产生升力。此时，辅助升力流道也被打开，所提供的升力用来保持飞机的轴向平衡。由于发动机切向升力流道所提供的升力的力作用线并不通过发动机转子轴线，因而该发动机须两台转子转向相反，升力流道沿飞机纵轴对称布置成对使用，才能保证飞机的横向平衡。当一架飞机上安装有四台切向升力流道发动机时，相应轴向位置的发动机须对称布置。发动机台数更多时，其对称原则是一样必须满足的。切向升力流道发动机也可简化成没有后置风扇或有后置风扇而只能正桨运行的结构，此时发动机就不能提供单向升力，但仍可以利用前置风扇组的静叶作用和切向流道提供部份升力，通过控制切向阀板的开启角度从而调节升力流道中的流量，便能控制升力和推力的比值，该工况在飞机短距起降和飞行中需部份升力时(例如由直升飞机进行空中加油时)都常用。和现已投入实用的可转喷口涡扇发动机相比较，切向升力流道发动机由于推力工况时气流转折小因而内流效率高，且推力工作时发动机尾喷口可设置在机尾，因此机身外表面气流不会对喷流产生严重干扰，因此可获得较高的推进效率。加之推力喷口是专用的，因此可设计成具有特殊性能如低红外幅射或可以加力的尾喷口。专用的切向升力流道也可以按较高扩压效率进行设计以提高升力。除此之外，切向升力流道涡扇发动机还可完全内置在机身内，因此其推力减阻力特性较好，也不会因发动机部件外露而强烈的反射电磁波。附图共两幅，附图1表明了切向升力流道涡扇发动机的基本结构。图中所示序号(1)是发动机舱;(2)是前风扇组;(3)是前风扇组出口可调静叶栅;(4)是燃气发生器;(5)是燃发器尾罩;(6)是后置风扇组;(7)是发动机出口导叶;(8)是切向升力流道及扩压喷口;(9)是切向升力流道的阀板;(10)是辅助升力流道及多叶阀。图中虚线框住的部份是后置可反桨风扇单元体。A-A剖面表明了切向升力流道及阀板与发动机的连接情况。附图2.是一种反桨机构的控制装置，图中所示序号(1)是后置风扇轴;(2)是固定进气环;(3)是固定进气环上的气封齿;(4)是固定进气环的进气孔;(5)是风扇轴上的进气孔;(6)是通向风扇叶片的流道。切向升力流道发动机的各个部件位置都不能作大的改变。只有发动机在飞机上的安装可以比较灵活，但这要由飞机的气动布局来决定。不过一般在双发两侧或双发内置于机身内布局时，切向升力流道的扩压喷口都在飞机重心附近的两侧，因此，切向升力流道可以作为起落架收起时的机轮舱。其次是后置风扇必须距离燃气发生器有一个较大的距离，以避免反桨时产生对透平排气不利的反压。因此最好将后置风扇组设计成一个独立的单元体，如附图1中虚线框住的部份。特别要说明的是，后置反桨风扇的反桨机构除了采用现有的反桨机构外，还可以用本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于固定翼垂直短距起降飞机的既可输出升力又可输出推力的涡轮风扇发动机。其主要特征是在燃气发生器的前后两端各设置了一组风扇，其中前置风扇最后一级静叶是可调静叶，后置风扇是可反桨的，在两风扇之间的发动机风扇函道外机匣壁上设有一付可以向轴心线方向开启的整块可启闭阀板，并在该阀板处接有一个切向升力流道，在切向升力流道稍后和后置风扇之前还有一个辅助升力流道。

【技术特征摘要】
1.一种用于固定翼垂直短距起降飞机的既可输出升力又可输出推力的涡轮风扇发动机。其主要特征是在燃气发生器的前后两端各设置了一组风扇，其中前置风扇最后一级静叶是可调静叶，后置风扇是可反桨的，在两风扇之间的发动机风扇函道外机匣壁上设有一付可以向轴心线方向开启的整块可启闭阀板，并在该阀板处接有一个切向升力流道，在切向升力流道稍后和后置风扇之前还有一个辅助升力流道。2.在权项1中所述的切向升力流道其特征是流道中心线是一条非园的且曲率半径从起始点起逐渐增大的凸曲线，且其起始点与终点的连线是一条与外机匣壁园周呈切线方向的直线。但其出口处设计成专门的扩压流道。3.在权项1中所述的切向升力流道阀板的特征是一块整体的可向燃气发生器轴心线方向转动的曲面板，它沿风扇函道外机...

【专利技术属性】
技术研发人员：杨列，
申请(专利权)人：杨列，
类型：发明
国别省市：85[中国|重庆]