一种分布式推进涡扇发动机制造技术

本实用新型专利技术公开了一种分布式推进涡扇发动机，由主发动机和至少一个辅助风扇组合而成，主发动机包括传统风扇转子、增压级压气机、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮、尾喷口、引气系统、高压气源管道，辅助风扇包括辅助风扇转子支承系统、辅助风扇转子、空气涡轮驱动装置，引气系统从主发动机引出一定比例的高压气源，高压气源通过高压气源管道输送到空气涡轮驱动装置内，用以直接或通过减速器驱动辅助风扇转子。本实用新型专利技术通过灵活调整燃烧室出口燃气能量分配形式，使其能量供给于多个风扇转子,在达到超高涵道比的同时可以有效降低主发动机的风扇转子直径，同时通过对主发动机或辅助风扇的叶片桨距的调节实现对发动机当量涵道比的优化调节。涵道比的优化调节。涵道比的优化调节。

【技术实现步骤摘要】
一种分布式推进涡扇发动机


[0001]本技术属于航空燃气涡轮发动机领域，特别涉及了一种分布式推进涡扇发动机。

技术介绍

[0002]在航空燃气涡轮发动机领域，涡轮风扇发动机因其燃油经济性好得到了非常广泛的应用，其中在民用领域采用大涵道比涡扇发动机，军用领域尤其是战斗机用发动机更多采用小涵道比涡扇发动机。
[0003]随着对燃油经济性要求的进一步提高，民航大涵道比涡扇发动机更多的是通过提高涵道比来实现，由此导致风扇的直径越来越大，而由于风扇转子叶尖线速度的限制，风扇转子的转速也受到很大的限制，而由此导致低压涡轮转子的转速只能进一步降低，由此带来低压涡轮级数的增加、发动机重量增加及整台发动机的零件数、长度增加；美国普惠公司的齿轮传动发动机(如PW1100G)通过在风扇转子和低压涡轮转子之间串接行星减速器缓解了该问题，但随着设计涵道比越来越高，风扇直径越来越大，会导致发动机吊装后距离地面距离越来越小，而民航法规的强制性最小距离要求导致该技术途径终会走到尽头。

技术实现思路

[0004]为了解决上述问题，本技术提出一种分布式推进涡扇发动机。
[0005]本技术采用的技术方案为：一种分布式推进涡扇发动机，该发动机由主发动机和至少一个辅助风扇组合而成，所述主发动机包括传统风扇转子、增压级压气机、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮、尾喷口、引气系统、高压气源管道，所述辅助风扇包括辅助风扇转子支承系统、辅助风扇转子，所述辅助风扇转子支承系统上设有空气涡轮驱动装置，所述空气涡轮驱动装置内具有空气涡轮以及用于驱动辅助风扇转子的连接轴，引气系统从主发动机引出一定比例的高压气源，高压气源通过高压气源管道输送到空气涡轮驱动装置内，用以推动空气涡轮转动，空气涡轮通过连接轴直接或通过减速器驱动辅助风扇转子。
[0006]进一步的是，所述的辅助风扇转子可以为1级或多级，可以同向/反向旋转，其中辅助风扇转子和主发动机一起吊装在机翼下方，和主发动机组合为多风扇推进系统。
[0007]进一步的是，所述的辅助风扇转子上设有辅助风扇机匣，以提供极限情况下对辅助风扇转子的包容。
[0008]进一步的是，所述的主发动机及辅助风扇转子全部或部分采用变距装置。
附图说明
[0009]图1是一种传统单风扇转子大涵道比涡扇发动机示意图；
[0010]图2是本技术的结构示意图；
[0011]图中所示：1-传统风扇转子、2-增压级压气机、3-高压压气机、4-燃烧室、5-高压涡
轮、6-低压涡轮、7-尾喷口、8-引气系统、9-高压气源管道、10-空气涡轮驱动装置、11-辅助风扇转子、12-辅助风扇机匣、13-辅助风扇转子支承系统。
具体实施方式
[0012]下面结合附图和实施例对技术做进一步详细的说明。
[0013]图1是一种传统单风扇转子大涵道比涡扇发动机示意图，传统风扇转子1、增压级压气机2和高压压气机3持续对进入发动机的气流进行增压，在燃烧室4中吸收化石燃料的热量后变成高温高压的燃气，该燃气能量分成三部分，第一份是冲击高压涡轮5，由此驱动高压压气机3；第二份是冲击低压涡轮6，由此驱动单级风扇转子1和增压级压气机2，而单级风扇转子1提供了一部分推力；第三份则通过尾喷口7整流后向后喷入大气中，提供了另一部分推力。发动机的总推力则由风扇转子1和尾喷口7向后排气提供的两项推力合成得到；定义来流空气经过单级风扇转子1后流入增压级压气机2的部分为内涵气流，来流空气经过单级风扇转子1后从外涵道流过，而没有流入增压级压气机2的部分为外涵气流。定义外涵气流与内涵气流的质量流量比值为涵道比。随着单级风扇转子1直径的增加，发动机涵道比增加，则高温高压的燃气能量分配到第二份的比重就增加了，风扇转子1提供的推力在总推力中的比重也随之增加。
[0014]实施例
[0015]如图2所示，本技术的一种分布式推进涡扇发动机，该发动机由主发动机和至少一个辅助风扇组合而成，所述主发动机包括传统风扇转子1、增压级压气机2、高压压气机3、燃烧室4、高压涡轮5、低压涡轮6、尾喷口7、引气系统8、高压气源管道9，所述辅助风扇包括辅助风扇转子支承系统13、辅助风扇转子11，所述辅助风扇转子支承系统13上设有空气涡轮驱动装置10，所述空气涡轮驱动装置10内具有空气涡轮以及用于驱动辅助风扇转子11的连接轴，主发动机产生的压缩空气经引气系统8、高压气源管道9输送给空气涡轮驱动装置10，从而带动辅助风扇转子11转动，辅助风扇转子11有辅助风扇机匣12包容；同时辅助风扇转子11由辅助风扇转子支承系统13提供支承。辅助风扇转子13安装在机翼下方，与主发动机一起构成多风扇分布式推进系统。
[0016]在上述实施例中，引气系统8的引气位置可以安装在风扇/增压级的出口，也可以安装在高压压气机的出口；选取主发动机为小涵道比的涡扇发动机时，风扇可以做成多级，提高出口压力，便于与空气涡轮系统的进口需求压力匹配。
[0017]在上述实施例中，引气系统8可以视控制精度要求增加控制阀门、空气流量计等器件；同时可以在传统风扇转子1，辅助风扇转子11上全部或部分采用变距装置，以灵活改变发动机的涵道比。辅助风扇转子11与传统风扇转子1均有风扇机匣包容，可以有效降低运行噪音并提高适航安全性。
[0018]本技术的优点在于：
[0019]1、相比于现有技术的齿轮传动发动机，本技术能够显著降低主发动机的风扇尺寸，进而降低对起落架高度的刚性要求；
[0020]2、随着风扇尺寸的增加，大尺寸风扇的制造技术变得越来越复杂和困难，成本也越来越高。本技术能够大幅度降低风扇尺寸，降低制造成本，同时可以避免因不掌握高难度的风扇叶片制备技术而造成整个发动机项目落马的风险；
[0021]3、相对于开式转子发动机(或桨扇发动机)，本技术在实现超高涵道比的同时，降低了主发动机的尺寸，使得主发动机及辅助风扇仍可以吊装在机翼下方，不需要对现有民航客机的结构做大的改动，降低了新机型的研发成本；
[0022]4、相比于专利“CN201610821255-一种多风扇推进装置”中采取的机械齿轮传动，本技术采用了基于压缩空气进行能量传递的技术途径可以降低机械传动的复杂性；
[0023]5、相比于地面用增程式电动汽车中广泛使用的“发动机-发电机-电动机”能量传递途径，因电机功率密度的受限和飞机发动机传递功率非常巨大，本技术可以摒弃对重量庞大的电动机和发电机的需求，降低整个动力装置的重量；
[0024]6、相比于专利“CN95112599-移出式超扇发动机”中采用的燃气分流装置，本技术可以有效降低对高价值高温合金材料的使用以及发动机热管理系统的复杂性，进而有效降低发动机的成本；
[0025]7、以目前在机翼下吊左发和右发的传统布局为例，在两个主发动机左右两边各搭配一个辅助风扇为一种实施例，该布局可以充分利用主发动机的引射效应，提高辅助风扇的进口总压，进而提高本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种分布式推进涡扇发动机，该发动机由主发动机和至少一个辅助风扇组合而成，所述主发动机包括传统风扇转子(1)、增压级压气机(2)、高压压气机(3)、燃烧室(4)、高压涡轮(5)、低压涡轮(6)、尾喷口(7)，所述辅助风扇包括辅助风扇转子支承系统(13)、辅助风扇转子(11)，其特征是，所述主发动机还包括引气系统(8)、高压气源管道(9)，所述辅助风扇转子支承系统(13)上设有空气涡轮驱动装置(10)，所述空气涡轮驱动装置(10)内具有空气涡轮以及用于驱动辅助风扇转子(11)的连接轴，引气系统(8)从主发动机引出一定比例的高压气源，高压气源通过高压气源管道(9)输送到...

【专利技术属性】
技术研发人员：赵军，
申请(专利权)人：中国民用航空飞行学院，
类型：新型
国别省市：