一种航空喷气式发动机制造技术

本发明专利技术涉及航空发动机技术领域，具体涉及一种航空喷气式发动机，包括壳体，所述壳体包括进气端与排气端，所述壳体的内部沿进气端至排气端方向依次安装有：进气道系统、压气机系统、涵道系统、燃烧室系统、涡轮系统、尾喷系统以及传动轴系，本发明专利技术设计巧妙且结构新颖，使发动机能获取高推重比或低燃油消耗率，能同时满足飞机高机动性、高航速和远航程的动力需求，具有显著的推广意义。具有显著的推广意义。具有显著的推广意义。

【技术实现步骤摘要】
一种航空喷气式发动机


[0001]本专利技术涉及航空发动机
，具体涉及一种航空喷气式发动机。

技术介绍

[0002]目前航空喷气式发动机以涡扇发动机为主，民用飞机多以大涵道比涡扇发动机为主，军用飞机多采用小涵道比加力涡扇发动机，以满足经济性和高航速的需求，而仅有少数强调高速性能的战斗机上采用涡喷发动机。涡喷发动机虽然动力强劲，但燃油消耗率高，无法满足高性能战机大作战半径的需要。为了降低油耗，在涡喷发动机的基础上增加外涵道，形成涡轮风扇发动机，这成为目前航空发动机的主流。然而涡轮风扇发动机，虽然油耗低，但单位推力密度小，推重比较低，虽然通过增加加力燃烧室，来提高瞬时的推力，以满足高性能战机起飞和空中高机动作战的需要。但由于进入加力燃烧室的气体含氧量较低，且气压远低于主燃烧室气压，速度也高达120
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180m/s，远高于主燃烧室，燃烧不稳定，且燃烧不充分，为了提高燃烧效率，通常加力燃烧室设计的比较长，这些因素增加加力燃烧室设计的复杂性，而且结构重量较大。另外，由于加力燃烧室的工作温度高，发动机无法长时间工作，因此即使安装加力燃烧室，仍无法满足高性能战机的超音速巡航的需要。
[0003]专利号CN112483275A《一种推进器及飞行器》虽然公开了一种双燃烧室的无轴涡轮驱动的喷气式发动机。在高压压气机后分内外涵道，其中内涵道中布置第一燃烧室，主要用于驱动无轴涡轮带动无轴压气机工作；外涵道中布置第二燃烧室，第二燃烧室的气体与第一燃烧室的气体一致，均为新鲜高压空气，且速度地，燃烧稳定且充分，燃烧效率高，主要用于产生持续推力，满足超音速巡航需求。在第二燃烧室不工作时，外涵道相当于涡轮风扇发动机的外涵道产生推力，此时，发动机的油耗低，满足低速低油耗巡逻飞行需求。这种设计理论上可以获取持续的高推力，推重比高、油耗率低，满足高性能战机的超音速巡航需求和低速经济性巡逻需求。但由于其处于概念阶段，开发难度大、周期长，短期内尚无法投入实际应用。
[0004]因此需要研制一款推重比高、油耗率低，且技术相对成熟的航空喷气式发动机。

技术实现思路

[0005]针对上述技术问题，本专利技术的目的在于提供一种航空喷气式发动机，通过对发动机结构的重新设计，使发动机能获取高推重比或低燃油消耗率，能同时满足飞机高机动性、高航速和远航程的动力需求，本专利技术采用的技术方案如下：
[0006]一种航空喷气式发动机，包括壳体，所述壳体包括进气端与排气端，所述壳体的内部沿进气端至排气端方向依次安装有：
[0007]进气道系统，所述进气道系统包括进气道，空气通过所述进气道流入发动机内部；
[0008]压气机系统，所述压气机系统对经由进气道流入发动机的空气进行减速增压；
[0009]涵道系统，所述涵道系统包括内涵道与第一外涵道，经压气机系统增压后的空气，分别进入内涵道与第一外涵道；所述第一外涵道靠近压气机系统的位置处设置有第一涵道
分流控制阀门；
[0010]燃烧室系统，所述燃烧室系统包括第一燃烧室与第二燃烧室，所述第一燃烧室设置在内涵道内部，所述第二燃烧室设置在第一外涵道内部；
[0011]涡轮系统，所述涡轮系统设置于内涵道内部，来自第一燃烧室内喷出的高温燃气驱动涡轮系统运转；
[0012]尾喷系统，所述尾喷系统包括内涵道尾喷口与外涵道尾喷口，来自第一燃烧室并经过涡轮系统的高温燃气从内涵道尾喷口喷出，来自第二燃烧室的高温燃气从外涵道尾喷口喷出，
[0013]传动轴系，所述传动轴系用于连接所述涡轮系统与所述压气机系统。
[0014]优选地，所述第二燃烧室为单管燃烧室、环管燃烧室或环形燃烧室中的其中一种。
[0015]优选地，所述第二燃烧室为单管燃烧室，在所述第一外涵道内沿周向排布，各个所述单管燃烧室独立工作。
[0016]优选地，所述进气道系统还包括设置于压气机系统前端的进气道整流罩，用于减小压气机系统产生的空气阻力。
[0017]优选地，所述压气机系统包括低压压气机与高压压气机，所述低压压气机与所述壳体的排气端之间直连有第二外涵道，所述第二外涵道上靠近低压压气机的位置处设置有第二涵道分流控制阀门。
[0018]优选地，还包括外置发动机，所述发动机与外置发动机通过高压外引气管连接，所述外置发动机包括连通的外置发动机混合室、外置发动机燃烧室与外置发动机尾喷管，所述高压外引气管的一端与第一外涵道连通，另一端与外置发动机混合室连通，所述的外置发动机混合室还与外界发动机燃油管路连通。
[0019]优选地，还包括外置发动机尾喷管冷却系统，所述外置发动机尾喷管冷却系统设置于所述外置发动机燃烧室的外壁以及外置发动机尾喷管的外壁，所述外置发动机尾喷管冷却系统分别与所述高压外引气管、所述外置发动机混合室连通，从高压外引气管流入的高压空气，在所述外置发动机尾喷管冷却系统内对所述外置发动机燃烧室和所述外置发动机尾喷管的管壁进行降温，带走热量，再流出到所述外置发动机混合室。
[0020]优选地，还包括外置发动机偏转装置，所述外置发动机安装在所述外置发动机偏转装置上，由所述外置发动机偏转装置调整所述外置发动机尾喷管的方向，进一步控制外置发动机的推力方向。
[0021]优选地，所述进气道与第一外涵道之间连通有冲压涵道，所述冲压涵道与所述进气道的连接处设置有冲压涵道进气阀门，所述冲压涵道与所述第一外涵道的连接处设置有冲压涵道排气阀门。
[0022]优选地，所述进气道系统还包括进气道可调节激波锥与激波锥支撑结构件，所述进气道可调节激波锥通过激波锥支撑结构件安装在压气机系统的前端，所述激波锥支撑结构件为可伸缩结构件。
[0023]与现有技术相比，本专利技术所具有的有益效果为：
[0024](1)本专利技术在现有涡喷发动机的压气机后增加外涵道和第二燃烧室，使发动机的所有燃烧室都处于最佳工作状态，进行充分燃烧，获得比加力燃烧室更大的额外推力、更低的油耗、更长的持续工作时间，使装载有该发动机的飞机获得超音速巡航能力；
[0025](2)本专利技术增加外置发动机的方案，相当于由一台带压气机的核心发动机带动多个仅含燃烧室和尾喷管系统的外置发动机同时工作，以更小的结构重量代价，获得多台发动机同时工作产生不同方向推力的效果，适合用于垂直起降飞机；
[0026](3)本专利技术增加冲压涵道的方案，使发动机具备在正常喷气式工作模式和亚燃冲压工作模式之间自由切换的能力，使装载该发动机的飞机，在起飞阶段可通过正常喷气发动机工作模式将飞机加速至2马赫，再切换至亚燃冲压工作模式，使飞机能在超音速甚至高超音速巡航飞行。
附图说明
[0027]下面将以明确易懂的方式，结合附图说明优选实施方式，对本专利技术的上述特性、技术特征、优点及其实现方式予以进一步说明。
[0028]图1是本专利技术实施例一的一种航空喷气式发动机侧视图；
[0029]图2是本专利技术实施例一的一种航空喷气式发动机第二外涵道关闭状态示意图；
[0030]图3是本专利技术本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空喷气式发动机，其特征在于，包括壳体，所述壳体包括进气端与排气端，所述壳体的内部沿进气端至排气端方向依次安装有：进气道系统，所述进气道系统包括进气道，空气通过所述进气道流入发动机内部；压气机系统，所述压气机系统对经由进气道流入发动机的空气进行减速增压；涵道系统，所述涵道系统包括内涵道与第一外涵道，经压气机系统增压后的空气，分别进入内涵道与第一外涵道；所述第一外涵道靠近压气机系统的位置处设置有第一涵道分流控制阀门；燃烧室系统，所述燃烧室系统包括第一燃烧室与第二燃烧室，所述第一燃烧室设置在内涵道内部，所述第二燃烧室设置在第一外涵道内部；涡轮系统，所述涡轮系统设置于内涵道内部，来自第一燃烧室内喷出的高温燃气驱动涡轮系统运转；尾喷系统，所述尾喷系统包括内涵道尾喷口与外涵道尾喷口，来自第一燃烧室并经过涡轮系统的高温燃气从内涵道尾喷口喷出，来自第二燃烧室的高温燃气从外涵道尾喷口喷出，传动轴系，所述传动轴系用于连接所述涡轮系统与所述压气机系统。2.根据权利要求1所述的一种航空喷气式发动机，其特征在于：所述第二燃烧室为单管燃烧室、环管燃烧室或环形燃烧室中的其中一种。3.根据权利要求2所述的一种航空喷气式发动机，其特征在于：所述第二燃烧室为单管燃烧室，在所述第一外涵道内沿周向排布，各个所述单管燃烧室独立工作。4.根据权利要求1所述的一种航空喷气式发动机，其特征在于：所述进气道系统还包括设置于压气机系统前端的进气道整流罩，用于减小压气机系统产生的空气阻力。5.根据权利要求1所述的一种航空喷气式发动机，其特征在于：所述压气机系统包括低压压气机与高压压气机，所述低压压气机与所述壳体的排气端之间直连有第二外涵道，所述第二外涵道上靠近低压压气机的位置处设置有第二涵道...

【专利技术属性】
技术研发人员：邓云娣，梅柯，王国栋，邸京京，陈鹏，门景龙，
申请(专利权)人：上海新云彩航空科技有限责任公司，
类型：发明
国别省市：