一种发动机及其控制方法、飞行器技术

一种发动机及其控制方法、飞行器，发动机包括第一涡轮和模式转换装置；第一涡轮安装在所述第一流道中，用于将冷端流道中的气体降压后通入所述热端流道；模式转换装置安装在冷端流道中，能够调整第一流道的开度和调整第二流道的开度。本公开通过在冷端流道中设置第一流道和第二流道，且第一流道中设置第一涡轮，飞行器在低速飞行时，模式转换装置可以控制气流从第二流道通过，不增压也不降压；飞行器在高速飞行时，模式转换装置控制可以控制气流从第一流道的第一涡轮经过，对气流降压后通入热端流道。可以便捷的实现循环压比的大范围调节，并且可以大幅度扩展发动机的飞行速度极限，且能够兼顾高低速状态发动机的性能。能够兼顾高低速状态发动机的性能。能够兼顾高低速状态发动机的性能。

【技术实现步骤摘要】
一种发动机及其控制方法、飞行器


[0001]本公开属于航空发动机
，具体涉及一种发动机及其控制方法、飞行器。

技术介绍

[0002]航空发动机的飞行速度范围一般是Ma0～2，变循环发动机的技术途径的主要目的是进一步增加低速状态的工作能力，增加推力、减少油耗。其措施主要是增加外涵气流的流通能力。
[0003]但是，航空发动机的变循环的思想可以用于高速化，将飞行速度范围扩展到Ma3～4。航空发动机低速飞行时需要压气机提供较高的增压比(如25～30)，以保证具有较高的循环效率和较低的油耗。而在Ma3以上高速飞行时由于进气道的增压作用逐渐明显，则需要压气机提供较低的增压比(小于10)。

技术实现思路

[0004]为了解决上述技术问题，本公开的目的在于提供了一种能够在高速状态对气流产生降压效果的发动机。
[0005]为了实现本公开的目的，本公开所采用的技术方案如下：
[0006]一种发动机，包括发动机本体，所述发动机本体中具有截面为环形的主流道,所述主流道包括依次连通的冷端流道和热端流道，所述冷端流道中还设置有第一流道和第二流道，所述冷端流道中的空气能够通过所述第一流道和/或所述第二流道连通至所述热端流道，还包括：
[0007]第一涡轮，安装在所述第一流道中，所述第一涡轮用于将冷端流道中的气体降压后通入所述热端流道；
[0008]模式转换装置，安装在冷端流道中，能够调整第一流道的开度和调整第二流道的开度。
[0009]可选地，所述第二流道中安装有第一压气机，所述第一压气机用于将冷端流道中的气体升压后通入所述热端流道。
[0010]可选地，所述模式转换装置包括模式转换阀片和控制模式转换阀片动作的模式转换单元；
[0011]所述模式转换阀片处于第一位置时，所述第一流道打开，所述第二流道关闭；
[0012]所述模式转换阀片处于第二位置时，所述第一流道关闭，所述第二流道打开；
[0013]所述模式转换阀片处于第一位置和第二位置之间时，能够调整所述第一流道开口和所述第二流道开口的比例。
[0014]可选地，所述第一流道和所述第二流道的截面均为环形，所述第一流道和所述第二流道同轴的设置在所述冷端流道中，第一流道和所述第二流道之间设置有隔板；
[0015]所述模式转换阀片包括第一环形阀片和第二环形阀片，所述第一环形阀片和所述第二环形阀片与所述模式转换装置连接，所述第一环形阀片铰接在所述第一流道入口和所
述第二流道入口之间的位置，所述第二环形阀片铰接在所述第一流道出口和所述第二流道出口之间的位置。
[0016]可选地，环形的所述第一流道设置在环形的所述第二流道的外圈。
[0017]可选地，所述第二流道是空流道，环形的所述第二流道设置在环形的所述第一流道的外圈。
[0018]可选地，所述冷端流道的入口位置安装有第二压气机，所述冷端流道的出口安装有第三压气机，所述第一涡轮设置在所述第二压气机和第三压气机之间。
[0019]本公开还提供一种飞行器，包括上述发动机
[0020]本公开还提供一种基于上述发动机的控制方法，
[0021]当飞行器速度小于等于第一预设速度时，所述模式转换装置控制所述第二流道打开，所述第一流道关闭；
[0022]当飞行器速度在第一预设速度和第二预设速度之间，且飞行器速度增加时，所述模式转换装置增加所述第一流道的开度，降低所述第二流道的开度；当飞行器速度在第一预设速度和第二预设速度之间，且飞行器速度降低时，所述模式转换装置降低所述第一流道开度，增加所述第二流道的开度；
[0023]当飞行器速度大于等于第二预设速度时，所述模式转换装置控制所述第一流道打开，所述第二流道关闭；
[0024]所述第一预设速度小于所述第二预设速度。
[0025]可选地，所述第一预设速度在1.8～2.2马赫，所述第二预设速度在2.8～3.2马赫。
[0026]本公开中,通过在冷端流道中设置第一流道和第二流道，且第一流道中设置第一涡轮，飞行器在低速飞行时，模式转换装置可以控制气流从第二流道通过，不增压也不降压；飞行器在高速飞行时，模式转换装置控制可以控制气流从第一流道的第一涡轮经过，对气流降压后通入热端流道。可以便捷的实现循环压比的大范围调节，并且可以大幅度扩展发动机的飞行速度极限，且能够兼顾高低速状态发动机的性能。
附图说明
[0027]附图示出了本公开的示例性实施方式，并与其说明一起用于解释本公开的原理，其中包括了这些附图以提供对本公开的进一步理解，并且附图包括在本说明书中并构成本说明书的一部分。
[0028]图1是本公开中发动机的结构示意图意图一；
[0029]图2是本公开中发动机的结构示意图意图二。
具体实施方式
[0030]下面结合附图和实施方式对本公开作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施方式仅用于解释相关内容，而非对本公开的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本公开相关的部分。
[0031]需要说明的是，在不冲突的情况下，本公开中的实施方式及实施方式中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施方式来详细说明本公开。
[0032]参阅图1所示，本公开实施例的一种发动机，包括发动机本体1，所述发动机本体1
中可以包括壳体11，所述壳体11中穿设有同轴设置的高压轴12和低压轴13，所述高压轴12和低压轴13安装有涡轮和压气机，所述发动机本体1中的壳体11和轴之间具有截面为环形的主流道,所述主流道包括依次连通的冷端流道14和热端流道15，冷端流道14是从发动机本体1入口位置到发动机本体中的燃烧室入口的位置，热端流道15是从燃烧室入口位置至喷管末尾位置，冷端流道14的入口位置安装有第二压气机5，所述冷端流道14的出口安装有第三压气机6；所述热端流道15中沿气体流动的方式，依次设置有主燃烧室7、第二涡轮8和第三涡轮9。外部空气通过冷端流道14进入热端流道15中的主燃烧，燃烧以后推动涡轮做功，再从加力燃烧室喷出，加力燃烧室中还可以安装有喷油杆。
[0033]所述冷端流道14中还设置有第一流道141和第二流道142，所述冷端流道14中的空气能够通过所述第一流道141和/或所述第二流道142连通至所述热端流道15，外部的空气能够通过第一流道141、第二流道142中的一个或两个进入热端流道15。第一流道141和所述第二流道142可以是两个单独的管路；第一流道141和所述第二流道142的也可以是截面均为环形的流道，所述第一流道141和所述第二流道142同轴的设置在所述冷端流道14中，所述第二流道142是可以是空流道，内部无其他部件，环形的所述第二流道142设置在环形的所述第一流道的外圈，内圈的第一流道141可以用来安装第一涡轮2。
[0034]发动机还包括安装在所述第一流道141中第一涡轮2，所述第一涡轮2用于将冷端流道14中的气体降压后通入所述热端流道15；第一本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种发动机，其特征在于，包括发动机本体，所述发动机本体中具有截面为环形的主流道,所述主流道包括依次连通的冷端流道和热端流道，所述冷端流道中还设置有第一流道和第二流道，所述冷端流道中的空气能够通过所述第一流道和/或所述第二流道连通至所述热端流道，还包括：第一涡轮，安装在所述第一流道中，所述第一涡轮用于将冷端流道中的气体降压后通入所述热端流道；模式转换装置，安装在冷端流道中，能够调整第一流道的开度和调整第二流道的开度。2.如权利要求1所述的发动机，其特征在于：所述第二流道中安装有第一压气机，所述第一压气机用于将冷端流道中的气体升压后通入所述热端流道。3.如权利要求2所述的发动机，其特征在于：所述模式转换装置包括模式转换阀片和控制模式转换阀片动作的模式转换单元；所述模式转换阀片处于第一位置时，所述第一流道打开，所述第二流道关闭；所述模式转换阀片处于第二位置时，所述第一流道关闭，所述第二流道打开；所述模式转换阀片处于第一位置和第二位置之间时，能够调整所述第一流道开口和所述第二流道开口的比例。4.如权利要求3所述的发动机，其特征在于：所述第一流道和所述第二流道的截面均为环形，所述第一流道和所述第二流道同轴的设置在所述冷端流道中，第一流道和所述第二流道之间设置有隔板；所述模式转换阀片包括第一环形阀片和第二环形阀片，所述第一环形阀片和所述第二环形阀片与所述模式转换装置连接，所述第一环形阀片铰接在所述第一流道入口和所述第二流道入口之间的位置，所述第二环...

【专利技术属性】
技术研发人员：周琨，苗辉，李亚忠，马薏文，
申请(专利权)人：中国航空发动机研究院，
类型：发明
国别省市：