本发明专利技术属于发动机技术领域，提供一种用于航空动力领域的涡扇发动机核心机，其包括：静置的主轴(12)、旋转机匣(09)、中置燃烧室(07)和涡燃一体的高压涡轮(08)。采用本发明专利技术提供的航空动力领域的涡扇发动机核心机，与现役航空发动机的工作机制迥然不同，动力传送由轴输出变为机匣输出，结构重量得以轻量化。此外，中置燃烧室提供的稳定的亚声速燃烧与收敛式气道的超声速气流混合形成的高温高速燃流，为实现超燃或旋转爆震提供了条件，达到用提高涡轮前速度取代用提高涡轮前温度驱动高压涡轮的目的。在此基础上，三燃烧室的构型也提高了发动机的整机推重比。机的整机推重比。机的整机推重比。
【技术实现步骤摘要】
用于航空动力领域的涡扇发动机核心机
[0001]本专利技术涉及发动机
，尤其涉及一种用于航空动力领域的涡扇发动机核心机。
技术介绍
[0002]涡轮喷气式发动机是广泛应用于航空领域的动力装置。
[0003]迄今为止，国内外的所有航空喷气发动机均由风扇、压气机、燃烧室和高压涡轮等几大部件组成。但工作的方式，均为动力的输出是在燃气作用下，靠燃气涡轮联动主轴上的压气机进行工作的来产生推力，而提高发动机工作效率的主要方法，就是千方百计提高涡轮前温度。然而涡轮前的温度严重受制于涡轮材料的耐高温水平，所以各国研制航空发动机相互拼搏的就是涡轮材料的耐高温材料和制备工艺水平。
技术实现思路
[0004]本专利技术实施例提供一种用于航空动力领域的涡扇发动机核心机，以使得涡扇发动机核心机的重量得以轻量化，并且降低航空发动机的制造成本。
[0005]本专利技术实施例提供一种用于航空动力领域的涡扇发动机核心机，包括：静置的主轴、旋转机匣、中置燃烧室和涡燃一体的高压涡轮。
[0006]可选地，所述主轴位于所述涡扇发动机核心机的中央，并且自所述涡扇发动机核心机的进气端向后由细到粗呈阶梯状。
[0007]可选地，所述旋转机匣置于所述主轴的外围，所述主轴上还固定安装有气流分流器，所述气流分流器将所述旋转机匣分隔为其与所述涡扇发动机核心机的进气端之间的压气机段和其与所述高压涡轮之间的加速器段。
[0008]可选地，所述压气机段由多级安装有转子叶片的单体机匣串列而成，所述加速器段由数级装有转子叶片的单体机匣串列而成；压气机段与加速器段共同组成旋转机匣，
[0009]在所述主轴上固定安装有与所述旋转机匣内的转子一一对应设置的静子，并且所述加速器段内的转子与静子叶片的后缘呈收敛型的结构。
[0010]可选地，所述用于航空动力领域的涡扇发动机核心机还包括：收敛式气道，其中，所述收敛式气道的一侧与所述旋转机匣连接，所述收敛式气道的另一侧与所述高压涡轮连接；所述中置燃烧室的高温燃气出口与所述收敛式气道的出口和所述高压涡轮的超燃/爆震室的入口相对应。
[0011]可选地，所述中置燃烧室设置在所述主轴内，根据所述涡扇发动机核心机应用的机型不同，所述中置燃烧室的构型可为单筒结构、多筒结构或环型结构。
[0012]可选地，所述高压涡轮中部的尾锥是向内凹陷的内陷式尾锥，所述高压涡轮还设置有超燃/爆震室；所述高压涡轮是用3D打印技术，将所述超燃/爆震室、高压涡轮和所述内陷式尾锥三合一的整体结构。
[0013]可选地，根据所述涡扇发动机核心机应用的机型不同，所述内陷式尾锥可以是封
闭的，也可以是开口的；当采用环型的中置燃烧室时，所述内陷式尾锥的中央为开口状，并且由所述环型的中置燃烧室的中部向所述内陷式尾锥的开口延伸出一根蒸发式燃油管。
[0014]可选地，所述高压涡轮的叶片是中空结构，冷却空气从所述中空结构中间经过，最终汇聚于所述内陷式尾锥内。
[0015]本专利技术实施例提供的涡轮风扇发动机核心机具有以下突出的有益效果：
[0016]1、与现役航空发动机的工作机制迥然不同，通过设置静止不动的主轴，从而形成了中置的燃烧室、涡燃一体的高压涡轮和旋转机匣这一特殊的结构，将动力传送由轴输出变为机匣输出，使得结构重量得以轻量化。
[0017]2、将传统航空发动机追求涡轮前温度，改为追求涡轮前速度。也就是在高压涡轮材料允许的范围内，通过提高涡轮前燃气速度的方式，达到提高涡轮前燃气温度的同等功效。
[0018]3、通过引入超燃或爆震技术，在高压涡轮的爆燃室内实现用高超声速燃流来驱动涡轮，摆脱发动机效率受困于高压涡轮对高温材料依赖的局面，达到降低航发成本的目的。
[0019]4、根据前述特殊构型的三燃烧室结构，可利用其第三燃烧室来提高发动机的推重比。
附图说明
[0020]图1为本专利技术实施例提供的一种用于航空动力领域的涡扇发动机核心机的外部结构示意图。
[0021]图2为本专利技术实施例提供的一种用于航空动力领域的涡扇发动机核心机的剖视图。
[0022]图3为图1中涡扇发动机核心机上涡燃一体的高压涡轮的剖视图。
[0023]图4为本专利技术实施例提供的一种用于航空动力领域的涡扇发动机核心机的气体流向示意图。
[0024]附图标记说明：
[0025]01
‑
轴承，
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02
‑
风扇，
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03
‑
压气机段，
[0026]04
‑
气流分流器，
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05
‑
加速器段，
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06
‑
收敛式气道，
[0027]07
‑
中置燃烧室，
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08
‑
高压涡轮，
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09
‑
旋转机匣，
[0028]10
‑
静子，
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11
‑
转子，
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12
‑
主轴
[0029]13
‑
超燃/爆震室，
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14
‑
内陷式尾锥。
具体实施方式
[0030]为了使本领域技术人员更容易理解本专利技术实施例提供的技术方案，下面结合附图和附图中各个构件的原理展开说明。
[0031]<总体结构>
[0032]图1为本实施例提供的一种用于航空动力领域的涡扇发动机核心机的外部结构示意图，图2为本专利技术实施例提供的一种用于航空动力领域的涡扇发动机核心机的剖视图。
[0033]如图1、图2所示，本实施例提供一种用于航空动力领域的涡扇发动机核心机，其包括：静置的主轴12、旋转机匣09、中置燃烧室07和涡燃一体的高压涡轮08。
[0034]采用本专利技术实施例提供的航空动力领域的涡扇发动机核心机，与现役航空发动机的工作机制迥然不同，通过设置静止不动的主轴，从而形成了中置的燃烧室、涡燃一体的高压涡轮和旋转机匣这一特殊的结构，将动力传送由轴输出变为机匣输出，使得结构重量得以轻量化。
[0035]下面结合涡扇发动机核心机各组成部件的功用及气动原理进一步展开说明。
[0036]<静置的主轴12>
[0037]主轴12位于涡扇发动机核心机的中央，是整台发动机核心机最大的结构件，并且自涡扇发动机核心机的进气端向后由细到粗呈阶梯状，主轴12通过与飞行器固定连接而保持自身的静止状态。
[0038]中置燃烧室07设置于主轴12内。此外，主轴12内还可设置有发动机所需的其他部件，如电本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种用于航空动力领域的涡扇发动机核心机，其特征在于，包括：静置的主轴(12)、旋转机匣(09)、中置燃烧室(07)和涡燃一体的高压涡轮(08)。2.根据权利要求1所述的涡扇发动机核心机，其特征在于，所述主轴(12)位于所述涡扇发动机核心机的中央，并且自所述涡扇发动机核心机的进气端向后由细到粗呈阶梯状。3.根据权利要求1所述的涡扇发动机核心机，其特征在于，所述旋转机匣(09)置于所述主轴(12)的外围，所述主轴(12)上还固定安装有气流分流器(04)，所述气流分流器(04)将所述旋转机匣(09)分隔为其与所述涡扇发动机核心机的进气端之间的压气机段(03)和其与所述高压涡轮(08)之间的加速器段(05)。4.根据权利要求3所述的涡扇发动机核心机，其特征在于，所述压气机段(03)由多级安装有转子(11)叶片的单体机匣串列而成，所述加速器段(05)由数级装有转子(11)叶片的单体机匣串列而成；压气机段与加速器段共同组成所述旋转机匣(09)，在所述主轴(12)上固定安装有与所述旋转机匣(09)内的转子(11)一一对应设置的静子(10)，并且所述加速器段(05)内的转子(11)与静子(10)叶片的后缘呈收敛型的结构。5.根据权利要求3或权利要求4所述的涡扇发动机核心机，其特征在于，还包括：收敛式气道(06)，其中，所述收敛式气道(06)的一侧与所述旋转机匣(09)连...
【专利技术属性】
技术研发人员：杨京生，张永立，马荣，
申请(专利权)人：张永立，
类型：发明
国别省市：
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