一种中等涵道比涡扇发动机兆瓦级功率输出系统技术方案

本申请属于航空发动机设计领域，为一种中等涵道比涡扇发动机兆瓦级功率输出系统，包括进气支管、动力涡轮和发电机；进气支管与发动机外涵通道相连，动力涡轮与进气支管的出口密封相连，动力涡轮通过功率传动杆与发电机相连，发电机上设有与机载高能武器相连的电缆；中等涵道比涡扇发动机工作后排出的燃气通过发动机出口管道向后排出并进入到排气管道内，从发送机外涵通道进气到进气支管内的外涵冷却气驱动动力涡轮工作驱动发电机工作，将电能传输至多组机载高能武器，使得多组机载高能武器保障飞机具备对外攻击和自我防御的能力，中等涵道比涡扇发动机工作不会受到动力涡轮发电的影响，工作稳定。工作稳定。工作稳定。

【技术实现步骤摘要】
一种中等涵道比涡扇发动机兆瓦级功率输出系统


[0001]本申请属于航空发动机设计领域，特别涉及一种中等涵道比涡扇发动机兆瓦级功率输出系统。

技术介绍

[0002]着眼未来空战任务需求，飞机对配装激光、束能等高能武器的需求将持续提升，以实现飞机具备全航程期间不受配备武器数量限制的不间断自我防御能力及高频对外打击能力，从而实现飞机作战效能的大幅提升，具备强大的生存力。在飞机配备多组高能武器的条件下，飞机需要从配装的航空发动机上提取巨大的功率，少则需要一个兆瓦级功率输出，多则需要多个兆瓦级功率输出，方可满足高能武器族群的不间断需求，进而方可实现飞机作战效能的跨代跃升，但是航空发动机常常难以提取出巨大的功率，在提取出一兆瓦级功率情况下都将影响航空发动机稳定性裕度，并产生较难解决的综合热管理问题，更难谈及提取多兆瓦级功率，因此需要提出一种全新的解决方法。

技术实现思路

[0003]本申请的目的是提供了一种中等涵道比涡扇发动机兆瓦级功率输出系统，以解决现有技术中航空发动机难以稳定输出兆瓦级功率的问题。
[0004]本申请的技术方案是：一种中等涵道比涡扇发动机兆瓦级功率输出系统，与中等涵道比涡扇发动机相连，所述中等涵道比涡扇发动机的出口处设有发动机出口管道，所述发动机出口管道的出口处连接有排气管道，包括进气支管、动力涡轮和发电机；所述进气支管与发动机的外涵通道密封连接，所述动力涡轮与进气支管的出口密封相连，所述动力涡轮的功率输出端连接有功率传动杆，所述发电机设于进气支管的一侧并且发电机与功率传动杆相连，所述发电机上设有与机载高能武器相连的电缆。
[0005]优选地，在所述发动机内涵通道的入口端设置间歇增压级，所述间隙增压级与相邻风扇转子之间设置离合机构，当所述机载高能武器工作时，所述离合机构控制间歇增压级与相邻风扇转子相连，形成低压转子；所述机载高能武器不工作时，所述离合机构控制间歇增压级与相邻风扇转子分离，形成导向叶片。
[0006]优选地，所述间歇增压级包括转子叶盘和设于转子叶盘的间歇增压转子，所述转子叶片与低压转轴之间连接有轴承，所述离合机构包括摩擦片和压盘，所述摩擦片设于风扇转子上，所述压盘设于转子叶盘上，所述摩擦片和压盘均为中空结构，所述转子叶片内设有作动筒，所述作动筒的活塞杆与压盘相连并且作动筒能够带动压盘沿着发动机轴向移动。
[0007]优选地，所述进气支管的入口处设有开度控制器，所述开度控制器与飞机的飞控系统通过电缆相连。
[0008]优选地，所述动力涡轮的后端连接有分支排气管，所述分支排气管与动力涡轮密封连接。
[0009]优选地，所述分支排气管呈S弯结构设计。
[0010]优选地，所述进气支管、动力涡轮和发电机均设置多组，多组进气支管、动力涡轮和发电机沿着飞机机体的轴线方向对称设置。
[0011]作为一种具体实施方式，一种中等涵道比涡扇发动机兆瓦级功率输出方法，包括：
[0012]接收当前发动机输出指令，判断是否启动机载高能武器，若是，则再次判断起动的机载高能武器的类型，根据机载高能武器的类型计算机载高能武器工作所需要的能量；
[0013]根机载高能武器所需要的能量计算开度控制器的开度，并控制开度控制器打开至指定开度，同时控制作动筒工作，带动转子叶盘与风扇转子相连，间歇增压级转动并对高温内涵气进行增温增压；
[0014]通过联动环调节间歇增压转子的角度，而后根据所需达到的发动机状态确定高压涡轮转子和低压涡轮转子内的燃油输入量的增加量，控制供油系统按照增加后的燃油输入量向高压涡轮转子和低压涡轮转子供油。
[0015]本申请的一种中等涵道比涡扇发动机兆瓦级功率输出系统，包括进气支管、动力涡轮和发电机；进气支管与发动机外涵通道相连，动力涡轮与进气支管的出口密封相连，动力涡轮通过功率传动杆与发电机相连，发电机上设有与机载高能武器相连的电缆；中等涵道比涡扇发动机工作后排出的燃气通过发动机出口管道向后排出并进入到排气管道内，从发送机外涵通道进气到进气支管内的外涵冷却气驱动动力涡轮工作驱动发电机工作，将电能传输至多组机载高能武器，使得多组机载高能武器保障飞机具备对外攻击和自我防御的能力，中等涵道比涡扇发动机工作不会受到动力涡轮发电的影响，工作稳定。
附图说明
[0016]为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
[0017]图1为本申请整体结构俯视图；
[0018]图2为本申请整体结构后视图。
[0019]1、飞机机体；2、中等涵道比涡扇发动机；3、动力涡轮；4、发电机；5、机载高能武器；6、发动机进气口；7、发动机出口管道；8、进气支管；9、功率传动杆；10、电缆；11、排气管道；12、分支排气管；13、外涵通道；14、间歇增压级；15、离合机构。
具体实施方式
[0020]为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
[0021]一种中等涵道比涡扇发动机兆瓦级功率输出系统，如图1和图2所示，设计飞机机体1上，飞机机体1上设有中等涵道比涡扇发动机2，该系统与中等涵道比涡扇发动机2相连，中等涵道比涡扇发动机2的入口处设有发动机进气口6、出口处设有发动机出口管道7，发动机出口管道7的出口处连接有排气管道11，排气管道11具体为一种喷管。
[0022]包括进气支管8、动力涡轮3和发电机4；进气支管8与发动机的外涵通道13密封连接，发动机的外涵内设有外涵通道13，动力涡轮3与进气支管8的出口密封相连，动力涡轮3的功率输出端连接有功率传动杆9，发电机4设于进气支管8的一侧并且发电机4与功率传动
杆9相连，发电机4上设有与机载高能武器5相连的电缆10。
[0023]中等涵道比涡扇发动机2工作时，从发动机进气口6进气，中等涵道比涡扇发动机2工作后排出的燃气通过发动机出口管道7向后排出，向发动机提供大部分的推力；外涵通道13提取少量外涵冷却气进气到进气支管8内并驱动驱动动力涡轮3工作，动力涡轮3工作时通过功率传动杆9驱动发电机4工作，发电机4将产生的电能经多根电缆10传输至多组机载高能武器5，多组机载高能武器5保障飞机全航段具备对外持续且不间断对外攻击和自我防御的能力，顺便向飞机提供少量推力。
[0024]从外涵通道13中提取少量气体时，造成从主机出口段喷管向后排放气量的减少，进而损失发动机推力时，通过提高发动机涡轮前温度、提高发动机运行状态、提高排气温度，进而保持推力；在提高排气温度的情况下，因用于驱动动力涡轮3、进而驱动发电机4的气流，引自外涵通道13，从而避免了因提升发动机状态情况下发电设备工作环境恶化的问题。
[0025]根据实际需求，决定从外涵通道13中的引气量，以及发动机状态提升情况，即可保持飞机飞行品质，又可保障发电设备工作环境，从而具备兆瓦级以上、多则累计几十兆瓦的功率输出能力，且在不影响本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种中等涵道比涡扇发动机兆瓦级功率输出系统，与中等涵道比涡扇发动机(2)相连，所述中等涵道比涡扇发动机(2)的出口处设有发动机出口管道(7)，所述发动机出口管道(7)的出口处连接有排气管道(11)，其特征在于：包括进气支管(8)、动力涡轮(3)和发电机(4)；所述进气支管(8)与发动机的外涵通道(13)密封连接，所述动力涡轮(3)与进气支管(8)的出口密封相连，所述动力涡轮(3)的功率输出端连接有功率传动杆(9)，所述发电机(4)设于进气支管(8)的一侧并且发电机(4)与功率传动杆(9)相连，所述发电机(4)上设有与机载高能武器(5)相连的电缆(10)。2.如权利要求1所述的中等涵道比涡扇发动机兆瓦级功率输出系统，其特征在于：在所述发动机内涵通道的入口端设置间歇增压级(14)，所述间隙增压级与相邻风扇转子之间设置离合机构(15)，当所述机载高能武器(5)工作时，所述离合机构(15)控制间歇增压级(14)与相邻风扇转子相连，形成低压转子；所述机载高能武器(5)不工作时，所述离合机构(15)控制间歇增压级(14)与相邻风扇转子分离，形成导向叶片。3.如权利要求1所述的中等涵道比涡扇发动机兆瓦级功率输出系统，其特征在于：所述间歇增压级(14)包括转子叶盘和设于转子叶盘的间歇增压转子，所述转子叶片与低压转轴之间连接有轴承，所述离合机构(15)包括摩擦片和压盘，所述摩擦片设于风扇转子上，所述压盘设于转子叶盘上，所述摩擦片和压盘均为中空结构，所述转子叶片内设有作动筒，所述作动筒的活塞杆与压盘相连并且作动筒能...

【专利技术属性】
技术研发人员：王相平，金海，怀时卫，陈军梁，刘诗尧，李宜明，魏德明，周建超，琚奕鹏，周伟朋，王晓蕾，张宏宇，闫述，
申请(专利权)人：中国航发沈阳发动机研究所，
类型：发明
国别省市：