【技术实现步骤摘要】
本技术涉及航空发动机领域，尤其涉及一种混合动力航空发动机。
技术介绍
1、超声速客机的市场定位与现有高亚声速客机产品显著不同，可显著缩短远距长途旅行的飞行时间，提升旅客出行效率和舒适性。据权威机构研究显示：“开发高效、具有成本收益且对环境无害的商用超声速飞机可能会改变洲际旅行的规则，有助于国家在航空科学
取得领导地位，并在全球联系的世界中产生经济和社会效益”。
2、然而，自从2003年协和号飞机的航空服务退役以来，民用超声速运输业就停滞不前。超声速飞机的环境问题(音爆、噪声、排放等)是未来民用超声速飞机的主要障碍。发动机喷流噪声强度与排气速度的八次方成正比，参考nasa的n+2项目研究，为了满足飞机机场噪声需求，高温起飞状态，发动机的尾喷管需要处于亚临界状态，尾喷管的喷气速度需不大于335m/s(1100ft/s)，这意味着起飞状态发动机必须具有较高的涵道比。此外，在超声速民用客机发动机设计中另一个重要需求是保证超声速和亚声速飞行时都具备较好的经济性。目前，亚声速民航客机的主流动力装置是大涵道比涡扇发动机，但是当飞机以超声速飞行时，大涵道比涡扇发动机的耗油率将会急剧增大。而如若采用小涵道比涡扇甚至是涡喷发动机为动力，其高的排气速度会导致亚声速推进效率显著降低，耗油率偏高。
3、为解决前述问题，亟需提供一种航空发动机，能够实现协调超声速小涵道比和亚声速大涵道比。
技术实现思路
1、本技术的目的在于提供一种混合动力航空发动机，能够实现协调超声速小涵道比和亚
2、为实现前述目的的混合动力航空发动机，其包括低压涡轮以及核心机组件，所述核心机组件包括高压涡轮，所述混合动力航空发动机还包括：
3、第一风扇组件，与所述低压涡轮传动连接；
4、第二风扇组件，沿发动机进气方向设置于所述第一风扇组件下游，与所述高压涡轮传动连接；
5、电机组，与所述低压涡轮传动连接，由所述低压涡轮提供功率；
6、涵道风扇，设置于所述航空发动机外侧，与所述电机组传动连接；以及
7、活门，设置于所述第一风扇组件与所述第二风扇组件之间的进气道机匣上，具有开启状态以及闭合状态；
8、其中，所述活门开启时，允许气流通过活门流入所述第二风扇以及所述低压涡轮处。
9、在一个或多个实施例中，所述第二风扇组件与高压涡轮之间设置有第一可变面积涵道引射器。
10、在一个或多个实施例中，所述混合动力航空发动机的进气道内具有第一外涵道部件以及第二外涵道部件，所述第一可变面积涵道引射器设置于所述第一外涵道部件以及所述第二外涵道部件之间。
11、在一个或多个实施例中，所述航空发动机还包括中介机匣承力框架以及涡轮级间机匣承力框架，所述低压涡轮转子通过轴承支撑于所述中介机匣承力框架以及涡轮级间机匣承力框架上。
12、在一个或多个实施例中，所述核心机组件通过轴承支撑于所述中介机匣承力框架以及涡轮级间机匣承力框架上。
13、在一个或多个实施例中，所述活门设置于所述第一风扇组件与所述中介机匣承力框架之间的进气道机匣上。
14、在一个或多个实施例中，所述第一风扇组件通过低压涡轮轴与所述低压涡轮的转子传动连接。
15、在一个或多个实施例中，所述第二风扇组件通过高压涡轮轴与所述高压涡轮的转子传动连接。
16、在一个或多个实施例中，所述航空发动机沿进气方向的末端设置有尾喷管。
17、在一个或多个实施例中，所述高压涡轮处设置有第二可变面积涵道引射器。
18、本技术的有益效果在于：
19、当发动机处在起飞或亚声速飞行工况时，模式选择活门打开，主要推力由涵道风扇产生，发动机具有极高的等效涵道比，推力大、耗油率低。且由于低压涡轮抽取绝大部分燃气能量，使低压涡轮出口燃气温度、压力降低，喷管排气速度也随之降低，可显著降低发动机喷流噪声。当所述发动机处在超声速飞行工况时，模式选择活门关闭，低压涡轮出口气流与外涵道气流混合后经尾喷管排出，产生全部推力。在这种模式下，低压涡轮仅抽取第一风扇组件工作所需燃气能量，所有推力均由尾喷管膨胀产生，涵道比小、耗油率低。
20、上述说明仅是本申请技术方案的概述，为了能够更清楚了解本申请的技术手段，而可依照说明书的内容予以实施，并且为了让本申请的上述和其它目的、特征和优点能够更明显易懂，以下特举本申请的具体实施方式。
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1.一种混合动力航空发动机，其特征在于，包括低压涡轮以及核心机组件，所述核心机组件包括高压涡轮，所述混合动力航空发动机还包括：
2.如权利要求1所述的混合动力航空发动机，其特征在于，所述第二风扇组件与高压涡轮之间设置有第一可变面积涵道引射器。
3.如权利要求2所述的混合动力航空发动机，其特征在于，所述混合动力航空发动机的进气道内具有第一外涵道部件以及第二外涵道部件，所述第一可变面积涵道引射器设置于所述第一外涵道部件以及所述第二外涵道部件之间。
4.如权利要求1所述的混合动力航空发动机，其特征在于，所述航空发动机还包括中介机匣承力框架以及涡轮级间机匣承力框架，所述低压涡轮转子通过轴承支撑于所述中介机匣承力框架以及涡轮级间机匣承力框架上。
5.如权利要求4所述的混合动力航空发动机，其特征在于，所述核心机组件通过轴承支撑于所述中介机匣承力框架以及涡轮级间机匣承力框架上。
6.如权利要求4所述的混合动力航空发动机，其特征在于，所述活门设置于所述第一风扇组件与所述中介机匣承力框架之间的进气道机匣上。
7.如权利要求1所
8.如权利要求1所述的混合动力航空发动机，其特征在于，所述第二风扇组件通过高压涡轮轴与所述高压涡轮的转子传动连接。
9.如权利要求1所述的混合动力航空发动机，其特征在于，所述航空发动机沿进气方向的末端设置有尾喷管。
10.如权利要求1所述的混合动力航空发动机，其特征在于，所述高压涡轮处设置有第二可变面积涵道引射器。
...【技术特征摘要】
1.一种混合动力航空发动机，其特征在于，包括低压涡轮以及核心机组件，所述核心机组件包括高压涡轮，所述混合动力航空发动机还包括：
2.如权利要求1所述的混合动力航空发动机，其特征在于，所述第二风扇组件与高压涡轮之间设置有第一可变面积涵道引射器。
3.如权利要求2所述的混合动力航空发动机，其特征在于，所述混合动力航空发动机的进气道内具有第一外涵道部件以及第二外涵道部件，所述第一可变面积涵道引射器设置于所述第一外涵道部件以及所述第二外涵道部件之间。
4.如权利要求1所述的混合动力航空发动机，其特征在于，所述航空发动机还包括中介机匣承力框架以及涡轮级间机匣承力框架，所述低压涡轮转子通过轴承支撑于所述中介机匣承力框架以及涡轮级间机匣承力框架上。
5.如权利要求4所述的混合动力...
【专利技术属性】
技术研发人员：李飞，王纬，王林，裴会平，孙杨慧，潘旭，钱鹏，
申请(专利权)人：中国航发商用航空发动机有限责任公司，
类型：新型
国别省市：
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