[发明专利]环形喷气式双转子涡扇航空发动机

说明书

技术领域

本发明涉及一种涡轮航空发动机，且更具体地涉及一种环形涡扇航空发动机的系统结构。

背景技术

航空发动机的研制和发展是一项涉及空气动力学、材料、工程物理、机械、电子、密封、自动化控制等综合性系统工程。航空发动机的结构导致它具有高温、高压、高转速、高负荷等特点。目前先进燃气轮机涡轮进口燃气温度已经超过了1700℃，并进一步迈向2100℃甚至更高的温度。压气机增总压比达到40+的。涡轮叶片叶尖的线速度达到2000公里/时而它的叶片有3米多长。如此高温高负荷下，改善发动机整体结构是一条重要的发展方向。

世界上最先进的涡轮发动机，如遭遇鸟击，飞鸟被吸入涡轮风扇，使得发动机扇叶变形或者卡住，致使发动机停机乃至起火，极易导致飞机失速坠毁。飞机在起飞和降落过程中最易发生鸟击。每年都会有鸟击事故发生，有超过十多亿美元的直接经济损失。

用于航空燃气涡轮的涡轮叶片由于运行在高温气体中。外表面暴露在高温气体内，所以为了防止涡轮叶片过热，要在其内侧或外部流通冷却剂，从内侧或外部对涡轮叶片进行冷却。将冷却剂输送到涡轮转子叶片或轮叶上是燃气涡轮机设计中的一个重要问题，且因此已提出了实现冷却剂输送的许多不同的系统和方法。举例来说美国专利No.5,226,785论述了使用导流器和叶轮来输送叶片冷却流，而美国专利No.5,317,877论述了使已抽取空气穿过换热，并且穿过环状空间将空气输送到转子上，其中使用叶轮将空气泵送直至涡轮叶片入口。在任何情况，在当前的涡轮叶片冷却系统中，冷却涡轮叶片所需的冷却空气量均为用于给定机器的总附加气流的大约30％至40％。因此，涡轮叶片冷却剂输送方法的任何提高都可对机器的性能产生较大的改善。

机匣必须有足够的强度，在高转速时包容任何一个断裂或脱落的叶片，机匣没有发生较大的破裂和严重变形。受外物撞击损伤(FOD)、高周疲劳(HCF)和低周疲劳(LCF)影响，不可避免地出现叶片断裂。因此对机匣进行可靠性设计，以避免发动机受损后的二次伤害。

发明内容

本发明是为了克服上述现有技术不足，提供了一种大推重比、超高速的航空发动机，用以解决推重比小，涡轮发动机无法进行超高速飞行(当飞行马赫数大于4(M＞4)时，压气机增压气流反而是不利的)，吸鸟及异物进入对发动机的影响，涡轮冷却及机匣强度等问题。本发明为实现上述目标，采用如下技术方案：

本发明提供一种涡扇航空发动机的核心机，其发动机本体是空心的涡扇航空发动机。结构如附图所示。由前到后依次为：进气保护、进口导流叶片、风扇、低压压气机、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮以及适用于本发明的涡轮叶片冷却系统。注：涡扇发动机结构部分不在进行描述。中心涵道贯通整个涡轮发动机，风扇扇叶向中心延伸。其效果是防止弓形激波的形成对冲压发动机的气动参数造成破坏。中心涵道后部具有可控喉部用来控制通过中心涵道气流的流量。喉部前端的喉式短扇叶用来控制中心涵道气流旋转以及对进入中心涵道进气口的冷却剂进行过滤。中心涵道进气口为冷却剂进气口，它在短扇叶之间。进气口进入的冷却剂经过涡轮轴时再次增压，泵送给涡轮，对涡轮进行冷却。隔离段后端为燃烧室部分(中心涵道排气部分)，是波瓣形喷管。喷管中含有燃油喷嘴，点火器及火焰稳定器等冲压发动机所需的必要部件。

风扇外缘及涡轮轮缘装有滚动轴承或磁力轴承与电磁装置。风扇、涡轮可以使用带冠轮盘，轮盘外径使用滚动轴承或磁力轴承进行支撑，对离心力进行抑制可以有效改善材料的刚性要求。但是相应加大了轴承的可靠性和精密性。使转子对叶片的拉力变为对滚动轴承或磁力轴承的压力。改善风扇设计气动参数。减少离心力对榫头榫槽的刚性要求，也改善了在发生FOD、HCF、LCF对机匣包容性的破坏。

中心涵道入口(即冲压发动机进气口处)有风扇扇叶向中心延伸，喉式短扇叶为尾端收口形叶片。注：若旋转方向为顺时针则喉式短扇叶为逆时针制造。风扇扇叶向中心延伸其效果是防止弓形激波的形成，尾端喉式短扇叶增加冷却剂进口压力，由于实际气流的黏性会导致进入气体旋转，可在中心涵道表壁形成气膜，以隔绝气动加热。

可控喉部是控制喉部开口部分气流通过面积大小的部件。可控喉部是分为扩压段与隔离段，其效果是扩压段对中心涵道进行扩压，隔离段在启动冲压发动机时的隔离，不使用冲压发动机时对涡轮发动机排气进行冷却。

喉式短扇叶构造成用以清洁抽取空气的清洁装置。其效果是对进入的异物，清洁装置要对其进行过滤。利用离心力将水、冰等物通过短扇叶剥离进气口，如进入冷却系统，区域温度过低，膨胀差异对涡轮易造成不可逆的损伤。