[发明专利]采用自适应机匣和自适应风扇的智能发动机

说明书

本公开提供一种采用自适应机匣和自适应风扇的发动机，包括自适应机匣、自适应风扇和燃气发生器；所述自适应机匣包括自适应机匣驱动执行部以及依次连接的进口段自适应机匣、风扇段自适应机匣、发动机中段自适应机匣、出口段自适应机匣；所述自适应风扇包括自适应风扇叶片和风扇驱动执行部；所述发动机中段自适应机匣和燃气发生器的内涵道机匣之间形成自适应外涵道；所述内涵道机匣内形成内涵道；所述自适应机匣驱动执行部通过驱动所述自适应机匣移动来控制所述外涵道的截面面积的大小；所述风扇驱动执行部通过驱动所述自适应风扇叶片沿径向移动使得所述自适应风扇叶片与所述风扇段自适应机匣相匹配。

技术领域

本公开涉及一种发动机，尤其涉及一种采用自适应机匣和自适应风扇的智能发动机。

背景技术

随着飞行器飞行包线的扩展和任务复杂性的提高，航空发动机需在全飞行包线内兼顾高空高速大推力和低空低速低耗油。众所周知，涡喷发动机在高速时具有较大的单位推力，而涡扇发动机在低速飞行时具有较优的经济性能；因此，将涡喷和涡扇发动机相结合的变循环发动机概念应运而生。

专利US3938328是由Boe i ng公司于1973年提出的一种多循环发动机方案。该方案在涡扇发动机基础上，在第一级风扇后端增加了一个外环通道，并分别在风扇和低压涡轮处设置了调换内外环气流的调节机构，以改变进入核心机的气流状态，满足不同飞行任务的最佳推力和油耗需求，但该调节机构内部结构较复杂，在工作过程中会增加气体流动损失，且不能实现涵道比连续变化。

专利US4068471是由GE公司于1975年提出的一种变循环发动机方案。该方案基于涡扇发动机，将风扇分为前后两段，前段风扇由低压涡轮驱动，后段风扇和压气机由高压涡轮驱动(即CDFS结构形式)，并在CDFS与高压压气机之间设置了由内涵到外涵的通道和转动阀门，由此在工作过程中改变发动机涵道比，实现变循环。然而，该方案采用调节阀门堵塞前段风扇后气流走向的方式，一是增加气体流动损失，二是涵道比变化范围十分有限，三是涵道比调节过程中具有强烈的气动不稳定性。

专利US4043121中，Thomas首次提出了FLADE结构方案。该方案在传统涡扇发动机的风扇叶尖增加了FLADE叶片和FLADE通道，以增加涵道比变化范围，并且一定程度上有利于避免溢流阻力的产生；同时，采用可调静子叶片和可调尾喷管，从而实现发动机在不同工作点均具有较好的整机匹配性能。在此基础上，专利US5402638和US5404713提出了带有FLADE和CDFS的自适应循环发动机方案，专利US7631484提出了在低压涡轮叶尖设置FLADE叶片的发动机方案。

专利US20050047942在带有FLADE的自适应循环发动机基础上，提出了采用对转风扇的方案。该方案采用一组对转低压涡轮驱动一组对转风扇，此结构不需要风扇和涡轮静子，可有效减小发动机重量；核心机中采用了CDFS结构，并在对转风扇和CDFS之间及CDFS和高压压气机之间分别设置了涵道引射器，可有效控制发动机在不同飞行条件下的涵道比。在此基础上，专利US20110167792采用了由控制进入核心机气体流量阀门和防止外涵气流倒流阀门组成的可调风扇系统，可在进气道总流量基本保持不变的情况下改变风扇压比，或者当经过核心机的气流变化时保持核心机压力不变，从而使发动机在较宽范围内性能最优。

经历了多年的研究和发展，航空发达国家均提出了各自的变循环发动机概念。其中，带有CDFS的变循环发动机和带有FLADE的自适应循环发动机概念发展迅速且已渐进成熟。这两种方案均通过不同的结构布局和流量调节机构改变部分气流流向，使航空发动机在不同飞行条件下具有不同涵道比，从而兼顾大推力和低油耗的综合性能优势。

综上所述，这些方案实现涵道比变化的核心思想是控制流量分配，采用流量调节机构实现航空发动机内流气体在不同流路的再分配；并通过设置多个外涵道，扩大涵道比变化范围。然而，由于大量采用流量调节机构，增加了过渡段长度，导致发动机轴向尺寸较长；气体流量再分配增加了气动掺混损失；在调节过程中发动机存在强烈的气动不稳定性，为涵道比的连续调节增大了设计难度。