[发明专利]甚高压间冷循环航空涡扇发动机

说明书

本公开提供一种甚高压间冷循环涡扇发动机，包括风扇、高压压气机、间冷器、甚高压压气机、燃烧室、圆转扇过渡段、甚高压涡轮、高压涡轮、低压涡轮、低压轴、高压轴和甚高压轴；风扇、高压压气机、间冷器、甚高压压气机、燃烧室、圆转扇过渡段、甚高压涡轮、高压涡轮和低压涡轮依次连接；甚高压涡轮通过甚高压轴驱动甚高压压气机运转，高压涡轮通过高压轴驱动高压压气机运转，低压涡轮通过低压轴驱动风扇运转；甚高压压气机的旋转中心轴线、燃烧室的轴线均与发动机的轴线平行但不重合；高压压气机由多级高负荷轴流压气机和单级高通流离心/斜流压气机组成。

技术领域

本公开涉及航空发动机领域，尤其涉及一种甚高压间冷循环涡扇发动机。

背景技术

更低的巡航耗油率是驱动军、民用大中型运输机用吸气式大推力、大涵道比涡扇或浆扇发动机不断发展的最主要驱动力之一。美国高效涡轮发动机HEETE(Highly EnergyEfficient Turbine Engine)计划提出军用大中型运输机巡航耗油率在既有水平基础上再下降25％这一具有颠覆性的性能指标。根据涡扇或浆扇发动机的原理与热力学普遍理论，进一步显著降低这类发动机耗油率的主要方式有，进一步增加涵道比以提高推进效率；或进一步提高涡扇发动机涡轮前温度至2000K量级以提高热循环效率。对于后一方式，压缩系统最佳“总增压比(总压比)”需要达到70:1量级，即所谓甚高压(或称超高压，Ultra-highPressure)量级。

通过增加涡轮前温度的方式降低耗油率，国外技术已经可以问津2200K量级的燃烧室出口最高温度，此外，燃烧室下游涡轮可依靠先进冷却技术实现功率的可靠提取，上述两个部件的技术已相对成熟，但目前仍然没有能够确定可行且良好的技术路线的是甚高压压缩系统，难点在于如何在压缩系统的气动与结构复杂程度与开发难度，重量、成本、可维护性等可接受前提下，实现甚高压量级的总增压比。

关于甚高压量级压缩系统，罗-罗、GE等36家合作单位在欧洲委员会联合基金支持的低排放核心机技术(LEMCOTEC，Low Emission Core Engine Technology)研究计划中，提出了一种传统的基于三转子多级轴流压气机的甚高压压缩系统方案，被称为“大型三转子方案”，其要点是通过串列更多轴流级来进一步提高总增压比至甚高压量级。

可见，在甚高压量级的总增压比下，不论加与不加间冷器，气流的体积至少要缩小到大气体积的1/(28～22)，简单地串列更多轴流级将使得最后一级或两级的气流流动通道变成一条环缝。此时，叶尖间隙与叶片高度之比即叶尖间隙占比已大大超过了良好效率所必需的比值，同时气流单位体积湿面积显著增加(小雷诺数效应)。这两方面的影响将显著增加后面级气动损失，显著降低后面级加功能力。

美国工程院院士Wennerstrom博士提出一种涡扇发动机总体方案：基于异构甚高压核心机的涡扇发动机(Aircraft Turbofan Engine with Multiple High-PressureCore Modules not Concentric with the Engine Centerline)，其核心是提出了一种异构甚高压核心机来实现甚高压热力循环。

Wennerstrom博士提出的异构甚高压核心机由若干完全相同的、均布在相同半径和相同轴向位置处的(发动机主轴为圆心)、各自独立的、呈并列关系的甚高压单机构成。每个甚高压单机由甚高压压气机、甚高压燃烧室、甚高压涡轮构成，甚高压涡轮通过与发动机主轴平行的甚高压轴直接驱动甚高压压气机转动。该异构甚高压核心机下游为集气管，用于将各个甚高压单机喷出的气流收集在一起，并导向呈常规结构的低/中/高压涡轮。