[发明专利]富氧强化涡扇航空航天发动机

说明书

本发明公开一种富氧强化涡扇航空航天发动机，由风扇、低压压气机、中压压气机、高压压气机、环形燃烧室、高压涡轮、中压涡轮、低压涡轮、内涵道尾喷口、外涵道尾喷口、后支撑架、富氧装置、发动机机身以及尾翼组成，本发明发动机是在原有涡扇航空航天发动机基础上增设了富氧装置，该富氧装置由富氧空气收集腔、富氧空气径向导管、富氧空气聚集槽以及富氧空气反向输送环管组成，将远离涵道轴心的富氧空气引入内涵道经过压气机进入燃烧室，供航空燃料高效燃烧使用，从而实现高空稀薄空气环境下氧气的高效利用，可有效提升飞行器的飞行高度。本发明富氧强化涡扇航空航天发动机，不仅可以运用做民航飞机航空发动机，也可用做战斗机嵌入式航空发动机。

技术领域

本发明属于能源动力及航空航天领域，涉及富氧强化涡扇航空航天发动机。

背景技术

涡轮风扇发动机，又称“涡扇发动机”。是指由喷管喷射出的燃气与风扇排出的空气共同产生反作用推力的燃气涡轮发动机。由压气机、燃烧室、高压涡轮(驱动压气机)、低压涡轮(驱动风扇)和排气系统组成。其中前3部分称为“核心机”，由核心机流出的燃气中的可用能量，一部分用于带动低压涡轮以驱动风扇，一部分在喷管中用以加速喷出的燃气。涵道比与耗油率关系密切。

涡扇发动机的优点为：推力大、推进效率高、噪音低、燃油消耗率低，飞机航程远。涡扇发动机的缺点为：风扇直径大，迎风面积大，因而阻力大，发动机结构复杂，设计难度大。

第一代涡轮风扇发动机诞生于20世纪50年代末。经过六十多年的发展，以航空涡扇发动机为代表的航空燃气涡轮发动机已经具备较高的技术水平。但是，由于大气密度和氧气量随着高度的增加而减少，以空气作为氧化剂的此类发动机推力下降，推进的飞机不能飞得太高太快。

公开号为CN 105841193 B的发明专利《两种航空航天涡扇发动机》提出了针对航空涡扇发动机的工作高度有限，通过设置进气道富氧气喷注组件，延用现有航空涡扇发动机的主体结构，采用两种有声腔和隔板再生冷却式加力燃烧室，使得航空涡扇发动机可变成在任何高度工作的两种航空航天涡扇发动机。该方案在一定程度上改善了涡扇发动机受高空限制这一缺陷，但仍需要在工作时携带过氧化氢等制氧物质。

研发既能充分吸收大气中氧气进行燃烧，又能在任何高度工作，而且无需携带制氧剂的涡扇发动机是市场的现实需求。

发明内容

针对地球大气层由于重力作用，高空氧气稀薄，导致飞机飞行高度受限且燃料不能充分燃烧的问题，本发明新型航空发动机创新提出利用扇页高速旋转离心作用，使进入涵道的空气按照相对分子质量分层，从涡扇轴心向外形成径向氧气浓度递增的梯度分布，外涵道为富氧层而内涵道为富氮层。

现有涡扇发动机是将富氮空气引入燃烧室，而将富氧空气通过外涵道排放，是燃烧不充分和飞行高度受限问题的根源。本发明通过创新结构设计，将远离涵道轴心的富氧空气引入内涵道，经过压气系统进入燃烧室，使靠近轴心的富氮空气向外涵道迁移，从而实现高空稀薄空气环境下氧气的高效利用，显著提升燃料的燃烧效率和飞机的高空性能。

为实现上述功能，本发明采用的技术方案如下：富氧强化涡扇航空航天发动机，由风扇、低压压气机、中压压气机、高压压气机、环形燃烧室、高压涡轮、中压涡轮、低压涡轮、内涵道尾喷口、外涵道尾喷口、后支撑架、富氧装置、发动机机身以及尾翼组成，其中风扇、低压压气机、中压压气机、高压压气机、环形燃烧室、高压涡轮、中压涡轮、低压涡轮、内涵道尾喷口、外涵道尾喷口、发动机机身以及尾翼为传统涡扇发动机现有装置，风扇位于发动机头部，风扇前端为发动机进气口；风扇后侧为压气系统，压气系统由低压压气机、中压压气机、高压压气机依次排列构成；高压压气机后侧设置环形燃烧室；环形燃烧室后侧为涡轮系统，涡轮系统依次由高压涡轮、中压涡轮、低压涡轮构成；内涵道贯穿压气系统(低中高)、燃烧室、涡轮系统(高中低)，最后到达发动机尾翼处，内涵道末端为内涵道尾喷口；在压气系统(低中高)、燃烧室、涡轮系统(高中低)外侧与发动机机身之前为外涵道，外涵道末端为外涵道尾喷口，内涵道尾喷口与外涵道尾喷口内外相互平行，都位于发动机机身的尾端。