CN105221295B - 一种冲压—涡轮喷气复合航空发动机 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种冲压—涡轮喷气复合航空发动机，目的在于解决现有的燃气涡轮发动机结构复杂、运行速度范围有限，而冲压发动机不能自行启动，无法在低速下运行，冷却较为困难，且对整机抗高温性能要求较高的问题。该航空发动机包括冲压进气锥体、外涵道机匣、进口导向叶片、液氧调节阀、液氮调节阀、内涵道机匣、整流叶片、燃油调节阀、离心压气机、扩压器、燃烧室、同心轴、涡轮、内涵道整流喷口、启动电机等。本发明有效利用冲压效果和涡轮喷气发动机的优点，并加入预冷却处理，有效解决了冲压发动机启动和高速状态进气，以及发动机功率限制的问题。本发明结构简单，成本低廉，效率高，运行速度范围广，整机运行温度低，具有较好的应用前景。

Description

一种冲压—涡轮喷气复合航空发动机

技术领域

本发明涉及航空领域，尤其是航空发动机领域，具体为一种冲压—涡轮喷气复合航空发动机。本发明作为一种低成本的冲压—涡轮喷气复合航空发动机，具有较好的应用前景。

背景技术

航空发动机作为航空器提供飞行所需动力的发动机，其是一种高度复杂和精密的热力机械。航空发动机作为飞机的心脏，被誉为“工业之花”，其直接影响飞机的性能、可靠性及经济性，是一个国家科技、工业和国防实力的重要体现。由于航空发动机的技术门槛很高，目前世界上只有美国、俄罗斯、英国、法国等少数几个国家能够独立研制高性能航空发动机。

按照运行机理的不同，航空发动机共分为活塞式航空发动机、燃气涡轮发动机、冲压发动机三类。

其中，活塞式航空发动机是早期在飞机或直升机上应用的航空发动机，主要用于带动螺旋桨或旋翼。目前，活塞式航空发动机广泛地用于轻型飞机、直升机及超轻型飞机上。

燃气涡轮发动机是应用最为广泛的航空发动机，其具有压气机、燃烧室和燃气涡轮，主要类型包括涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴发动机。其中，涡轮螺旋桨发动机主要用于时速小于800千米的飞机；涡轮轴发动机主要用于为直升机提供动力；涡轮风扇发动机主要用于速度更高的飞机；涡轮喷气发动机主要用于超音速飞机。

冲压发动机具有无压气机和燃气涡轮的特点，进入燃烧室的空气利用高速飞行时的冲压作用增压。因而，其具有构造简单、推力大的优点，特别适用于高速高空飞行。

然而，现有的航空发动机也存在一定的不足。燃气涡轮发动机作为当今应用最多的航空发动机，其部件繁多，叶片结构复杂，因而其加工成本极高，且加工工艺极为复杂。另外，随着运行速度的提高，受气流速度变高的影响，燃气涡轮发动机的温升也逐渐明显，造成其难以工作，导致燃气涡轮发动机的运行速度范围有限。冲压发动机由于基于高速空气冲压效果而作用，因此不能自行启动，必须由其它推进装置推动，以获得启动速度，也无法在低速下运行。同时，由于冲压作用下进气温度的升高，对于整机抗高温性能要求也进一步提高，其对于燃烧室的要求十分苛刻。另外，冲压发动机的冷却也一直是其本身难以解决的问题。

为此，迫切需要一种新的航空发动机，以解决上述问题。

发明内容

本发明的发明目的在于：针对现有的燃气涡轮发动机结构复杂、运行速度范围有限，而冲压发动机不能自行启动，无法在低速下运行，冷却较为困难，且对整机抗高温性能要求较高的问题，提供一种冲压—涡轮喷气复合航空发动机。本发明有效利用冲压效果和涡轮喷气发动机的优点，并加入预冷却处理，有效解决了冲压发动机启动和高速状态进气，以及发动机功率限制的问题。本发明结构简单，成本低廉，效率高，运行速度范围广，整机运行温度低，具有较好的应用前景。

为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种冲压—涡轮喷气复合航空发动机，包括冲压进气锥体、外涵道机匣、进口导向叶片、用于与液氧装置相连的液氧调节阀、用于与液氮装置相连的液氮调节阀、设置在外涵道机匣内侧的内涵道机匣、整流叶片、用于与燃油装置相连的燃油调节阀、离心压气机、扩压器、燃烧室、同心轴、涡轮、内涵道整流喷口、与内涵道机匣相连的启动电机、与启动电机相连的电力供应装置、控制***、设置在外涵道机匣内侧的凸起；

所述冲压进气锥体的后部设置有空腔、与空腔相连的出气孔，所述进口导向叶片为中空结构，所述冲压进气锥体通过进口导向叶片与外涵道机匣相连，所述液氧调节阀、液氮调节阀分别与进口导向叶片内的中空结构相连，所述冲压进气锥体与外涵道机匣形成冲压流道；

所述整流叶片为中空结构，所述内涵道机匣通过整流叶片与外涵道机匣相连，所述燃油调节阀通过整流叶片与燃烧室相连，所述扩压器、燃烧室依次设置在内涵道机匣内，所述离心压气机经扩压器与燃烧室相连，所述同心轴穿过燃烧室，所述燃烧室的出口设置有静子叶片，所述静子叶片位于燃烧室与涡轮之间，所述内涵道整流喷口设置在涡轮后端，所述离心压气机、涡轮分别与同心轴相连，所述启动电机与同心轴相连且启动电机能带动同心轴转动；

所述凸起位于出气孔与离心压气机之间，所述控制***分别与液氧调节阀、液氮调节阀、燃油调节阀相连。

经冲压流道的气体能够与出气孔流出的氮气、氧气碰撞，实现热量交换。

所述凸起沿外涵道机匣径向方向的剖视图呈三角形。

所述控制***设置在内涵道机匣靠近冲压进气锥体的一端。

还包括与液氧调节阀相连的液氧装置、与液氮调节阀相连的液氮装置。

还包括与燃油调节阀相连的燃油装置。

所述电力供应装置为电源线。

针对前述问题，本发明提供一种冲压—涡轮喷气复合航空发动机，具体为一种低成本的冲压—涡轮喷气复合航空发动机。其包括冲压进气锥体、外涵道机匣、进口导向叶片、用于与液氧装置相连的液氧调节阀、用于与液氮装置相连的液氮调节阀、设置在外涵道机匣内侧的内涵道机匣、整流叶片、用于与燃油装置相连的燃油调节阀、离心压气机、扩压器、燃烧室、同心轴、涡轮、内涵道整流喷口、与内涵道机匣相连的启动电机、与启动电机相连的电力供应装置、控制***、设置在外涵道机匣内侧的凸起。

以外涵道机匣设置冲压进气锥体的一端为前端，外涵道机匣内设置内涵道机匣的一端为后端。冲压进气锥体的后部设置有空腔、与空腔相连的出气孔，进口导向叶片为中空结构，冲压进气锥体通过进口导向叶片与外涵道机匣相连，液氧调节阀、液氮调节阀分别与进口导向叶片内的中空结构相连，冲压进气锥体与外涵道机匣形成第一进气通道。

整流叶片为中空结构，内涵道机匣通过整流叶片与外涵道机匣相连，燃油调节阀通过整流叶片与燃烧室相连，扩压器、燃烧室依次设置在内涵道机匣内，离心压气机经扩压器与燃烧室相连，同心轴穿过燃烧室，燃烧室的出口设置有静子叶片，静子叶片位于燃烧室与涡轮之间，内涵道整流喷口设置在涡轮后端，离心压气机、涡轮分别与同心轴相连，启动电机与同心轴相连且启动电机能带动同心轴转动。

凸起位于出气孔与离心压气机之间，控制***分别与液氧调节阀、液氮调节阀、燃油调节阀相连。本发明中，通过凸起实现换热作用，即经冲压流道的气体能够与出气孔流出的氮气、氧气碰撞，实现热量交换。进一步，凸起沿外涵道机匣径向方向的剖视图呈三角形。

进一步，控制***设置在内涵道机匣靠近冲压进气锥体的一端，还包括与液氧调节阀相连的液氧装置（即液氧储存罐）、与液氮调节阀相连的液氮装置（即液氮储存罐），还包括与燃油调节阀相连的燃油装置，电力供应装置为电源线。

本发明工作时，外涵道机匣前端进气，冲压进气锥体与外涵道机匣共同形成冲压流道。冲压进气锥体的前端形成椎体激波，其后端与外涵道机匣之间形成正激波。液氧、液氮分别通过液氧调节阀、液氮调节阀进入空腔中，并通过出气孔流出。经气孔流出的低温氮气、低温氧气，与经外涵道机匣前端进入的气体在凸起（凸起的作用主要为换热，即凸起为换热器）的作用下混合，实现换热。外涵道机匣中部通过整流叶片设置内涵道机匣，从而与外涵道机匣配合形成小涵道比结构。本发明在内涵道机匣的前端设置启动电机，启动电机连接同心轴，同心轴的前端设置离心压气机，同心轴的后端设置涡轮，扩压器设置在内涵道机匣内，在扩压器与涡轮之间布置有燃烧室和静子叶片，燃气经过涡轮后由整流喷口喷出。本发明中，进气压缩过程由冲压进气椎体和离心压气机配合完成，控制***通过调节各个调节阀的供给，实现整机稳定运行。同时，通过进口导向叶片与整流叶片的配合使用，完成进气预旋和外涵道气流整流。

本发明中，冲压形式与离心压缩形式组合形成增压段，压缩效率更高；具备启动电机，可实现无初速度启动；整机运行速度范围广，能够适应低速到超声速的运行范围；调控方式使用注入气体与燃油联合调节，方式更灵活，达到的效果更稳定；加入了预冷却处理，使内部效率提高，另外使整机对抗高温材料要求降低；采用的部件结构简单，加工制造成本低。

综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：

1）本发明中，采用冲压压缩配合一级离心压缩，效率更高，其中，冲压压缩是依据空气流速产生的，不需要外加驱动力，离心压缩单级压比更高，因而整个压缩过程只需要对离心压缩施加驱动，所消耗的能量少；

2）本发明中，预冷却处理的加入，使整机运行温度降低，进气端压缩效率更高，也使得整机对于冷却***的要求降低，抗高温材料要求也同样降低；

3）本发明在低速时，进气与燃烧做功工作由一级的离心压气机配合燃烧室和涡轮实现，在经过跨声速阶段时，冲压效果逐步显著，解决了在高速运行时单机离心压气机压比不足的情况，且适应速度范围更广；

4）本发明通过前端冲压进气锥体的空腔和气孔、外接的液氮液氧注入，可以随时调节进气比例，当外部进气条件变化较大或者不稳定时，可根据情况调整液氧液氮注入，且液氧液氮注入时，通过换热器能够吸收大部分热量，使压缩效果更佳，同时联合调节方式灵活，稳定性好；

5）本发明的转子***为单级转子，压缩过程为冲压配合离心压气机，结构相对多级压缩机更为简单，经燃烧室后的燃气经过一级静子叶片和涡轮，配合外流道共同产生推力，使得转子***更为简单，工艺性良好，因而本发明具有结构简单、成本低廉的优点。

附图说明

本发明将通过例子并参照附图的方式说明，其中：

图1为本发明复合航空发动机的剖面结构示意图。

图中：1为冲压进气锥体，2为外涵道机匣，3为进口导向叶片，4为液氧调节阀，5为液氮调节阀，6为内涵道机匣，7为整流叶片，8为燃油调节阀，9为离心压气机，10为扩压器，11为燃烧室，12为同心轴，13为涡轮，14为内涵道整流喷口，15为启动电机，16为电力供应装置，17为凸起，18为空腔，19为出气孔，20为静子叶片。

具体实施方式

本说明书中公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合。

本说明书中公开的任一特征，除非特别叙述，均可被其他等效或具有类似目的的替代特征加以替换。即，除非特别叙述，每个特征只是一系列等效或类似特征中的一个例子而已。

实施例1

本实施例的冲压—涡轮喷气复合航空发动机包括冲压进气锥体、外涵道机匣、进口导向叶片、用于与液氧装置相连的液氧调节阀、用于与液氮装置相连的液氮调节阀、设置在外涵道机匣内侧的内涵道机匣、整流叶片、用于与燃油装置相连的燃油调节阀、离心压气机、扩压器、燃烧室、同心轴、涡轮、内涵道整流喷口、与内涵道机匣相连的启动电机、与启动电机相连的电力供应装置、控制***、设置在外涵道机匣内侧的凸起。

在外涵道机匣的前端，冲压进气锥体的后部设置有空腔、与空腔相连的出气孔，进口导向叶片为中空结构，冲压进气锥体通过进口导向叶片与外涵道机匣相连，液氧调节阀、液氮调节阀分别与进口导向叶片内的中空结构相连，冲压进气锥体与外涵道机匣形成冲压流道。

整流叶片为中空结构，内涵道机匣通过整流叶片与外涵道机匣相连，燃油调节阀通过整流叶片与燃烧室相连，扩压器、燃烧室依次设置在内涵道机匣内，离心压气机经扩压器与燃烧室相连，同心轴穿过燃烧室，燃烧室的出口设置有静子叶片，静子叶片位于燃烧室与涡轮之间，内涵道整流喷口设置在涡轮后端，离心压气机、涡轮分别与同心轴相连，启动电机与同心轴相连且启动电机能带动同心轴转动。

凸起位于出气孔与离心压气机之间，控制***分别与液氧调节阀、液氮调节阀、燃油调节阀相连。

本实施例中，控制***设置在内涵道机匣靠近冲压进气锥体的一端，电力供应装置采用电源线。液氧调节阀与液氧储罐相连，液氮调节阀与液氮储罐相连，燃油调节阀与燃油储罐相连。

本发明航空发动机的工作过程主要分为亚音速和跨、超音速阶段。

在亚音速时，空气流速较低，冲压进气锥体与外涵道机匣配合不能形成冲压效果，此时进气主要依靠离心压气机进行增压和进气，同时通过液氧调节阀和液氮调节阀同时注入两种气体，经过换热器（即凸起）后，作为进气前预冷，并调节进气氧气比例。进气预冷能有效提高离心压气机的压比和效率，氧气比例调节以适应燃烧室燃烧，控制***根据整机运行情况联合调解各个调节阀的输入比例。亚音速空气经外涵道机匣流入后，经过进口导向叶片，经过导向后获得一定的进口速度角，从而能够充分与从出气孔流出的低温氮气、氧气在换热器混合，完成混合冷却后的气体进入离心压气机，经过扩压器完成压缩过程。

另一部分气体经由内涵道机匣和外涵道机匣之间的流道，作为整机冷却和整流从尾部喷出。压缩后气体经过燃烧室与燃油燃烧，高速燃气经过静子叶片推动涡轮做功，最后经过内涵道整流喷口喷出，与外层冷却流配合，获得推力。

在跨、超音速阶段的工作过程中，与亚音速阶段最大的区别在于：压缩方式的不同。在跨、超音速阶段，随着速度的提高，冲压进气锥体与外涵道机匣配合形成冲压压气效果，冲压后的高压高温空气经过进口导向叶片后，所得到的空气具有高温高压的特性，即得到高温高压气体。此时，调大通入液氮的比例，降低高温高压气体的温度，保留其高压特性，使得进入离心压气机的气体仍能够保持高效率的压缩效果。这种状态下，压缩过程由冲压进气锥体和外涵道机匣配合形成第一级压缩，离心压气机为第二级压缩，共同完成压缩过程。液氧调节阀和液氮调节阀根据发动机运行情况来实时调节氧气比例，并适当降温预冷却，完成混合后，进入离心压气机，经过扩压器完成压缩过程。另一部分气体经由内涵道机匣和外涵道机匣之间的流道，经过整流叶片整流后从尾部喷出。压缩后气体经过燃烧室与燃油燃烧，高速燃气经过静子叶片推动涡轮做功，最后经过内涵道整流喷口喷出，与外层流道配合，获得推力。

上面结合附图对本发明进行了示例性描述，但是本发明并不受限于上述方式，只要采用本发明的方法构思和技术方案进行的各种非实质性的改进或直接应用于其他场合的，均落在本发明的保护范围内。本发明并不局限于前述的具体实施方式。本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合，以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。

Claims (10)

1.一种冲压—涡轮喷气复合航空发动机，其特征在于，包括冲压进气锥体、外涵道机匣、进口导向叶片、用于与液氧装置相连的液氧调节阀、用于与液氮装置相连的液氮调节阀、设置在外涵道机匣内侧的内涵道机匣、整流叶片、用于与燃油装置相连的燃油调节阀、离心压气机、扩压器、燃烧室、同心轴、涡轮、内涵道整流喷口、与内涵道机匣相连的启动电机、与启动电机相连的电力供应装置、控制***、设置在外涵道机匣内侧的凸起；

所述冲压进气锥体的后部设置有空腔、与空腔相连的出气孔，所述进口导向叶片为中空结构，所述冲压进气锥体通过进口导向叶片与外涵道机匣相连，所述液氧调节阀、液氮调节阀分别与进口导向叶片内的中空结构相连，所述冲压进气锥体与外涵道机匣形成冲压流道；

所述整流叶片为中空结构，所述内涵道机匣通过整流叶片与外涵道机匣相连，所述燃油调节阀通过整流叶片与燃烧室相连，所述扩压器、燃烧室依次设置在内涵道机匣内，所述离心压气机经扩压器与燃烧室相连，所述同心轴穿过燃烧室，所述燃烧室的出口设置有静子叶片，所述静子叶片位于燃烧室与涡轮之间，所述内涵道整流喷口设置在涡轮后端，所述离心压气机、涡轮分别与同心轴相连，所述启动电机与同心轴相连且启动电机能带动同心轴转动；

所述凸起位于出气孔与离心压气机之间，所述控制***分别与液氧调节阀、液氮调节阀、燃油调节阀相连。

2.根据权利要求1所述冲压—涡轮喷气复合航空发动机，其特征在于，经冲压流道的气体能够与出气孔流出的氮气、氧气碰撞，实现热量交换。

3.根据权利要求1或2所述冲压—涡轮喷气复合航空发动机，其特征在于，所述凸起沿外涵道机匣径向方向的剖视图呈三角形。

4.根据权利要求1或2所述冲压—涡轮喷气复合航空发动机，其特征在于，所述控制***设置在内涵道机匣靠近冲压进气锥体的一端。

5.根据权利要求1~2任一项所述冲压—涡轮喷气复合航空发动机，其特征在于，还包括与液氧调节阀相连的液氧装置、与液氮调节阀相连的液氮装置。

6.根据权利要求3所述冲压—涡轮喷气复合航空发动机，其特征在于，还包括与液氧调节阀相连的液氧装置、与液氮调节阀相连的液氮装置。

7.根据权利要求1、2、6任一项所述冲压—涡轮喷气复合航空发动机，其特征在于，还包括与燃油调节阀相连的燃油装置。

8.根据权利要求3所述冲压—涡轮喷气复合航空发动机，其特征在于，还包括与燃油调节阀相连的燃油装置。

9.根据权利要求5所述冲压—涡轮喷气复合航空发动机，其特征在于，还包括与燃油调节阀相连的燃油装置。

10.根据权利要求1所述冲压—涡轮喷气复合航空发动机，其特征在于，所述电力供应装置为电源线。