CN110685817A - 涡扇发动机及航空器 - Google Patents

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陈健
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Abstract

本发明提供一种涡扇发动机及航空器，该涡扇发动机包括：冷却器、压缩机、回热器、加热器、涡轮机、减速器、风扇、尾喷管和机匣，所述涡轮机与所述压缩机通过刚性轴连接，所述涡轮机通过所述减速器与所述风扇连接，所述风扇用于将吸入的空气进行增压，并将增压后的空气通过尾喷管排出，产生所述涡扇发动机的推力，通过将SCO2布雷顿循环与涡扇发动机的结构相结合，使得涡扇发动机的尺寸更加紧凑，热效率更高即发动机的耗油率更低，涡扇发动机的使用寿命更长，且对燃油热值要求降低。

Description

涡扇发动机及航空器
技术领域
本发明涉及航空领域，尤其涉及一种涡扇发动机及航空器。
背景技术
航空发动机是飞机的重要组成部分，当前正在使用的航空发动机包括涡轮喷气发动机、涡扇发动机、涡轮轴发动机、涡轮螺旋桨发动机等。其中，涡扇发动机又叫做涡轮风扇发动机，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。
现有技术中，涡扇发动机主要由风扇、低压压气机、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮和排气***组成，被高速旋转的风扇压缩的空气经分流装置分为两部分，一部分进入内涵道，另一部分进行外涵道，进入内涵道的空气在压气机内继续被压缩后，进入燃烧室与燃料快速混合，被点燃后形成高温、高压的燃气，燃气经高压涡轮机带动压气机旋转，离开高压涡轮机的燃气在低压涡轮机中继续膨胀做功，带动风扇旋转，经过低压涡轮后的燃气由内涵道的喷管排出发动机，产生推力。
然而，现有涡扇发动机的燃烧室的出口温度大概在1400℃左右，涵道比大，高压涡轮承受的温度在1100℃～1300℃，故其尺寸相对较大、寿命相对较短、热效率低(即燃油消耗率高)且对燃油的热值要求较高。
发明内容
本发明提供一种涡扇发动机及航空器，用以解决现有技术的涡扇发动机热效率低、寿命短以及对燃油的热值要求较高的问题。
第一方面，本发明提供一种涡扇发动机，包括：
冷却器、压缩机、回热器、加热器、涡轮机、减速器、风扇、尾喷管和机匣；
所述涡轮机与所述压缩机通过刚性轴连接；所述涡轮机通过所述减速器与所述风扇连接；所述减速器用于调节所述涡轮机与所述风扇之间的转速比；所述风扇用于将吸入的空气进行增压，并将增压后的空气通过尾喷管排出，产生所述涡扇发动机的推力；
所述冷却器设置在所述机匣的表面，所述冷却器的输出端通过管路与所述压缩机的输入端进行连接，所述压缩机的输出端通过管路与所述回热器的第一输入端连接，所述回热器的第一输出端通过管路与所述加热器的输入端连接，所述加热器的输出端通过管路与所述涡轮机的输入端连接，所述涡轮机的输出端通过管路与所述回热器的第二输入端连接，所述回热器的第二输出端通过管路与所述冷却器的输入端连接；
在所述涡扇发动机工作时，所述冷却器对超临界二氧化碳(supercriticalcarbon dioxide，SCO2)进行冷却，并将冷却温度达到所述压缩机入口条件的SCO2输送到所述压缩机中；
所述压缩器对冷却后的SCO2进行加压，并将加压后的SCO2输送到所述回热器中；
所述回热器对加压后的SCO2进行预热，并将预热后的SCO2输送给所述加热器；
所述加热器对SCO2进行加热，并将加热后的SCO2输送到所述涡轮机中；
所述涡轮机利用高温高压的SCO2做功，驱动所述压缩机和所述风扇旋转，所述涡轮机将做功后的SCO2流出到所述回热器中；
所述回热器对使用后的SCO2的进行预冷，并将预冷后的SCO2流回到所述冷却器中。
可选地，所述回热器和所述加热器均为环形，分别固定在所述压缩机与所述涡轮机之间的刚性轴上。
可选地，所述回热器为对称的两块，对称设置在所述压缩机与所述涡轮机之间的刚性轴的两侧；
可选地，所述加热器为对称的两块，对称设置在所述压缩机与所述涡轮机之间的刚性轴的两侧。
第二方面，本发明提供一种涡扇发动机，包括：
冷却器、压缩机、回热器、第一加热器、第二加热器、第一涡轮机、第二涡轮机、减速器、风扇、尾喷管和机匣；
所述第一涡轮机通过所述减速器与所述风扇连接；所述减速器用于调节所述第一涡轮机与所述风扇之间的转速比；所述风扇用于将吸入的空气进行增压，并将增压后的空气通过尾喷管排出，产生所述涡扇发动机的推力；
所述第二涡轮机与所述压缩机通过刚性轴连接；
所述冷却器设置在所述机匣的表面，所述冷却器的输出端通过管路与所述压缩机的输入端进行连接，所述压缩机的输出端通过管路与所述回热器的第一输入端连接，所述回热器的第一输出端通过管路与所述第一加热器的输入端连接，所述第一加热器的输出端通过管路与所述第二涡轮机的输入端连接，所述第二涡轮机的输出端通过管路与所述第二加热器的输入端连接，所述第二加热器的输出端通过管路与所述第一涡轮机的输入端连接，所述第一涡轮机的输出端通过管路与所述回热器的第二输入端连接，所述回热器的第二输出端通过管路与所述冷却器的输入端连接；
在所述涡扇发动机工作时，所述冷却器对SCO2进行冷却，并将冷却温度达到所述压缩机入口条件的SCO2输送到所述压缩机中；
所述压缩器对冷却后的SCO2进行加压，并将加压后的SCO2输送到所述回热器中；
所述回热器对加压后的SCO2进行预热，并将预热后的SCO2输送给所述第一加热器；
所述第一加热器对SCO2进行加热，并将加热后的SCO2输送到所述第二涡轮机中；
所述第二涡轮机利用高温高压的SCO2做功，驱动所述压缩机旋转，并将做功后的SCO2流出到所述第二加热器中；
所述第二加热器对从所述第二涡轮机流出的SCO2进行加热，并将加热后的SCO2输送到所述第一涡轮机中；
所述第一涡轮机利用高温高压的SCO2做功，驱动所述风扇旋转，所述第一涡轮机将做功后的SCO2流出到所述回热器中，其中，进入到所述第一涡轮机中的SCO2的温度高于进入到所述第二涡轮机的SCO2的温度；
所述回热器对从所述第一涡轮机流出的SCO2的进行预冷，并将预冷后的SCO2流回到冷却器中。
可选地，所述回热器和所述第一加热器均为环形，分别固定在所述压缩机与所述第二涡轮机之间的刚性轴上。
可选地，所述回热器为对称的两块，对称设置在所述压缩机与所述第二涡轮机之间的刚性轴的两侧。
可选地，所述第一加热器为对称的两块，对称设置在所述压缩机与所述第二涡轮机之间的刚性轴的两侧。
可选地，所述第二加热器为环形或者对称的两块，所述第二加热器设置在所述第一涡轮机与所述第二涡轮机之间。
可选地，所述冷却器为印刷电路板空气冷却器。
可选地，所述风扇包括：涵道风扇和Flade风扇，所述Flade风扇连接在所述涵道风扇上。
第三方面，本发明提供一种涡扇发动机，包括：
冷却器、第一压缩机、第二压缩机、第一回热器、第二回热器、第一加热器、第二加热器、第一涡轮机、第二涡轮机、减速器、风扇、尾喷管和机匣；
所述第一涡轮机通过所述减速器与所述风扇连接；所述减速器用于调节所述第一涡轮机与所述风扇之间的转速比；所述风扇用于将吸入的空气进行增压，并将增压后的空气通过尾喷管排出，产生所述涡扇发动机的推力；
所述第二压缩机与所述第二涡轮机、所述第一压缩机通过刚性轴分别连接；
所述冷却器设置在所述机匣的表面，所述冷却器的输出端通过管路与所述第一压缩机的输入端进行连接，所述第一压缩机的输出端通过管路与所述第一回热器的第一输入端连接，所述第一回热器的第一输出端通过管路与所述第二回热器的第一输入端连接，所述第二回热器的第一输出端通过管路与所述第一加热器的输入端连接，所述第一加热器的输出端通过管路与所述第二涡轮机的输入端连接，所述第二涡轮机的输出端通过管路与所述第二加热器的输入端连接，所述第二加热器的输出端通过管路与所述第一涡轮机的输入端连接，所述第一涡轮机的输出端通过管路与所述第二回热器的第二输入端连接，所述第二回热器的第二输出端通过管路与所述第一回热器的第二输入端连接，所述第一回热器的第二输出端通过管路与所述冷却器的输入端连接，所述第一回热器的第三输出端通过管路与所述第二压缩机的输入端连接，所述第二压缩机的输出端通过管路与所述第二回热器的第二输入端连接；
在所述涡扇发动机工作时，所述冷却器对SCO2进行冷却，并将冷却温度达到所述第一压缩机入口条件的SCO2输送到所述第一压缩机中；
所述第一压缩机对冷却后的SCO2进行加压，并将加压后的SCO2输送到所述第一回热器中；
所述第一回热器对加压后的SCO2进行预热，并将预热后的SCO2输送给所述第二回热器；
所述第二回热器对所述第一回热器和所述第二压缩机输入的SCO2进行再预热，并将再预热后的SCO2输送给所述第一加热器；
所述第一加热器对SCO2进行加热，并将加热后的SCO2输送到所述第二涡轮机中；
所述第二涡轮机利用高温高压的SCO2做功，驱动所述第一压缩机和所述第二压缩机旋转，所述第二涡轮机将做功后的SCO2流出到所述第二加热器中；
所述第二加热器对从所述第二涡轮机流出的SCO2进行加热，并将加热后的SCO2输送到所述第一涡轮机中；
所述第一涡轮机利用高温高压的SCO2做功，驱动所述风扇旋转，所述第一涡轮机将做功后的SCO2流出到所述第二回热器中，其中，进入到所述第一涡轮机中的SCO2的温度高于进入到所述第二涡轮机的SCO2的温度；
所述第二回热器对从所述第一涡轮机流出的SCO2进行预冷，并将预冷后的SCO2输送到所述第一回热器中；
所述第一回热器对所述第二回热器预冷后的SCO2进行再预冷，再预冷后的SCO2一部分流回到所述冷却器中，另一部分流入到所述第二压缩机中；流入所述第二压缩机中的SCO2被再压缩后进入所述第二回热器中。
可选地，所述第一回热器为环形，所述第一回热器固定在所述第一压缩机与所述第二压缩机之间的刚性轴上。
可选地，所述第一回热器为对称的两块，对称设置在所述第一压缩机与所述第二压缩机之间的刚性轴的两侧。
可选地，所述第二回热器和所述第一加热器均为环形，分别固定在所述第二压缩机与所述第二涡轮机之间的刚性轴上。
可选地，所述第二回热器为对称的两块，对称设置在所述第二压缩机与所述第二涡轮机之间的刚性轴的两侧。
可选地，所述第一加热器为对称的两块，对称设置在所述第二压缩机与所述第二涡轮机之间的刚性轴的两侧。
可选地，所述第二加热器为环形或者对称的两块，所述第二加热器设置在所述第一涡轮机与所述第二涡轮机之间。
可选地，所述冷却器为印刷电路板空气冷却器。
可选地，所述风扇包括：涵道风扇和Flade风扇，所述Flade风扇连接在所述涵道风扇上。
第四方面，本发明提供一种航空器，包括如上述所述的涡扇发动机。
本发明提供一种涡扇发动机及航空器，该涡扇发动机包括：冷却器、压缩机、回热器、加热器、涡轮机、减速器、风扇、尾喷管和机匣，低温低压的SCO2经过压缩机升压后，在回热器进行预热，预热到一定温度后，被加热器进一步加热，随后进入涡轮机膨胀做功带动压缩机和风扇旋转，风扇通过旋转吸入空气，并对吸入的空气进行增压，再将增压后的空气通过尾喷管排出，产生涡扇发动机的推力，做完功的SCO2注入回热器，回热器对使用后的SCO2进行预冷，并将预冷后的SCO2输送到冷却器中进行进一步冷却，冷却后的SCO2再次进入压缩机进行下一次循环，通过将SCO2布雷顿循环与涡扇发动机的结构相结合，提高涡扇发动机的使用寿命，降低了涡扇发动机对燃油热值的要求。
附图说明
为了更清楚地说明本发明或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明实施例提供现有技术中涡扇发动机的结构示意图；
图2为本发明实施例提供的涡扇发动机实施例一的结构示意图；
图3为本发明实施例提供的涡扇发动机实施例二的结构示意图；
图4为本发明实施例提供的涡扇发动机实施例三的结构示意图。
附图标记说明：
10-涡扇发动机；
11-冷却器；
12-压缩机；
121-第一压缩机；
122-第二压缩机；
13-回热器；
131-第一回热器；
132-第二回热器；
14-加热器；
141-第一加热器；
142-第二加热器；
15-涡轮机；
151-第一涡轮机；
152-第二涡轮机；
16-减速器；
17-风扇；
171-涵道风扇；
172-Flade风扇；
18-尾喷管；
19-机匣；
20-静子叶片。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明中的附图，对本发明中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
任何一种物质都存在三种相态：固态、液态和气态，在一定的温度和压力下，物质的相态会发生变化，从而呈现不同的相态。其中，气态和液态两种相态呈现平衡状态的点叫做临界点，临界点处对应的温度和压力分别叫做临界温度和临界压力，物质在临界点处的状态叫做临界态，若对处于临界态的物质继续升温和加压力，当温度和压力提高超过临界温度和临界压力时，物质就进入了超临界态。
布雷顿循环作为一种典型的热力学循环，是由美国科学家布雷顿首次提出的以气体为工质的热力学循环。简单的布雷顿循环气体工质先后经过等熵压缩、等压吸热、等熵膨胀以及等压冷却四个过程实现能量的高效转化。当工质处于超临界状态时，由于避免了工质相态的改变，减少了压缩功的消耗，其循环效率能够得到更大的提升。
当CO2的温度和压力分别达到其临界温度31.1℃和临界压力7.38Mpa时，CO2将处于超临界状态，介于液体和气体之间，兼具气体粘性小和液体密度大的特殊物理特性，使其具有流动性好、传热效率高、可压缩性小等典型优势，此外，使用SCO2作为循环工质还具有工程可实现性好、循环效率高、组件和***占地面积小、经济效益好等优点，因此，SCO2被认为是最具有发展前景的布雷顿循环工质之一。
涡扇发动机是最常用的航空发动机之一，现有技术中涡扇发动机主要由风扇、低压压气机、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮和排气***几部分组成，如图1所示，其中，高压压气机、燃烧室和高压涡轮构成核心机，由核心机排出的燃气中的可用能量，一部分传给低压涡轮用以驱动风扇，余下的部分在喷管中用于加速排出的燃气。风扇转子实际上是一级或几级叶片较长的压气机，空气流过风扇后，分成两路，一路是内涵气流，空气继续经压气机压缩，在燃烧室和燃油混合燃烧，燃气经涡轮和喷管膨胀，燃气以调整从尾喷口排出，产生推力，流经路程为经低压压气机、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮，燃气从喷管排出，另一路是外涵气流，风扇后空气经外涵道直接排入大气或同内涵燃气一起在喷管排出。然而，现在的涡扇发动机以燃油作为工作介质，燃烧室的出口温度大概在1400℃，因此，对燃油的燃烧热值要求较高，并且，高压涡轮承受的温度在1100-1300℃，受材料强度的限制，发动机的寿命不长，此外，现有技术中，涡扇发动机整机的热效率也不高，通常在30％左右。
本发明提供一种涡扇发动机及航空器，提高了涡扇发动机的使用寿命，并且降低了对燃油的热值的要求，并且与现有技术的涡扇发动机相比，本发明提供的涡扇发动机的结构更加紧凑，从而减少了整机尺寸，此外，当使用两个涡轮机时，本发明的能量利用率更高，热效率能达到50％以上，即燃油耗率更低。
图2为本发明实施例提供的涡扇发动机实施例一的结构示意图，如图2所示，本实施例中涡扇发动机10包括：
冷却器11、压缩机12、回热器13、加热器14、涡轮机15、减速器16、风扇17、尾喷管18和机匣19。
涡轮机15与压缩机12通过刚性轴连接，涡轮机15通过减速器16与风扇17连接；减速器16用于调节涡轮机15与风扇17之间的转速比，风扇17用于将吸入的空气进行增压，并将增压后的空气通过尾喷管18排出，产生涡扇发动机10的推力；
冷却器11设置在机匣19的表面，冷却器11的输出端通过管路与压缩机12的输入端进行连接，压缩机12的输出端通过管路与回热器13的第一输入端连接，回热器的第一输出端通过管路与加热器14的输入端连接，加热器14的输出端通过管路与涡轮机15的输入端连接，涡轮机15的输出端通过管路与回热器13的第二输入端连接，回热器13的第二输出端通过管路与冷却器11的输入端连接。
其中，冷却器11用于对SCO2进行冷却，冷却器11通常用水或者空气为冷却剂以除去热量，为合理利用资源以及减少整机重量，航空器用发动机中冷却器一般采用空气作为冷却剂。
在一种可能的实现方式中，冷却器11为印刷电路板空气冷却器。
本实施例中冷却器11可以焊接在机匣19上，也可以以其他方式设置在机匣19上，此处不做限制。
压缩机12是一种将低压工质提升为高压工质的从动的流体机械，本发明实施例中，压缩机12可以使用螺杆压缩机，也可以使用离心式压缩机、轴流式压缩机或者离心+轴流式压缩机，或其它型式的压缩机，发明人对此不做限制。
回热器13是一种热交换设备，本申请中的回热器13在循环中的作用有两个，一个是加热压缩机12出口的SCO2，节约燃料，提高热效率，一个是涡轮机15出口SCO2的温度，降低冷却器对SCO2进行冷却时的耗功。
加热器14通过燃料的燃烧对SCO2进行加热，以满足涡轮机的做功需求，加热器14使用的燃料可以为石油，也可以为天然气，发明人对此不做限制。
涡轮机也叫做透平机、汽轮机或者膨胀机等，涡轮机是一种旋转式动力装置，本发明实施例中高温高压的SCO2在涡轮机15中膨胀，将SCO2的热能转变为机械能，同时对外做功。SCO2在涡轮机15膨胀加速时，其压力和温度降低，速度提高。
减速器16是减小转速、增大转矩的设置，本发明实施例中由于涡轮机的转速通常较大，可以达到几万转每分钟，而风扇转速受机械强度的限制，其转速只能达几千转每分钟，因此，通过在涡轮机15与风扇17之间设置减速器16，调节涡轮机15与风扇17之间的转速比，以更好地发挥和利用涡轮机15和风扇17功用和能力。
风扇17是产生涡扇发动机10推力的设备，风扇17的级数、机械强度、重量和工作效率等是影响风扇性能的关键因素。
在一种可能的实现方式中，所述风扇17包括涵道风扇171和Flade风扇172(见图4)。
“FLADE”是“叶片上的风扇”(fan-on-blades)的缩写，通过设置风扇17包括包括涵道风扇和Flade风扇，可以吸入更多的空气，从而为涡扇发动机10产生更大动力。
可选地，当风扇17包括涵道风扇171和Flade风扇172，涡扇发动机10还包括：静子叶片20(见图4)。静子叶片20为单独可调节部件，用于对进入Flade涵道的气流量进行调节，从而为涡扇发动机10提供大小可变的动力。
尾喷管18用于对空气进行充分膨胀，并高速向外推出，产生反作用力。
本发明实施例中，在所述涡扇发动机10工作时，冷却器11对SCO2进行冷却，并将冷却温度达到压缩机12入口条件的SCO2输送到压缩机12中，压缩器12对冷却后的SCO2进行加压，并将加压后的SCO2输送到回热器13中，回热器13对加压后的SCO2进行预热，并将预热后的SCO2输送给加热器14，加热器14对SCO2进行加热，并将加热后的SCO2输送到涡轮机15中，涡轮机15利用高温高压的SCO2做功，驱动压缩机12和风扇17旋转，涡轮机15将做功后的SCO2流出到回热器13中，回热器13对使用后的SCO2的进行预冷，并将预冷后的SCO2流回到冷却器11中，完成本次循环，并准备进入下一次循环，在循环过程中，通过涡轮机15驱动压缩机12和风扇17做功，从而为压缩机12和风扇17提供动力，保证循环的持续进行，并保证风扇17能够源源不断地为涡扇发动机10提供推力。
本发明实施例中回热器13及加热器14的形状也是可以根据实际情况和需要进行选取和设置的。
在一种可能的实现方式中，回热器13及加热器14均为环形，并分别固定在压缩机与涡轮机之间的刚性轴上。
在另一种可能的实现方式中，回热器13为对称的两块，对称设置在所述压缩机与所述涡轮机之间的刚性轴的两侧。
在又一种可能的实现方式中，加热器14为对称的两块，并对称设置在所述压缩机与所述涡轮机之间的刚性轴的两侧。
本发明实施例中，通过利用SCO2简单回热布雷顿循环，并设置实现循环所需要的冷却器11、压缩机12、回热器13、加热器14和涡轮机15，以及使涡轮机15与压缩机12通过刚性轴连接，涡轮机15通过减速器16与风扇17连接，风扇17用于将吸入的空气进行增压，并将增压后的空气通过尾喷管18排出，产生涡扇发动机10的推力，涡轮机的出口温度较低(550～700℃)，从提高了涡扇发动机10的各部件的使用寿命，进而提高了涡扇发动机10的寿命，并且本发明中通过回热器13与加热器14对SCO2加热，对燃料的热值要求较低，此外，本发明实施例的结构与现有技术相比更加紧凑，从而有助于减小整机的尺寸和重量。
图3为本发明实施例提供的涡扇发动机实施例二的结构示意图，如图3所示，本发明实施例中，涡扇发动机10包括：
冷却器11、压缩机12、回热器13、第一加热器141、第二加热器142、第一涡轮机151、第二涡轮机152、减速器16、风扇17、尾喷管18和机匣19。
第一涡轮机151通过减速器16与风扇17连接，减速器16用于调节第一涡轮机151与风扇17之间的转速比，风扇17用于将吸入的空气进行增压，并将增压后的空气通过尾喷管18排出，产生涡扇发动机10的推力；第二涡轮机152与压缩机12通过刚性轴连接。
冷却器11设置在机匣19的表面，冷却器11的输出端通过管路与压缩机12的输入端进行连接，压缩机12的输出端通过管路与回热器13的第一输入端连接，回热器13的第一输出端通过管路与第一加热器141的输入端连接，第一加热器141的输出端通过管路与第二涡轮机152的输入端连接，第二涡轮机152的输出端通过管路与第二加热器142的输入端连接，第二加热器142的输出端通过管路与第一涡轮机151的输入端连接，第一涡轮机151的输出端通过管路与回热器13的第二输入端连接，回热器13的第二输出端通过管路与冷却器11的输入端连接。
其中，冷却器11、压缩机12、回热器13、减速器16、风扇17、尾喷管18和机匣19与实施例一中相同，此处不再一一赘述。
第一加热器141和第二加热器142分别用于对进入第二涡轮机152和第一涡轮机151的SCO2进行加热，在一种可能的实现方式中，第一加热器141为低温加热器，第二加热器142为高温加热器。
第一涡轮机151和第二涡轮机152均用于利用高温高压的SCO2进行膨胀做功，不同的是，进入第一涡轮机151中的SCO2的温度相对略高，进入第二涡轮机152中的SCO2的压力相对略高，在一种可能的实现方式中，第一涡轮机151为高温涡轮机，第二涡轮机152为低温涡轮机。
本发明实施例中回热器13、第一加热器141、第二加热器142的形状也是可以根据实际情况和需要进行选取和设置的。
在一种可能的实现方式中，回热器13和第一加热器141均为环形，分别固定在压缩机12与第二涡轮机152之间的刚性轴上。
在另一种可能的实现方式中，回热器13为对称的两块，对称设置在压缩机12与第二涡轮机152之间的刚性轴的两侧。
在又一种可能的实现方式中，第一加热器141为对称的两块，对称设置在压缩机12与第二涡轮机152之间的刚性轴的两侧。
在又一种可能的实现方式中，第二加热器142为环形或者对称的两块，第二加热器142设置在第一涡轮机151与第二涡轮机152之间。
通过合理选择各设备的形状和设置各设备的位置，可以使涡扇发动机的结构紧凑、布局合理，以适应不同的使用场景，并减小整机的体积。
本发明实施例中，在涡扇发动机10工作时，冷却器11对SCO2进行冷却，并将冷却温度达到压缩机12入口条件的SCO2输送到压缩机12中，压缩器12对冷却后的SCO2进行加压，并将加压后的SCO2输送到回热器13中，回热器13对加压后的SCO2进行预热，并将预热后的SCO2输送给第一加热器141，第一加热器141对SCO2进行加热，并将加热后的SCO2输送到第二涡轮机152中，第二涡轮机152利用高温高压的SCO2做功，驱动压缩机12旋转，并将做功后的SCO2流出到第二加热器142中，第二加热器142对从第二涡轮机152流出的SCO2进行加热，并将加热后的SCO2输送到第一涡轮机151中，第一涡轮机151利用高温高压的SCO2做功，驱动风扇17旋转，第一涡轮机151将做功后的SCO2流出到回热器13中，其中，进入到第一涡轮机151中的SCO2的温度高于进入到第二涡轮机152的SCO2的温度，回热器13对从第一涡轮机151流出的SCO2的进行预冷，并将预冷后的SCO2流回到冷却器11中。
本实施例中，通过第一加热器141对进入第二涡轮机152的SCO2进行加热，由于第二涡轮机152做功后SCO2的温度和压力均有所下降，因此，在SCO2进入到第一涡轮机151之前，通过第二加热器142对SCO2再次进行加热，以满足第一涡轮机151的做功需求。并且，本实施例中通过第二涡轮机152与压缩机12刚性连接，并使第一涡轮机151通过减速器16与风扇17连接，从而实现了通过第一涡轮机151和第二涡轮机152做功分别为压缩机12和风扇17提供机械能，以驱动压缩机12和风扇17旋转，本实施例的技术方案可以满足对涡扇发动机的动力和输出功率需求较大的场景的使用需求，并且本实施例通过两次利用SCO2进行做功，对能量的利用率更高。
图4为本发明实施例提供的涡扇发动机实施例三的结构示意图，如图4所示，本实施例中，涡扇发动机10包括：
冷却器11、第一压缩机121、第二压缩机122、第一回热器131、第二回热器132、第一加热器141、第二加热器142、第一涡轮机151、第二涡轮机152、减速器16、风扇17、尾喷管18和机匣19。
第一涡轮机151通过减速器16与风扇17连接，减速器16用于调节第一涡轮机151与风扇17之间的转速比，风扇17用于将吸入的空气进行增压，并将增压后的空气通过尾喷管18排出，产生涡扇发动机10的推力。
第二压缩机122与第二涡轮机152、第一压缩机121通过刚性轴分别连接。
冷却器11设置在机匣19的表面，冷却器11的输出端通过管路与第一压缩机121的输入端进行连接，第一压缩机121的输出端通过管路与第一回热器131的第一输入端连接，第一回热器131的第一输出端通过管路与第二回热器132的第一输入端连接，第二回热器132的第一输出端通过管路与第一加热器141的输入端连接，第一加热器141的输出端通过管路与第二涡轮机152的输入端连接，第二涡轮机152的输出端通过管路与第二加热器142的输入端连接，第二加热器142的输出端通过管路与第一涡轮机151的输入端连接，第一涡轮机151的输出端通过管路与第二回热器132的第二输入端连接，第二回热器132的第二输出端通过管路与第一回热器131的第二输入端连接，第一回热器131的第二输出端通过管路与冷却器11的输入端连接，第一回热器131的第三输出端通过管路与第二压缩机122的输入端连接，第二压缩机122的输出端通过管路与第二回热器132的第二输入端连接。
其中，冷却器11、第一加热器141、第二加热器142、第一涡轮机151、第二涡轮机152、减速器16、风扇17、尾喷管18和机匣19与上述实施例二中相同，此处不再一一赘述。
通过设置第一回热器131和第二回热器132对进入第一加热器141的SCO2进行预热，在一可能的实现方式中，第一回热器131为低温回热器，第二回热器132为高温回热器。其中，第一回热器131设置有两个输入端和三个输出端，第一回热器131具有对预冷的SCO2进行按比例分流的功能，使预冷后的SCO2一部分进入冷却器11，一部分进行第二压缩机122。第二回热器132设置有两个输入端和两个输出端，两个输入端分别用于第二压缩机122和第一回热器131中的SCO2的流入。
通过设置第一压缩机121对SCO2进行初次压缩，设置第二压缩机122对SCO2进行再压缩，有助于更好地利用SCO2进行作功，从而提高能量利用率。
本发明实施例中第一回热器131、第二回热器132、第一加热器141、第二加热器142的形状也是可以根据实际情况和需要进行选取和设置的。
在一种可能的实现方式中，第一回热器131为环形，第一回热器131固定在第一压缩机121与第二压缩机122之间的刚性轴上。
在另一种可能的实现方式中，第一回热器131为对称的两块，对称设置在第一压缩机121与第二压缩机122之间的刚性轴的两侧。
在又一种可能的实现方式中，第二回热器132和第一加热器141均为环形，分别固定在第二压缩机122与第二涡轮机152之间的刚性轴上。
在又一种可能的实现方式中，第二回热器132为对称的两块，对称设置在第二压缩机122与第二涡轮机152之间的刚性轴的两侧。
在又一种可能的实现方式，第一加热器141为对称的两块，对称设置在第二压缩机122与152第二涡轮机之间的刚性轴的两侧。
在又一种可能的实现方式中，第二加热器142为环形或者对称的两块，第二加热器142设置在第一涡轮机151与第二涡轮机152之间。
通过合理选择各设备的形状和设置各设备的位置，可以使涡扇发动机10的结构紧凑、布局合理，以适应不同的使用场景，从而减小涡扇发动机10的体积。
本发明实施例中，在涡扇发动机10工作时，冷却器11对SCO2进行冷却，并将冷却温度达到第一压缩机121入口条件的SCO2输送到第一压缩机121中，第一压缩机121对冷却后的SCO2进行加压，并将加压后的SCO2输送到第一回热器131中，第一回热器131对加压后的SCO2进行预热，并将预热后的SCO2输送给第二回热器132，第二回热器132对第一回热器131和第二压缩机122输入的SCO2进行再预热，并将再预热后的SCO2输送给第一加热器141，第一加热器141对SCO2进行加热，将加热后的SCO2输送到第二涡轮机152中，第二涡轮机152利用高温高压的SCO2做功，驱动第一压缩机121和第二压缩机122旋转，第二涡轮机151将做功后的SCO2流出到第二加热器142中，第二加热器142对从第二涡轮机152流出的SCO2进行加热，并将加热后的SCO2输送到第一涡轮机151中，第一涡轮机151利用高温高压的SCO2做功，驱动风扇17旋转，第一涡轮机151将做功后的SCO2流出到第二回热器132中，其中，进入到第一涡轮机151中的SCO2的温度高于进入到第二涡轮机152的SCO2的温度，第二回热器132对从第一涡轮机151流出的SCO2进行预冷，并将预冷后的SCO2输送到第一回热器131中，第一回热器131对第二回热器132预冷后的SCO2进行再预冷，再预冷后的SCO2一部分流回到冷却器11中，另一部分流入到第二压缩机122中，流入第二压缩机122中的SCO2被再压缩后进入第二回热器132中，从第二压缩机122流入第二回热器132的SCO2与从第一回热器131流入第二回热器132在第二回热器132中混合，并被第二回热器132预热后共同进入第一加热器141中。进入冷却器11中SCO2完成本次循环，准备进入下一次循环。通过利用SCO2再压缩布雷顿循环与涡扇发动机结合，提高了涡扇发动机的热效率，并能使涡扇动机产生更大的推力，从而拓展了涡扇发动机的应用场景。
本发明实施例提供一种航空器，包括如上述作一实施例所述的涡扇发动机。
最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。

Claims (23)

1.一种涡扇发动机，其特征在于，包括：
冷却器、压缩机、回热器、加热器、涡轮机、减速器、风扇、尾喷管和机匣；
所述涡轮机与所述压缩机通过刚性轴连接；所述涡轮机通过所述减速器与所述风扇连接；所述减速器用于调节所述涡轮机与所述风扇之间的转速比；所述风扇用于将吸入的空气进行增压，并将增压后的空气通过尾喷管排出，产生所述涡扇发动机的推力；
所述冷却器设置在所述机匣表面，所述冷却器的输出端通过管路与所述压缩机的输入端进行连接，所述压缩机的输出端通过管路与所述回热器的第一输入端连接，所述回热器的第一输出端通过管路与所述加热器的输入端连接，所述加热器的输出端通过管路与所述涡轮机的输入端连接，所述涡轮机的输出端通过管路与所述回热器的第二输入端连接，所述回热器的第二输出端通过管路与所述冷却器的输入端连接；
在所述涡扇发动机工作时，所述冷却器对超临界二氧化碳SCO2进行冷却，并将冷却温度达到所述压缩机入口条件的SCO2输送到所述压缩机中；
所述压缩器对冷却后的SCO2进行加压，并将加压后的SCO2输送到所述回热器中；
所述回热器对加压后的SCO2进行预热，并将预热后的SCO2输送给所述加热器；
所述加热器对SCO2进行加热，并将加热后的SCO2输送到所述涡轮机中；
所述涡轮机利用高温高压的SCO2做功，驱动所述压缩机和所述风扇旋转，所述涡轮机将做功后的SCO2流出到所述回热器中；
所述回热器对使用后的SCO2的进行预冷，并将预冷后的SCO2流回到所述冷却器中。
2.根据权利要求1所述的涡扇发动机，其特征在于，所述回热器和所述加热器均为环形，分别固定在所述压缩机与所述涡轮机之间的刚性轴上。
3.根据权利要求1所述的涡扇发动机，其特征在于，所述回热器为对称的两块，对称设置在所述压缩机与所述涡轮机之间的刚性轴的两侧。
4.根据权利要求1所述的涡扇发动机，其特征在于，所述加热器为对称的两块，对称设置在所述压缩机与所述涡轮机之间的刚性轴的两侧。
5.根据权利要求1-4任一项所述的涡扇发动机，其特征在于，所述冷却器为印刷电路板空气冷却器。
6.根据权利要求1-4任一项所述的涡扇发动机，其特征在于，所述风扇包括：涵道风扇和Flade风扇，所述Flade风扇连接在所述涵道风扇上。
7.一种涡扇发动机，其特征在于，包括：
冷却器、压缩机、回热器、第一加热器、第二加热器、第一涡轮机、第二涡轮机、减速器、风扇、尾喷管和机匣；
所述第一涡轮机通过所述减速器与所述风扇连接；所述减速器用于调节所述第一涡轮机与所述风扇之间的转速比；所述风扇用于将吸入的空气进行增压，并将增压后的空气通过尾喷管排出，产生所述涡扇发动机的推力；
所述第二涡轮机与所述压缩机通过刚性轴连接；
所述冷却器设置在所述机匣的表面，所述冷却器的输出端通过管路与所述压缩机的输入端进行连接，所述压缩机的输出端通过管路与所述回热器的第一输入端连接，所述回热器的第一输出端通过管路与所述第一加热器的输入端连接，所述第一加热器的输出端通过管路与所述第二涡轮机的输入端连接，所述第二涡轮机的输出端通过管路与所述第二加热器的输入端连接，所述第二加热器的输出端通过管路与所述第一涡轮机的输入端连接，所述第一涡轮机的输出端通过管路与所述回热器的第二输入端连接，所述回热器的第二输出端通过管路与所述冷却器的输入端连接；
在所述涡扇发动机工作时，所述冷却器对SCO2进行冷却，并将冷却温度达到所述压缩机入口条件的SCO2输送到所述压缩机中；
所述压缩器对冷却后的SCO2进行加压，并将加压后的SCO2输送到所述回热器中；
所述回热器对加压后的SCO2进行预热，并将预热后的SCO2输送给所述第一加热器；
所述第一加热器对SCO2进行加热，并将加热后的SCO2输送到所述第二涡轮机中；
所述第二涡轮机利用高温高压的SCO2做功，驱动所述压缩机旋转，并将做功后的SCO2流出到所述第二加热器中；
所述第二加热器对从所述第二涡轮机流出的SCO2进行加热，并将加热后的SCO2输送到所述第一涡轮机中；
所述第一涡轮机利用高温高压的SCO2做功，驱动所述风扇旋转，所述第一涡轮机将做功后的SCO2流出到所述回热器中，其中，进入到所述第一涡轮机中的SCO2的温度高于进入到所述第二涡轮机的SCO2的温度；
所述回热器对从所述第一涡轮机流出的SCO2进行预冷，并将预冷后的SCO2流回到冷却器中。
8.根据权利要求7所述的涡扇发动机，其特征在于，所述回热器和所述第一加热器均为环形，分别固定在所述压缩机与所述第二涡轮机之间的刚性轴上。
9.根据权利要求7所述的涡扇发动机，其特征在于，所述回热器为对称的两块，对称设置在所述压缩机与所述第二涡轮机之间的刚性轴的两侧。
10.根据权利要求7所述的涡扇发动机，其特征在于，所述第一加热器为对称的两块，对称设置在所述压缩机与所述第二涡轮机之间的刚性轴的两侧。
11.根据权利要求7所述的涡扇发动机，其特征在于，所述第二加热器为环形或者对称的两块，所述第二加热器设置在所述第一涡轮机与所述第二涡轮机之间。
12.根据权利要求7-11任一项所述的涡扇发动机，其特征在于，所述冷却器为印刷电路板空气冷却器。
13.根据权利要求7-11任一项所述的涡扇发动机，其特征在于，所述风扇包括：涵道风扇和Flade风扇，所述Flade风扇连接在所述涵道风扇上。
14.一种涡扇发动机，其特征在于，包括：
冷却器、第一压缩机、第二压缩机、第一回热器、第二回热器、第一加热器、第二加热器、第一涡轮机、第二涡轮机、减速器、风扇、尾喷管和机匣；
所述第一涡轮机通过所述减速器与所述风扇连接；所述减速器用于调节所述第一涡轮机与所述风扇之间的转速比；所述风扇用于将吸入的空气进行增压，并将增压后的空气通过尾喷管排出，产生所述涡扇发动机的推力；
所述第二压缩机与所述第二涡轮机、所述第一压缩机通过刚性轴分别连接；
所述冷却器设置在所述机匣的表面，所述冷却器的输出端通过管路与所述第一压缩机的输入端进行连接，所述第一压缩机的输出端通过管路与所述第一回热器的第一输入端连接，所述第一回热器的第一输出端通过管路与所述第二回热器的第一输入端连接，所述第二回热器的第一输出端通过管路与所述第一加热器的输入端连接，所述第一加热器的输出端通过管路与所述第二涡轮机的输入端连接，所述第二涡轮机的输出端通过管路与所述第二加热器的输入端连接，所述第二加热器的输出端通过管路与所述第一涡轮机的输入端连接，所述第一涡轮机的输出端通过管路与所述第二回热器的第二输入端连接，所述第二回热器的第二输出端通过管路与所述第一回热器的第二输入端连接，所述第一回热器的第二输出端通过管路与所述冷却器的输入端连接，所述第一回热器的第三输出端通过管路与所述第二压缩机的输入端连接，所述第二压缩机的输出端通过管路与所述第二回热器的第二输入端连接；
在所述涡扇发动机工作时，所述冷却器对SCO2进行冷却，并将冷却温度达到所述第一压缩机入口条件的SCO2输送到所述第一压缩机中；
所述第一压缩机对冷却后的SCO2进行加压，并将加压后的SCO2输送到所述第一回热器中；
所述第一回热器对加压后的SCO2进行预热，并将预热后的SCO2输送给所述第二回热器；
所述第二回热器对所述第一回热器和所述第二压缩机输入的SCO2进行再预热，并将再预热后的SCO2输送给所述第一加热器；
所述第一加热器对SCO2进行加热，并将加热后的SCO2输送到所述第二涡轮机中；
所述第二涡轮机利用高温高压的SCO2做功，驱动所述第一压缩机和所述第二压缩机旋转，所述第二涡轮机将做功后的SCO2流出到所述第二加热器中；
所述第二加热器对从所述第二涡轮机流出的SCO2进行加热，并将加热后的SCO2输送到所述第一涡轮机中；
所述第一涡轮机利用高温高压的SCO2做功，驱动所述风扇旋转，所述第一涡轮机将做功后的SCO2流出到所述第二回热器中，其中，进入到所述第一涡轮机中的SCO2的温度高于进入到所述第二涡轮机的SCO2的温度；
所述第二回热器对从所述第一涡轮机流出的SCO2进行预冷，并将预冷后的SCO2输送到所述第一回热器中；
所述第一回热器对所述第二回热器预冷后的SCO2进行再预冷，再预冷后的SCO2一部分流回到所述冷却器中，另一部分流入到所述第二压缩机中；流入所述第二压缩机中的SCO2被再压缩后进入所述第二回热器中。
15.根据权利要求14所述的涡扇发动机，其特征在于，所述第一回热器为环形，所述第一回热器固定在所述第一压缩机与所述第二压缩机之间的刚性轴上。
16.根据权利要求14所述的涡扇发动机，其特征在于，所述第一回热器为对称的两块，对称设置在所述第一压缩机与所述第二压缩机之间的刚性轴的两侧。
17.根据权利要求14所述的涡扇发动机，其特征在于，所述第二回热器和所述第一加热器均为环形，分别固定在所述第二压缩机与所述第二涡轮机之间的刚性轴上。
18.根据权利要求14所述的涡扇发动机，其特征在于，所述第二回热器为对称的两块，对称设置在所述第二压缩机与所述第二涡轮机之间的刚性轴的两侧。
19.根据权利要求14所述的涡扇发动机，其特征在于，所述第一加热器为对称的两块，对称设置在所述第二压缩机与所述第二涡轮机之间的刚性轴的两侧。
20.根据权利要求14所述的涡扇发动机，其特征在于，所述第二加热器为环形或者对称的两块，所述第二加热器设置在所述第一涡轮机与所述第二涡轮机之间。
21.根据权利要求14-20任一项所述的涡扇发动机，其特征在于，所述冷却器为印刷电路板空气冷却器。
22.根据权利要求14-20任一项所述的涡扇发动机，其特征在于，所述风扇包括：涵道风扇和Flade风扇，所述Flade风扇连接在所述涵道风扇上。
23.一种航空器，其特征在于，包括权利要求1-22任一项所述的涡扇发动机。
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CN (1) CN110685817A (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2794479C1 (ru) * 2022-08-30 2023-04-19 Евгений Вадимович Задорожный Двухконтурный газотурбинный вентиляторный двигатель

Citations (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4275560A (en) * 1978-12-27 1981-06-30 General Electric Company Blocker door actuation system
US4292802A (en) * 1978-12-27 1981-10-06 General Electric Company Method and apparatus for increasing compressor inlet pressure
US4461145A (en) * 1982-10-08 1984-07-24 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Stall elimination and restart enhancement device
US5259187A (en) * 1993-02-05 1993-11-09 General Electric Company Method of operating an aircraft bypass turbofan engine having variable fan outlet guide vanes
US5315821A (en) * 1993-02-05 1994-05-31 General Electric Company Aircraft bypass turbofan engine thrust reverser
CN1975130A (zh) * 2005-11-29 2007-06-06 通用电气公司 具有可调的风扇出口导叶的涡扇式燃气涡轮发动机
US20140223884A1 (en) * 2009-09-09 2014-08-14 The Boeing Company Ultra-efficient propulsor with an augmentor fan circumscribing a turbofan
US20150192298A1 (en) * 2007-07-27 2015-07-09 United Technologies Corporation Gas turbine engine with improved fuel efficiency
US20160369746A1 (en) * 2015-06-19 2016-12-22 Rolls-Royce Corporation Engine driven by sc02 cycle with independent shafts for combustion cycle elements and propulsion elements
US20170022844A1 (en) * 2015-07-20 2017-01-26 Rolls-Royce Corporation Sectioned gas turbine engine driven by sco2 cycle
US20170058834A1 (en) * 2015-06-15 2017-03-02 Rolls-Royce Corporation Gas turbine engine driven by sco2 cycle with advanced heat rejection
US20170082066A1 (en) * 2015-09-23 2017-03-23 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Propulsion system using supercritical co2 power transfer
US20170101931A1 (en) * 2015-10-08 2017-04-13 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. All co2 aircraft
CN108223031A (zh) * 2017-12-26 2018-06-29 王尚锦 S-co2布雷顿循环透平、压缩机和发电机一体式机组

Patent Citations (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4292802A (en) * 1978-12-27 1981-10-06 General Electric Company Method and apparatus for increasing compressor inlet pressure
US4275560A (en) * 1978-12-27 1981-06-30 General Electric Company Blocker door actuation system
US4461145A (en) * 1982-10-08 1984-07-24 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Stall elimination and restart enhancement device
US5259187A (en) * 1993-02-05 1993-11-09 General Electric Company Method of operating an aircraft bypass turbofan engine having variable fan outlet guide vanes
US5315821A (en) * 1993-02-05 1994-05-31 General Electric Company Aircraft bypass turbofan engine thrust reverser
CN1975130A (zh) * 2005-11-29 2007-06-06 通用电气公司 具有可调的风扇出口导叶的涡扇式燃气涡轮发动机
US20150192298A1 (en) * 2007-07-27 2015-07-09 United Technologies Corporation Gas turbine engine with improved fuel efficiency
US20140223884A1 (en) * 2009-09-09 2014-08-14 The Boeing Company Ultra-efficient propulsor with an augmentor fan circumscribing a turbofan
US20170058834A1 (en) * 2015-06-15 2017-03-02 Rolls-Royce Corporation Gas turbine engine driven by sco2 cycle with advanced heat rejection
US20160369746A1 (en) * 2015-06-19 2016-12-22 Rolls-Royce Corporation Engine driven by sc02 cycle with independent shafts for combustion cycle elements and propulsion elements
US20170022844A1 (en) * 2015-07-20 2017-01-26 Rolls-Royce Corporation Sectioned gas turbine engine driven by sco2 cycle
US20170082066A1 (en) * 2015-09-23 2017-03-23 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Propulsion system using supercritical co2 power transfer
US20170101931A1 (en) * 2015-10-08 2017-04-13 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. All co2 aircraft
CN108223031A (zh) * 2017-12-26 2018-06-29 王尚锦 S-co2布雷顿循环透平、压缩机和发电机一体式机组

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2794479C1 (ru) * 2022-08-30 2023-04-19 Евгений Вадимович Задорожный Двухконтурный газотурбинный вентиляторный двигатель

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