CN114623019A - 一种大涵道比分体式变循环涡轮风扇发动机 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种大涵道比分体式变循环涡轮风扇发动机，包括涡喷部分、风扇部分、燃气管道和保温层，所述涡喷部分和风扇部分各自独立，所述涡喷部分和风扇部分通过燃气管道进行连接，所述涡喷部分和风扇部分与燃气管道内部相通，所述保温层套合设置于燃气管道外侧。本发明采用涡喷部分和风扇部分分体式设置，将两者的工作分离开来，实现了涡喷部分与风扇部分的工况互不影响，同时通过进气道截面积的可调节，实现了减小阻力，防止超音速时，风扇被激波击碎，同时通过第二燃烧室和第三燃烧室的设置，实现了使大涵道比涡扇发动机具备超音速的能力。

Description

一种大涵道比分体式变循环涡轮风扇发动机

技术领域

本发明涉及航空发动机技术领域，且更具体地涉及一种大涵道比分体式变循环涡轮风扇发动机。

背景技术

航空发动机是飞行器的重要组成部分，当前正在使用的航空发动机包括涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机等，其中涡轮风扇发动机是一种利用旋转的机件自穿过它的流体中汲取动能的发动机形式，是内燃机的一种。现有技术中，大涵道比涡轮风扇发动机是将涡喷串联在风扇之后，这样的设计导致风扇迎风面积太大，迎风阻力过高，如果直接在发动机外面套个可调截面进气道调节迎风阻力，风扇的迎风阻力虽可降低，但是风扇的工作效率因进气口收缩急剧下降，甚至损坏，且涡喷部分的工况也被紊流扰乱，这就使得现有大涵道比涡轮风扇发动机，不具备超音速飞行的能力。

发明内容

针对上述技术的不足，本发明公开一种大涵道比分体式变循环涡轮风扇发动机，以解决大涵道比涡轮风扇发动机因迎风阻力太大，而无法实现超音速飞行的问题。

本发明采用以下技术方案：

一种大涵道比分体式变循环涡轮风扇发动机，包括涡喷部分、风扇部分、燃气管道和保温层，所述涡喷部分和风扇部分各自独立，所述涡喷部分和风扇部分通过燃气管道进行连接，所述涡喷部分和风扇部分与燃气管道内部相通，所述保温层套合设置于燃气管道外侧；

其中所述涡喷部分用于低速飞行时向风扇部分提供高温高压燃气，高速飞行时进行加力燃烧提供部分推力，所述涡喷部分设置有涡喷壳体、涡喷可调尾喷管、涡喷主轴、压气动叶轮组、压气静叶轮组、第一燃烧室、涡轮静叶、涡轮动叶、开合阻流板、第二燃烧室和旁通管路，所述涡喷可调尾喷管设置于涡喷壳体右端，所述涡喷主轴设置于涡喷壳体内部中心处，所述压气动叶轮组、压气静叶轮组、第一燃烧室、涡轮静叶和涡轮动叶从左至右依次套合设置于涡喷主轴上，其中所述压气动叶轮组阵列设置有压气动叶，其中所述压气静叶轮组阵列设置有压气静叶，所述压气静叶轮组固定设置于涡喷壳体内侧，所述第一燃烧室固定设置于涡喷壳体内部，所述涡轮静叶固定设置于涡喷壳体内侧，所述开合阻流板设置于涡喷壳体内部，所述开合阻流板设置于涡喷主轴右侧，所述第二燃烧室设置于开合阻流板右侧至涡喷可调尾喷管左侧之间，所述旁通管路圆周阵列设置于涡喷壳体外侧，所述旁通管路与涡喷壳体内部相通；

其中所述风扇部分用于低速飞行时将涡喷部分提供的高温高压燃气内能转换为机械能，为低速飞行提供主要推力，高速飞行时进行冲压燃烧提供部分推力，所述风扇部分设置有进气道、风扇主轴、风扇、风扇整流叶轮、风扇内壳体、径向涡轮和第三燃烧室，所述进气道设置于风扇壳体左端，所述风扇可调尾喷管设置于风扇壳体右端，所述风扇主轴设置于风扇壳体内部中心处，所述风扇设置于风扇主轴左端，所述风扇内壳体设置于风扇壳体内部，所述风扇整流叶轮固定设置于风扇内壳体左端，所述径向涡轮设置于风扇内壳体内部，所述径向涡轮设置于风扇主轴右端，所述第三燃烧室设置于风扇内壳体和风扇可调尾喷管之间；

其中所述燃气管道用于将涡喷部分的高温高压燃气输送至风扇部分，所述燃气管道一端设置于涡轮动叶和开合阻流板之间的涡喷壳体上，所述燃气管道另一端偏心设置于径向涡轮外侧的风扇内壳体上。

作为本发明进一步的技术方案，所述第一燃烧室为环形燃烧室，所述第一燃烧室为主燃烧室，所述第一燃烧室设置有进气孔、固定杆、第一喷油嘴和第一点火器，所述进气孔阵列设置于第一燃烧室内壁和外壁上，所述固定杆圆周阵列设置于第一燃烧室外侧，所述固定杆一端设置于涡喷壳体内侧，所述第一喷油嘴圆周阵列设置于第一燃烧室左端，所述第一点火器设置于其中一个第一喷油嘴的上方。

作为本发明进一步的技术方案，所述第二燃烧室为加力燃烧室暨冲压燃烧室，所述第二燃烧室由涡喷壳体、开合阻流板和涡喷可调尾喷管构成腔体，所述第二燃烧室设置有涡喷稳焰器、第二喷油嘴和第二点火器，所述涡喷稳焰器设置于开合阻流板右侧，所述第二喷油嘴圆周阵列设置于涡喷壳体上，所述第二点火器设置于其中一个第二喷油嘴右侧。

作为本发明进一步的技术方案，所述旁通管路的数量为3~6个，所述旁通管路上设置有旁通阀，所述旁通管路左端进气口设置于压气轮组中段外侧的涡喷壳体上，所述旁通管路右端出气口设置于第二燃烧室中涡喷稳焰器左侧的涡喷壳体上。

作为本发明进一步的技术方案，所述进气道设置有可变截面整流罩、可调激波导流锥、可调激波导流锥支架和伸缩电机，所述可变截面整流罩设置于风扇壳体左端，所述可调激波导流锥支架设置于可变截面整流罩内部，所述可调激波导流锥支架外侧圆周阵列设置有支架杆，所述支架杆一端设置于可变截面整流罩内侧，所述可调激波导流锥设置于可调激波导流锥支架左端，所述可调激波导流锥内部右侧设置有螺孔，所述可调激波导流锥与可调激波导流锥支架滑动连接，所述伸缩电机固定设置于可调激波导流锥支架内部，所述伸缩电机左端设置有螺杆，所述螺孔与螺杆螺纹连接。

作为本发明进一步的技术方案，所述第三燃烧室为冲压燃烧室，所述第三燃烧室由风扇壳体、风扇内壳体和风扇可调尾喷管构成腔体，所述第三燃烧室设置有风扇稳焰器、第三喷油嘴和第三点火器，所述风扇稳焰器设置于风扇内壳体右侧，所述第三喷油嘴圆周阵列设置于风扇壳体上，所述第三点火器设置于其中一个第三喷油嘴右侧。

作为本发明进一步的技术方案，所述保温层材料为气凝胶保温材料。

作为本发明进一步的技术方案，所述涡喷可调尾喷管和风扇可调尾喷管为可调拉瓦尔喷管。

作为本发明进一步的技术方案，所述可调激波导流锥形状左端为锥体，右端为圆柱，中间设置有圆弧进行过渡。

作为本发明进一步的技术方案，一个所述涡喷部分可根据具体使用情况连接1~3个风扇部分。

本发明积极有益效果的在于：

本发明采用涡喷部分和风扇部分分体式设置，将两者的工作分离开来，实现了涡喷部分与风扇部分的工况互不影响，同时通过进气道截面积的可调节，实现了减小阻力，防止风扇被激波击碎，同时通过第二燃烧室和第三燃烧室的设置，实现了使发动机具备超音速的能力。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例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简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅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，其中：

图1为本发明的立体结构示意图；

图2为本发明中涡喷部分的立体图结构示意图；

图3为本发明中涡喷部分的主视图的结构示意图；

图4为本发明中涡喷部分的俯视图的结构示意图；

图5为本发明中涡喷部分的左视图的结构示意图；

图6为图3中A的局部放大图；

图7为本发明中风扇部分的立体图结构示意图；

图8为本发明中风扇部分的主视图的结构示意图；

图9为本发明中风扇部分的俯视图的结构示意图；

图10为本发明中风扇部分的左视图的结构示意图；

图11为本发明中进气道的剖面结构示意图；

图12为本发明中风扇部分内部部分结构的剖面结构示意图；

图13为本发明中风扇部分内部部分结构的俯视图的结构示意图；

图中标记：

1-涡喷部分；11-涡喷壳体；12-涡喷可调尾喷管；13-涡喷主轴；14-压气动叶轮组；15-压气静叶轮组；16-第一燃烧室；161-进气孔；162-固定杆；163-第一喷油嘴；164-第一点火器；17-涡轮静叶；18-涡轮动叶；19-开合阻流板；110-涡喷稳焰器；111-第二燃烧室；112-旁通管路；113-旁通阀；114-第二喷油嘴；115-第二点火器；2-风扇部分；20-进气道；21-可变截面整流罩；22-风扇壳体；23-风扇可调尾喷管；24-可调激波导流锥；241-螺孔；25-可调激波导流锥支架；251-支架杆；26-伸缩电机；261-螺杆；27-风扇主轴；28-风扇；29-风扇整流叶轮；210-风扇内壳体；211-径向涡轮；212-风扇稳焰器；213-第三燃烧室；214-第三喷油嘴；215-第三点火器；3-燃气管道；4-保温层。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的优选实施例进行说明，应当理解，此处所描述的实施例仅用于说明和解释本发明，并不用于限定本发明。

如图1-图13所示，一种大涵道比分体式变循环涡轮风扇发动机，包括涡喷部分1、风扇部分2、燃气管道3和保温层4，所述涡喷部分1和风扇部分2各自独立，所述涡喷部分1和风扇部分2通过燃气管道3进行连接，所述涡喷部分1和风扇部分2与燃气管道3内部相通，所述保温层4套合设置于燃气管道3外侧；

在具体实施例中，一种大涵道比分体式变循环涡轮风扇发动机在工作时，低速巡航时，由涡喷部分1产生高温高压燃气，通过燃气管道3输送至风扇部分2，推动风扇部分2进行转动，为飞行提供动力；超音速阶段，由涡喷部分1将燃气通过涡喷可调尾喷管12加速，向发动机后方喷射，为飞行提供动力；3马赫左右时，涡喷部分1和风扇部分2同时工作，产生高超音速气流，为飞行提供动力。

其中所述涡喷部分1用于低速飞行时向风扇部分2提供高温高压燃气，高速飞行时进行加力燃烧提供部分推力，所述涡喷部分1设置有涡喷壳体11、涡喷可调尾喷管12、涡喷主轴13、压气动叶轮组14、压气静叶轮组15、第一燃烧室16、涡轮静叶17、涡轮动叶18、开合阻流板19、第二燃烧室111和旁通管路112，所述涡喷可调尾喷管12设置于涡喷壳体11右端，所述涡喷主轴13设置于涡喷壳体11内部中心处，所述压气动叶轮组14、压气静叶轮组15、第一燃烧室16、涡轮静叶17和涡轮动叶18从左至右依次套合设置于涡喷主轴13上，其中所述压气动叶轮组14阵列设置有压气动叶，其中所述压气静叶轮组15阵列设置有压气静叶，所述压气静叶轮组15固定设置于涡喷壳体11内侧，所述第一燃烧室16固定设置于涡喷壳体11内部，所述涡轮静叶17固定设置于涡喷壳体11内侧，所述开合阻流板19设置于涡喷壳体11内部，所述开合阻流板19设置于涡喷主轴13右侧，所述第二燃烧室111设置于开合阻流板19右侧至涡喷可调尾喷管12左侧之间，所述旁通管路112圆周阵列设置于涡喷壳体11外侧，所述旁通管路112与涡喷壳体11内部相通；

在具体实施例中，低速巡航时，涡喷部分1通过在第一燃烧室16内的燃烧产生高温高压燃气，高温高压燃气排出第一燃烧室16后，带动涡轮动叶18进行转动，涡轮动叶18的转动带动涡喷主轴13进行转动，涡喷主轴13的转动带动压气动叶轮组14进行转动，压气动叶轮组14与压气静叶轮组15配合对进入涡喷部分1的气流进行加压，并输送至第一燃烧室16，同时燃烧产生的高温高压燃气通过燃气管道3输送至风扇部分2；在超音速阶段，开合阻流板19打开，第二燃烧室111进行工作，第二燃烧室111作为加力燃烧室进行燃烧工作，产生高温高压燃气，燃气通过涡喷可调尾喷管12加速，产生超音速气流向发动机后方喷射，为飞行提供动力；在3马赫左右时，涡喷部分1的旁通阀113开启，通过旁通管路112将部分气流直接引入第二燃烧室111，第二燃烧室111由加力燃烧室转变为冲压燃烧室，产生高超音速气流，为飞行提供动力。

其中所述风扇部分2用于低速飞行时将涡喷部分提供的高温高压燃气内能转换为机械能，为低速飞行提供主要推力，高速飞行时进行冲压燃烧提供部分推力，所述风扇部分2设置有进气道20、风扇主轴27、风扇28、风扇整流叶轮29、风扇内壳体210、径向涡轮211和第三燃烧室213，所述进气道20设置于风扇壳体22左端，所述风扇可调尾喷管23设置于风扇壳体22右端，所述风扇主轴27设置于风扇壳体22内部中心处，所述风扇28设置于风扇主轴27左端，所述风扇内壳体210设置于风扇壳体22内部，所述风扇整流叶轮29固定设置于风扇内壳体210左端，所述径向涡轮211设置于风扇内壳体210内部，所述径向涡轮211设置于风扇主轴27右端，所述第三燃烧室213设置于风扇内壳体210和风扇可调尾喷管23之间；

在具体实施例中，低速巡航时，通过燃气管道3将高温高压燃气输送至风扇内壳体210，进而使径向涡轮211进行转动，径向涡轮211的转动带动风扇主轴27进行转动，风扇主轴27的转动带动风扇28进行转动，由此产生低速巡航时的动力；在超音速阶段，风扇部分2的进气道20关闭，减少阻力，防止激波击碎风扇28；在3马赫左右时，根据当前空速，风扇部分2的进气道20开启一定开度，将高音速来流在进气道20中减速至亚音速，提供给后方的第三燃烧室213，第三燃烧室213作为冲压燃烧室开始工作，产生高超音速气流，为飞行提供动力。

其中所述燃气管道3用于将涡喷部分1的高温高压燃气输送至风扇部分2，所述燃气管道3一端设置于涡轮动叶18和开合阻流板19之间的涡喷壳体11上，所述燃气管道3另一端偏心设置于径向涡轮211外侧的风扇内壳体210上。

在具体实施例中，燃气管道3在低速巡航时将涡喷部分1产生的高温高压燃气输送至风扇部分2中的风扇内壳体210内。

在本发明中，所述第一燃烧室16为环形燃烧室，所述第一燃烧室16为主燃烧室，所述第一燃烧室16设置有进气孔161、固定杆162、第一喷油嘴163和第一点火器164，所述进气孔161阵列设置于第一燃烧室16内壁和外壁上，所述固定杆162圆周阵列设置于第一燃烧室16外侧，所述固定杆162一端设置于涡喷壳体11内侧，所述第一喷油嘴163圆周阵列设置于第一燃烧室16左端，所述第一点火器164设置于其中一个第一喷油嘴163的上方。

在具体实施例中，通过固定杆162将第一燃烧室16固定于涡喷壳体11内部，完成第一燃烧室16的固定，经压气动叶轮组14和压气静叶轮组15加压的气流，通过第一燃烧室16内壁和外壁上的进气孔161进入第一燃烧室16内部，通过第一喷油嘴163向第一燃烧室16内部喷射雾化燃油，雾化燃油与进入第一燃烧室16的气流混合，通过第一点火器164将雾化燃油点燃，燃油在第一燃烧室16中燃烧产生高温高压燃气，并向后排出，进行高温高压燃气的持续产生。

在本发明中，所述第二燃烧室111为加力燃烧室暨冲压燃烧室，所述第二燃烧室111由涡喷壳体11、开合阻流板19和涡喷可调尾喷管12构成腔体，所述第二燃烧室111设置有涡喷稳焰器110、第二喷油嘴114和第二点火器115，所述涡喷稳焰器110设置于开合阻流板19右侧，所述第二喷油嘴114圆周阵列设置于涡喷壳体11上，所述第二点火器115设置于其中一个第二喷油嘴114右侧。

在具体实施例中，开合阻流板19打开，气流进入第二燃烧室111的腔体内部，通过第二喷油嘴114向第二燃烧室111腔体内喷射雾化燃油，雾化燃油与进入第二燃烧室111的气流混合，通过第二点火器115将雾化燃油点燃，通过涡喷稳焰器110保证燃油燃烧的稳定性，燃油在第二燃烧室111的腔体中燃烧产生高温高压燃气，并向后排出，进行高温高压燃气的持续产生。

在本发明中，所述旁通管路112的数量为3~6个，所述旁通管路112上设置有旁通阀113，所述旁通管路112左端进气口设置于压气轮组中段外侧的涡喷壳体11上，所述旁通管路112右端出气口设置于第二燃烧室111中涡喷稳焰器110左侧的涡喷壳体11上。

在具体实施例中，旁通管路112上设置有旁通阀113，以控制旁通管路112的开合，旁通管路112开启时，将气流由压气轮组中段外侧的涡喷壳体11的进气口处引入，由第二燃烧室111中涡喷稳焰器110左侧的涡喷壳体11上的出气口处排出，实现为第二燃烧室111进行气流的输送。

在本发明中，所述进气道20设置有可变截面整流罩21、可调激波导流锥24、可调激波导流锥支架25和伸缩电机26，所述可变截面整流罩21设置于风扇壳体22左端，所述可调激波导流锥支架25设置于可变截面整流罩21内部，所述可调激波导流锥支架25外侧圆周阵列设置有支架杆251，所述支架杆251一端设置于可变截面整流罩21内侧，所述可调激波导流锥24设置于可调激波导流锥支架25左端，所述可调激波导流锥24内部右侧设置有螺孔241，所述可调激波导流锥24与可调激波导流锥支架25滑动连接，所述伸缩电机26固定设置于可调激波导流锥支架25内部，所述伸缩电机26左端设置有螺杆261，所述螺孔241与螺杆261螺纹连接。

在具体实施例中，通过可变截面整流罩21与风扇壳体22固定连接，实现进气道20的固定，通过支架杆251将可调激波导流锥支架25固定于可变截面整流罩21内部，通过可调激波导流锥支架25完成对可调激波导流锥24的支撑，通过可调激波导流锥支架25完成伸缩电机26的固定，通过伸缩电机26驱动螺杆261进行转动，螺孔241与螺杆261螺纹连接，通过螺杆261的转动带动可调激波导流锥24在可调激波导流锥支架25内的滑动，通过可调激波导流锥24的滑动与可变截面整流罩21进行配合，进行进气道20中进气口大小的控制。

在本发明中，所述第三燃烧室213为冲压燃烧室，所述第三燃烧室213由风扇壳体22、风扇内壳体210和风扇可调尾喷管23构成腔体，所述第三燃烧室213设置有风扇稳焰器212、第三喷油嘴214和第三点火器215，所述风扇稳焰器212设置于风扇内壳体210右侧，所述第三喷油嘴214圆周阵列设置于风扇壳体22上，所述第三点火器215设置于其中一个第三喷油嘴214右侧。

在具体实施例中，在3马赫左右时，进气道20开启一定开度，将高超音速来流减速至亚音速，提供给第三燃烧室213，气流进入第三燃烧室213腔体内部，与第三喷油嘴214喷出的雾化燃油进行混合，而后由第三点火器215进行点燃，由风扇稳焰器212保证燃油燃烧的稳定性，燃油在第三燃烧室213的腔体中燃烧产生高温高压燃气，并向后排出，进行高温高压燃气的持续产生。

在具体实施例中，所述第一点火器164、第二点火器115和第三点火器215为发热棒。

在本发明中，所述保温层4材料为气凝胶保温材料。

在具体实施例中，通过在燃气管道3外侧包覆保温层4，防止高温高压燃气在输送过程中能量的损失。

在本发明中，所述涡喷可调尾喷管12和风扇可调尾喷管23为可调拉瓦尔喷管。

在具体实施例中，通过可调拉瓦尔喷管对气流排出速度进行调节。

在本发明中，所述可调激波导流锥24形状左端为锥体，右端为圆柱，中间设置有圆弧进行过渡。

在本发明中，一个所述涡喷部分1可根据具体使用需求连接1~3个风扇部分2。

在具体实施例中，根据不同使用需求可以对一个涡喷部分1所配套安装的风扇部分2在1~3个内进行调整。

下面结合具体实施例，对本发明做进一步地描述，以更清楚地理解本发明。

本发明在工作时，在低速巡航时，涡喷部分1向风扇部分2提供高温高压燃气，通过燃气管道3进行输送，输送过程中通过保温层4实现高温的保持，由风扇部分2产生低速巡航时的动力；跨音速到超音速阶段，风扇部分2中进气道20中的可变截面整流罩21和可调激波导流锥24协同工作，将风扇部分2中的进气道20关闭，减小迎风阻力，防止激波击碎风扇28，同时，涡喷部分1将开合阻流板19打开，启动涡喷部分1的第二燃烧室111，此时第二燃烧室111为加力燃烧室，产生的燃气通过涡喷可调尾喷管12加速，产生超音速气流向发动机后方喷射，由涡喷部分1提供飞行的主要动力；在飞机推送至3马赫速度左右时，涡喷部分1的旁通阀113开启，部分气流由旁通管路112直接进入第二燃烧室111，此时第二燃烧室111由加力燃烧室转变为冲压燃烧室，产生高超音速气流，同时，可变截面整流罩21和可调激波导流锥24根据当前空速，开启一定开度，将高超音速来流在进气道20中减速至亚音速，提供给位于后方的第三燃烧室213，此时第三燃烧室213为冲压燃烧室，产生高超音速气流，为超高音速飞行提供动力。

虽然以上描述了本发明的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这些具体实施方式仅是举例说明，本领域的技术人员在不脱离本发明的原理和实质的情况下，可以对上述方法和***的细节进行各种省略、替换和改变。例如，合并上述方法步骤，从而按照实质相同的方法执行实质相同的功能以实现实质相同的结果则属于本发明的范围。因此，本发明的范围仅由所附权利要求书限定。

Claims (9)

1.一种大涵道比分体式变循环涡轮风扇发动机，其特征在于：包括涡喷部分（1）、风扇部分（2）、燃气管道（3）和保温层（4），所述涡喷部分（1）和风扇部分（2）各自独立，所述涡喷部分（1）和风扇部分（2）通过燃气管道（3）进行连接，所述涡喷部分（1）和风扇部分（2）与燃气管道（3）内部相通，所述保温层（4）套合设置于燃气管道（3）外侧；其中所述涡喷部分（1）用于低速飞行时向风扇部分（2）提供高温高压燃气，高速飞行时进行加力燃烧提供部分推力，所述涡喷部分（1）设置有涡喷壳体（11）、涡喷可调尾喷管（12）、涡喷主轴（13）、压气动叶轮组（14）、压气静叶轮组（15）、第一燃烧室（16）、涡轮静叶（17）、涡轮动叶（18）、开合阻流板（19）、第二燃烧室（111）和旁通管路（112），所述涡喷可调尾喷管（12）设置于涡喷壳体（11）右端，所述涡喷主轴（13）设置于涡喷壳体（11）内部中心处，所述压气动叶轮组（14）、压气静叶轮组（15）、第一燃烧室（16）、涡轮静叶（17）和涡轮动叶（18）从左至右依次套合设置于涡喷主轴（13）上，其中所述压气动叶轮组（14）阵列设置有压气动叶，其中所述压气静叶轮组（15）阵列设置有压气静叶，所述压气静叶轮组（15）固定设置于涡喷壳体（11）内侧，所述第一燃烧室（16）固定设置于涡喷壳体（11）内部，所述涡轮静叶（17）固定设置于涡喷壳体（11）内侧，所述开合阻流板（19）设置于涡喷壳体（11）内部，所述开合阻流板（19）设置于涡喷主轴（13）右侧，所述第二燃烧室（111）设置于开合阻流板（19）右侧至涡喷可调尾喷管（12）左侧之间，所述旁通管路（112）圆周阵列设置于涡喷壳体（11）外侧，所述旁通管路（112）与涡喷壳体（11）内部相通；

其中所述风扇部分（2）用于低速飞行时将涡喷部分（1）提供的高温高压燃气内能转换为机械能，为低速飞行时提供主要推力，高速飞行时进行冲压燃烧提供部分推力，所述风扇部分（2）设置有进气道（20）、风扇主轴（27）、风扇（28）、风扇整流叶轮（29）、风扇内壳体（210）、径向涡轮（211）和第三燃烧室（213），所述进气道（20）设置于风扇壳体（22）左端，所述风扇可调尾喷管（23）设置于风扇壳体（22）右端，所述风扇主轴（27）设置于风扇壳体（22）内部中心处，所述风扇（28）设置于风扇主轴（27）左端，所述风扇内壳体（210）设置于风扇壳体（22）内部，所述风扇整流叶轮（29）固定设置于风扇内壳体（210）左端，所述径向涡轮（211）设置于风扇内壳体（210）内部，所述径向涡轮（211）设置于风扇主轴（27）右端，所述第三燃烧室（213）设置于风扇内壳体（210）和风扇可调尾喷管（23）之间；

其中所述燃气管道（3）用于将涡喷部分（1）的高温高压燃气输送至风扇部分（2），所述燃气管道（3）一端设置于涡轮动叶（18）和开合阻流板（19）之间的涡喷壳体（11）上，所述燃气管道（3）另一端偏心设置于径向涡轮（211）外侧的风扇内壳体（210）上；

其中一个所述涡喷部分（1）可根据具体使用需求连接1~3个风扇部分（2）。

2.根据权利要求1所述的一种大涵道比分体式变循环涡轮风扇发动机，其特征在于：所述第一燃烧室（16）为环形燃烧室，所述第一燃烧室（16）为主燃烧室，所述第一燃烧室（16）设置有进气孔（161）、固定杆（162）、第一喷油嘴（163）和第一点火器（164），所述进气孔（161）阵列设置于第一燃烧室（16）内壁和外壁上，所述固定杆（162）圆周阵列设置于第一燃烧室（16）外侧，所述固定杆（162）一端设置于涡喷壳体（11）内侧，所述第一喷油嘴（163）圆周阵列设置于第一燃烧室（16）左端，所述第一点火器（164）设置于其中一个第一喷油嘴（163）的上方。

3.根据权利要求1所述的一种大涵道比分体式变循环涡轮风扇发动机，其特征在于：所述第二燃烧室（111）为加力燃烧室暨冲压燃烧室，所述第二燃烧室（111）由涡喷壳体（11）、开合阻流板（19）和涡喷可调尾喷管（12）构成腔体，所述第二燃烧室（111）设置有涡喷稳焰器（110）、第二喷油嘴（114）和第二点火器（115），所述涡喷稳焰器（110）设置于开合阻流板（19）右侧，所述第二喷油嘴（114）圆周阵列设置于涡喷壳体（11）上，所述第二点火器（115）设置于其中一个第二喷油嘴（114）右侧。

4.根据权利要求1所述的一种大涵道比分体式变循环涡轮风扇发动机，其特征在于：所述旁通管路（112）的数量为3~6个，所述旁通管路（112）上设置有旁通阀（113），所述旁通管路（112）左端进气口设置于压气轮组中段外侧的涡喷壳体（11）上，所述旁通管路（112）右端出气口设置于第二燃烧室（111）中涡喷稳焰器（110）左侧的涡喷壳体（11）上。

5.根据权利要求1所述的一种大涵道比分体式变循环涡轮风扇发动机，其特征在于：所述进气道（20）设置有可变截面整流罩（21）、可调激波导流锥（24）、可调激波导流锥支架（25）和伸缩电机（26），所述可变截面整流罩（21）设置于风扇壳体（22）左端，所述可调激波导流锥支架（25）设置于可变截面整流罩（21）内部，所述可调激波导流锥支架（25）外侧圆周阵列设置有支架杆（251），所述支架杆（251）一端设置于可变截面整流罩（21）内侧，所述可调激波导流锥（24）设置于可调激波导流锥支架（25）左端，所述可调激波导流锥（24）内部右侧设置有螺孔（241），所述可调激波导流锥（24）与可调激波导流锥支架（25）滑动连接，所述伸缩电机（26）固定设置于可调激波导流锥支架（25）内部，所述伸缩电机（26）左端设置有螺杆（261），所述螺孔（241）与螺杆（261）螺纹连接。

6.根据权利要求1所述的一种大涵道比分体式变循环涡轮风扇发动机，其特征在于：所述第三燃烧室（213）为冲压燃烧室，所述第三燃烧室（213）由风扇壳体（22）、风扇内壳体（210）和风扇可调尾喷管（23）构成腔体，所述第三燃烧室（213）设置有风扇稳焰器（212）、第三喷油嘴（214）和第三点火器（215），所述风扇稳焰器（212）设置于风扇内壳体（210）右侧，所述第三喷油嘴（214）圆周阵列设置于风扇壳体（22）上，所述第三点火器（215）设置于其中一个第三喷油嘴（214）右侧。

7.根据权利要求1所述的一种大涵道比分体式变循环涡轮风扇发动机，其特征在于：所述保温层（4）材料为气凝胶保温材料。

8.根据权利要求1所述的一种大涵道比分体式变循环涡轮风扇发动机，其特征在于：所述涡喷可调尾喷管（12）和风扇可调尾喷管（23）为可调拉瓦尔喷管。

9.根据权利要求5所述的一种大涵道比分体式变循环涡轮风扇发动机，其特征在于：所述可调激波导流锥（24）形状左端为锥体，右端为圆柱，中间设置有圆弧进行过渡。

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