CN1152667A - 移出式超扇发动机 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及的是一种民用航空喷气发动机,具体是移出式超扇发动机,由进气道、高、低压压气机、燃烧室、高、低压涡轮和尾喷管构成主机的现有技术结构,本发明的特征是将风扇从主机内移出后由多个小风扇代替,每个小风扇由辅涡轮驱动,在低压涡轮处设置有驱动辅涡轮的燃气分流装置。本发明由于设置有分流装置,将风扇移出,去掉了减速器,从而妥善地解决了现有ADP的四个关键问题,为超高涵道比发动机的实际应用开辟了光明的前景。
Description
本发明涉及一种民用航空喷气发动机,具体是移出式超扇发动机。
民用航空喷气发动机自问世以来已经历了三代,目前正在研制***。***为超高涵道比涡轮风扇发动机,可分为两大类:一类是桨扇发动机,涵道比为30-50;另一类为超扇发动机,涵道是10-20。桨扇发动机最为世界瞩目,但是由于噪音与安装问题未解决,现已停止研制。超扇发动机中以美国普惠(Prattgwhitney)公司研制的ADP(Advanced ducted Prop)进展较快,其性能:降低油耗,增加推力,降低噪音与排气污染已经证实。但是ADP还有以下四个技术关键没有解决:
1、减速器问题:由于ADP的风扇直径很大,风扇必须由低压涡轮通过减速器传动,否则风扇与低压涡轮不可能同时达到各自的最佳转速。但是轻重量,大功率减速器的可靠性问题尚未解决,这是ADP投入生产的首要关键。
2、重量问题:颤振是风扇叶片工作中的主要问题。解决颤振的最佳方案是采用宽弦叶片。但是宽弦叶片重量大,而且随风扇直径增加迅速增大,为了包容风扇叶片,短舱壁厚也随风扇直径迅速增加。因此,涵道比越高,短舱越重。低压涡轮级数随涵道比增加而增加。再加上减速器,ADP发动机低压部分(风扇、短舱、减速器、低压涡轮)重量随涵道比迅速增加,以至达到整个动力装置重量的2/3,因此大大抵消了函道比高的优势。
3、安装损失问题:短舱直径随风扇直径增加,安装损失相应增大,这又进一步抵消涵道比高的优势。
4、变距机构:ADP的涵道比高是依靠风扇增压比低实现的。地面起飞时,由于风扇增压比低,外涵喷管的膨胀比也低,喷管出口气流断面收缩很厉害。高空巡航时,由于速度冲压,风扇外涵膨胀比提高很多,外涵喷管出口气流收缩大大减小,因此风扇必须采用变距机构调节空气流量。ADP的风扇叶片质量大,大叶片的变距机构是否有效与可靠就成为第四个技术关键。为了减轻发动机重量,ADP利用反桨取代反推力装置,因此变距机构的可靠性更加重要。
以上四个技术关键突破之前,ADP是很难投入实际使用的。
本发明的目的就是针对ADP的技术关键提出了一种新型超扇发动机——移出式超扇发动机,它取消了ADP的大风扇及传动风扇用的减速器,设置燃气分流装置来驱动捆绑在主机上的辅涡扇,从而妥善地解决了ADP的四个关键技术问题。
本发明的技术方案是:由进气道、高、低压压气机、燃烧室、高、低压涡轮和尾喷管构成主机的现有技术结构,本发明是将风扇从主机内移出后代之以一级低压压气机,并由多个小风扇代替原大风扇,每个小风扇由辅涡轮驱动构成辅涡扇,它位于短舱内并捆绑在主机周围,在低压涡轮处设置有驱动辅涡轮的燃气分流装置。
本发明的燃气分流装置是由分流器、汇流器和分流管构成。分流器为薄壁盒式结构,其通道分为两部分,一部分连接在汇流器上,汇流器与分流管相连,分流管与辅涡扇的进气蜗壳连接,分流器的另一部分通向主机的低压涡轮的后面部分。
在上述技术方案中,本发明取消了ADP的大风扇及传动风扇用的减速器,在低压涡轮处设置燃气分流装置,通过该分流器放出大部分燃气,用来驱动多个辅涡轮,每个辅涡轮驱动一个小风扇构成了多个“辅涡扇”,“辅涡扇”捆绑在主机上。发动机推力主要由风扇产生。ADP的大风扇被取消以后,代之以一级低压压气机,其压比与大风扇的压比相同,置于发动机最前面,该级压气机保留变距机构。由于增加了一级低压压气机取代风扇,因此,发动机的总压比不变。
上述结构使本发明具有以下特点:
1、由于减速器被取消,与它有关的一切问题彻底解决;
2、ADP的大风扇由多个小风扇取代,ADP的大低压涡轮变为多个小涡轮。假设大小风扇及大小涡轮都几何相似,由3/2次方定律可知,风扇与涡轮的重量均将大幅度下降。设小风扇有16个,每个小风扇的流量为ADP大风扇外涵流量的1/16,而重量仅为
,所有小风扇重量之和为大风扇外涵部分的1/4。低压涡轮与此类似。
由于小风扇叶片质量仅为ADP大风扇叶片质量的数十分之一,为了包容风扇叶片所需短舱壁厚大大下降,短舱重量因此也大大下降。
综上所述,由于取消了减速器,风扇、短舱与低压涡轮的重量又减少了3/4,虽然增加了燃气分流***,本发明仍然比ADP轻得多。
3、本发明的迎风面积小于ADP的迎风面积。由于本发明的短舱壁比ADP的薄很多,同时辅涡扇短舱长度仅为ADP的1/3,因此,本发明的安装损失小于ADP的安装损失。
4、本发明的风扇叶片很轻,变距机构相应轻巧,而且在多个风扇中,一、两个变距机构失效,其危害性比ADP的变距机构失效要小得多。
5、本发明具有两个突出的优点,(1)由于低压部件(风扇、短舱、低压涡轮)小型化,发动机很轻,推重比在7以上,大大超过一般不加力涡轮风扇发动机水平,接近加力涡轮风扇发动机水平;(2)由于整机没有大质量的旋转零件,发动机的安全性大大改善。
6、低压转子转动惯量减小,加速性改善。
综上所述,本发明通过燃气分流,移出式超扇解决了ADP的全部技术关键,为超高涵道比发动机的实际应用开辟了光明的前景。其效益为:1、耗油率比普通涡扇下降(5-7)%;(2)推力增加(25-30);3、发动机噪音下降(5-10)分贝;4、排气污染减少15%;5、发动机推重比大于7。
下面结合附图详细描述。
首先对附图进行说明:
图1表示本发明的结构示意图;
图2表示图1的左视图;
图3表示燃气分流装置的结构示意图;
图4表示分流器的立体结构图;
图5表示汇流器的立体结构图。
参见图1、图2,本发明由主机(1)包括进气道(2)、燃烧室(3)、高压压气机(5)、低压压气机(4)、高压涡轮(7)、低压涡轮(6)和尾喷管(13)及辅涡扇(12)两大部分构成,本发明在低压涡轮(6)第一或第二级之后设置有燃气分流装置(8),图1中是在第二、三级之间设置燃气分流装置,并在主机(1)周围共设置有16个与燃气分流装置(8)联接的辅涡轮(10),每个辅涡轮(10)用来驱动一个小风扇(9),构成辅涡扇(12)位于短舱(11)内并捆绑在主机(1)的周围。本发明的燃气分流装置(8)的结构如图3所示,是由分流器(81)、汇流器(82)和分流管(即扩压管)(83)构成,分流器(81)为薄壁盒式结构,重量轻,刚度好,如图4所示,其通道分为两部分,一部分即由图中上面三个通道构成,通过固定座圈(84)用精密螺栓与螺钉连接在汇流器(82)上,汇流器(82)的结构如图5所示,每三个分流器(81)与一个汇流器(82)相连,汇流器(82)再与分流管即扩压管(83)相连,扩压管(83)与辅涡扇(12)的进气蜗壳相连,如图3所示,分流器(81)通道的另一部分即图4所示的最下面的通道通向主机(1)的低压涡轮(6)的后面部分,如图3所示。
其工作原理是:新鲜空气由进气道(2)吸入低压压气机(4),低压压气机(4)对空气进行压缩,温度提高到290℃左右,压力提高到7公斤/厘米2左右,然后进入高压压气机继续进行压缩,温度提高到600℃左右,压力提高了36Kg/cm2左右,然后进入燃烧室(3),航空煤油由喷咀喷入高温高压的空气中点着燃烧,将温度提高到1326℃左右,压力稍有降低(因为有流动损失),高压高温的燃气吹动高压涡轮(7)旋转,推动涡轮作功,高压涡轮(7)再驱动高压压气机(5)旋转,燃气在高压涡轮(7)中膨胀,压力、温度均下降,然后再进入低压涡轮(6),吹动低压涡轮(6)旋转,低压涡轮(6)则驱动低压压气机(4)旋转。燃气在低压涡轮(6)处经燃气分流装置(8)放出大部分燃气,即燃气经分流器(81),汇流器(82)和分流管(83)驱动辅涡轮(10)从而使小风扇(9)旋转对空气增压,增压后的空气由喷管喷出,高速喷出的空气对发动机产生反作用力—推力。大部分燃气由分流装置(8)放出以后,大约剩余8-10%的燃气进入低压涡轮(6)的后面部分,然后经由尾喷管排入大气。辅涡轮的后面也有一个小的尾喷管。
Claims (2)
1、一种移出式超扇发动机,是由进气道、高低压压气机、燃烧室、高、低压涡轮和尾喷管构成了现有主机技术结构,其特征是本发明将风扇从主机(1)内移出后代之以一级低压压气机(4),并由多个小风扇(9)代替原大风扇,每个小风扇(9)由辅涡轮(10)驱动构成辅涡扇(12)位于短舱(11)内并捆绑在主机(1)周围,在低压涡轮(6)处设置有燃气分流装置(8)。
2、根据权利要求1所述的移出式超扇发动机,其特征是燃气分流装置(8)是由分流器(81)、汇流器(82)和分流管(83)构成,分流器(81)为薄壁盒式结构,其通道分为两部分,一部分连接在汇流器(82)上,汇流器(82)与分流管(83)相连,分流管(83)与辅涡扇(12)的进气蜗壳连接,分流器(81)的另一部分通向主机(1)的低压涡轮(6)的后面部分。
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Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN101652556B (zh) * | 2007-04-04 | 2012-02-01 | 埃尔塞乐公司 | 用于喷气发动机的推力反向器 |
CN1779225B (zh) * | 2004-11-22 | 2013-01-16 | 通用电气公司 | 操作氧化剂***的方法和*** |
CN106368851A (zh) * | 2016-09-13 | 2017-02-01 | 中国民用航空飞行学院 | 一种多风扇推进装置 |
CN110294104A (zh) * | 2019-07-02 | 2019-10-01 | 刘璐 | 一种可垂直起降的高速隐身固定翼飞行器 |
CN112443423A (zh) * | 2020-11-24 | 2021-03-05 | 南京航空航天大学 | 一种气驱动涵道风扇喷气推进动力*** |
Family Cites Families (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2108046B1 (zh) * | 1970-09-29 | 1974-10-11 | Motoren Turbinen Union | |
CA1020365A (en) * | 1974-02-25 | 1977-11-08 | James E. Johnson | Modulating bypass variable cycle turbofan engine |
US4222235A (en) * | 1977-07-25 | 1980-09-16 | General Electric Company | Variable cycle engine |
US4222233A (en) * | 1977-08-02 | 1980-09-16 | General Electric Company | Auxiliary lift propulsion system with oversized front fan |
US4251987A (en) * | 1979-08-22 | 1981-02-24 | General Electric Company | Differential geared engine |
GB2074654A (en) * | 1980-04-16 | 1981-11-04 | Rolls Royce | Remote power system for aircraft |
US4446696A (en) * | 1981-06-29 | 1984-05-08 | General Electric Company | Compound propulsor |
DE4009223A1 (de) * | 1990-03-22 | 1991-09-26 | Mtu Muenchen Gmbh | Propfan-turbotriebwerk |
-
1995
- 1995-12-20 CN CN95112599A patent/CN1105827C/zh not_active Expired - Fee Related
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN1779225B (zh) * | 2004-11-22 | 2013-01-16 | 通用电气公司 | 操作氧化剂***的方法和*** |
CN101652556B (zh) * | 2007-04-04 | 2012-02-01 | 埃尔塞乐公司 | 用于喷气发动机的推力反向器 |
CN106368851A (zh) * | 2016-09-13 | 2017-02-01 | 中国民用航空飞行学院 | 一种多风扇推进装置 |
CN110294104A (zh) * | 2019-07-02 | 2019-10-01 | 刘璐 | 一种可垂直起降的高速隐身固定翼飞行器 |
CN112443423A (zh) * | 2020-11-24 | 2021-03-05 | 南京航空航天大学 | 一种气驱动涵道风扇喷气推进动力*** |
CN112443423B (zh) * | 2020-11-24 | 2022-04-05 | 南京航空航天大学 | 一种气驱动涵道风扇喷气推进动力*** |
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