環形噴氣式雙轉子渦扇航空發動機的制作方法
【技術領域】
[0001] 本發明涉及一種渦輪航空發動機，且更具體地涉及一種環形渦扇航空發動機的系 統結構。
【背景技術】
[0002] 航空發動機的研制和發展是一項涉及空氣動力學、材料、工程物理、機械、電子、密 封、自動化控制等綜合性系統工程。航空發動機的結構導致它具有高溫、高壓、高轉速、高負 荷等特點。目前先進燃氣輪機渦輪進口燃氣溫度已經超過了 1700°C，并進一步邁向2100°C 甚至更高的溫度。壓氣機增總壓比達到40+的。渦輪葉片葉尖的線速度達到2000公里/ 時而它的葉片有3米多長。如此高溫高負荷下，改善發動機整體結構是一條重要的發展方 向。
[0003] 世界上最先進的渦輪發動機，如遭遇鳥擊，飛鳥被吸入渦輪風扇，使得發動機扇葉 變形或者卡住，致使發動機停機乃至起火，極易導致飛機失速墜毀。飛機在起飛和降落過程 中最易發生鳥擊。每年都會有鳥擊事故發生，有超過十多億美元的直接經濟損失。
[0004] 用于航空燃氣渦輪的渦輪葉片由于運行在高溫氣體中。外表面暴露在高溫氣 體內，所以為了防止渦輪葉片過熱，要在其內側或內部流通冷卻劑，從內側或內部對渦輪 葉片進行冷卻。將冷卻劑輸送到渦輪轉子葉片或輪葉上是燃氣渦輪機設計中的一個重 要問題，且因此已提出了實現冷卻劑輸送的許多不同的系統和方法。舉例來說美國專利 No. 5, 226, 785論述了使用導流器和葉輪來輸送葉片冷卻流，而美國專利No. 5, 317, 877論 述了使已抽取空氣穿過換熱，并且穿過環狀空間將空氣輸送到轉子上，其中使用葉輪將空 氣泵送直至渦輪葉片入口。在任何情況，在當前的渦輪葉片冷卻系統中，冷卻渦輪葉片所需 的冷卻空氣量均為用于給定機器的總附加氣流的大約30%至40%。因此，渦輪葉片冷卻劑 輸送方法的任何提高都可對機器的性能產生較大的改善。
[0005] 機匣必須有足夠的強度，在高轉速時包容任何一個斷裂或脫落的葉片，機匣沒有 發生較大的破裂和嚴重變形。受外物撞擊損傷（F0D)、高周疲勞（HCF)和低周疲勞（LCF)影 響，不可避免地出現葉片斷裂。因此須對機匣進行可靠性設計，以避免發動機受損后的二次 傷害。
【發明內容】
[0006] 本發明是為了克服上述現有技術不足，提供了一種大推重比、超高速的航空發動 機，用以解決推重比小，渦輪發動機無法進行超高速飛行（當飛行馬赫數大于4(M>4)時， 壓氣機增壓氣流反而是不利的），吸鳥及異物進入對發動機的影響，渦輪冷卻及機匣強度等 問題。本發明為實現上述目標，采用如下技術方案：
[0007] 本發明提供一種渦扇航空發動機的核心機，其發動機本體是空心的渦扇航空發動 機。結構如附圖所示。由前到后依次為：進氣保護、進口導流葉片、風扇、低壓壓氣機、高壓 壓氣機、燃燒室、高壓渦輪、低壓渦輪以及適用于本發明的渦輪葉片冷卻系統。注：渦扇發動 機結構部分不在進行描述。中心涵道貫通整個渦輪發動機，風扇扇葉向中心延伸。其效果 是防止弓形激波的形成對沖壓發動的氣動參數造成破壞。中心涵道后部具有可控喉部用來 控制通過中心涵道氣流的流量。喉部前端的喉式短扇葉用來控制中心涵道氣流旋轉以及對 進入中心涵道進氣口的冷卻劑進行過濾。中心涵道進氣口為冷卻劑進氣口，它在短扇葉之 間。進氣口進入的冷卻劑經過渦輪軸時再次增壓，泵送給渦輪，對渦輪進行冷卻。隔離段后 端為燃燒室部分（中心涵道排氣部分），是波瓣形噴管。噴管中含有燃油噴嘴，點火器及火 焰穩定器等沖壓發動機所需的必要部件。
[0008] 風扇外緣及渦輪輪緣裝有滾動軸承或磁力軸承與電磁裝置。風扇、渦輪可以使用 帶冠輪盤，輪盤外徑使用滾動軸承或磁力軸承進行支撐，對離心力進行抑制可以有效改善 材料的剛性要求。但是相應加大了軸承的可靠性和精密性。使轉子對葉片的拉力變為對滾 動軸承或磁力軸承的壓力。改善風扇設計氣動參數。減少離心力對榫頭榫槽的剛性要求， 也改善了在發生FOD、HCF、LCF對機匣包容性的破壞。
[0009] 中心涵道入口（即沖壓發動機進氣口處）有風扇扇葉向中心延伸，喉式短扇葉為 尾端收口形葉片。注：若旋轉方向為順時針則喉式短扇葉為逆時針制造。風扇扇葉向中心 延伸其效果是防止弓形激波的形成，尾端喉式短扇葉增加冷卻劑進口壓力。由于實際氣流 的黏性會導致進入氣體旋轉，可在中心涵道表壁形成氣膜，以隔絕氣動加熱。
[0010] 可控喉部是控制喉部開口部分氣流通過面積大小的部件。可控喉部是分為擴壓段 與隔離段，其效果是擴壓段對中心涵道進行擴壓，隔離段在啟動沖壓發動機時的隔離，不使 用沖壓發動機時對渦輪發動機排氣進行冷卻。
[0011] 喉式短扇葉構造成用以清潔抽取空氣的清潔裝置。其效果是對進入的異物，清潔 裝置要對其進行過濾。利用離心力將水、冰等物通過短扇葉剝離進氣口，如進入冷卻系統， 區域溫度過低，膨脹差異對渦輪易造成不可逆的損傷。
[0012] 尾部壓氣機具有進氣閥門對所進入的已濾空氣進行控制，而排氣口也存在閥門對 空氣流量進行控制。其效果當采用沖壓發動機工作時，渦輪發動機不工作時，減少空氣損 失。
[0013] 低壓轉子軸尾部具有壓氣扇葉和氣室與尾錐組成尾部壓氣機結構。其效果是對進 入的空氣進行增壓，氣室可存少量高壓空氣，維持壓力平穩，為渦輪冷卻提供冷卻劑。
[0014] 渦輪冷媒排放系統，有氣室、渦輪盤傾斜氣孔、閥門。其效果是從渦輪冷卻后排出 的氣體有釋放空間。可大量引入冷卻空氣對渦輪進行冷卻。冷卻后氣體排出到外涵道或尾 錐排氣，當壓力達到一定值時可引入到空調系統當中。而沖壓發動機工作時，閥門是關閉 的，減少擴壓損失。
[0015] 前端風扇外緣及渦輪輪緣裝有磁力軸承或滾動軸承與機匣上軸套組成配對，軸套 布有電路，產生高頻電壓。其效果是用來檢測與控制發動機轉速。如設計合理，可以用來發 電。
[0016] 喉部前端喉式短扇葉，葉身為網狀結，葉片高度小于中心涵道直徑的10%，且高度 向后端增高。其效果是改善中心涵道氣流轉速，剝離異物從收口排出，保持進氣口清潔。
【附圖說明】
[0017] 圖1是本發明的環形噴氣式雙轉子渦扇航空發動機整體結構示意圖
[0018] 圖2是本發動機風扇正視圖
[0019] 圖3是本發動機渦輪及冷卻進口剖面圖
[0020] 附圖標記說明
[0021] 1進氣保護，2進氣導流葉，3風扇，4外涵道，5中心涵道，6低壓壓氣機，7高壓壓氣 機，8環形燃燒室，9高壓渦輪，10低壓渦輪，11喉式短扇葉，12中心涵道進氣口，13尾錐，14 排氣整流（或加力燃燒室），15可控喉部，16磁力軸承，17波瓣形噴管，18傾斜氣孔，19尾 部壓氣機。