[發明專利]一種變循環發動機

有效

• 申請號: 201911396822.5
• 申請日: 2019-12-31
• 公開（公告）號: CN111042918B
• 公開（公告）日: 2021-08-03
• 發明（設計）人: 羅輝
• 申請（專利權）人: 羅輝
• 主分類號: F02C3/14
• 分類號: F02C3/14;F02C3/06;F02K7/14
• 代理公司: 暫無信息
• 代理人: 暫無信息

本發明提供了一種變循環發動機，包括分別獨立的第一燃燒室、第二燃燒室和第三燃燒室，第一燃燒室為核心燃燒室，第二燃燒室位于高壓渦輪的外側，第二燃燒室燃燒的熱膨脹氣流流經低壓渦輪后端外徑最大的葉片，第三燃燒室位于第二燃燒室外側，采用超燃沖壓燃燒室，第一燃燒室、第二燃燒室和第三燃燒室采用低壓蒸發器輔助燃燒，通過調節第一燃燒室、第二燃燒室和第三燃燒室的油量供給來調節發動機渦輪與壓氣機熱力循環配比，避免了發動機喘振的發生，轉渦輪工作溫度原來不可控為可以隨時主動調控，大幅提高了發動機升限和最高速度。能夠在減少零件和重量的情況下一機同時整合了渦輪風扇發動機和超燃沖壓發動機為一體。

技術領域

本發明涉及軸流式發動機技術領域，具體為一種變循環發動機。

背景技術

如圖1所示，現有的普通軸流式渦輪風扇發動機設計結構，核心燃燒室10中經燃燒后的高壓氣流先推動兩層高壓渦輪，高壓渦輪聯動高壓壓氣機轉動，再經過低壓渦輪，低壓渦輪聯動低壓風扇轉動，后面是加力燃燒室20。其原理是通過核心燃燒室10中的燃料燃燒使進入發動機的空氣膨脹，膨脹氣流一部分動能直接是發動機輸出力量，另一部分動能推動渦輪，而渦輪帶動壓縮機和風扇，使外部空氣不斷地流入發動機參與燃燒、降溫、使更多的空氣被加速排出，從而獲得另一部分輸出力量。

現有的發動機存在以下問題：1.如果需要提高發動機輸出功率，只能在核心燃燒室10和加力燃燒室20進行加油，在核心燃燒室10中加油過多過猛會導致燃燒室溫度大幅提高，渦輪材料難以承受。2.由于渦輪與壓氣機工作匹配關系固定，導致發動機不能適宜飛行過程中出現的高低速巨大風壓變化，發動機喘振難以避免。3.在加力燃燒室20加油會導致燃油熱動轉換比極大地減低(油耗大)，渦輪室氣流阻塞減緩，導致渦輪溫度繼續升高，渦輪室氣流減緩導致渦輪輸出功率減小，進而導致壓氣機功率下降和風扇功率下降，直接導致發動機整體氣流量下降風阻升高。總之，現有渦輪風扇發動機設計，發動機功率調整潛力小油耗高而性能不穩定，不適應多變的飛行環境。

發明內容

鑒于現有技術中所存在的問題，本發明提供了一種變循環發動機，采用的技術方案是，包括分別獨立的第一燃燒室、第二燃燒室和第三燃燒室，第一燃燒室為核心燃燒室，第二燃燒室位于高壓渦輪的外側，第二燃燒室燃燒的熱膨脹氣流流經低壓渦輪后端外徑最大的葉片，第三燃燒室位于第二燃燒室外側，采用超燃沖壓燃燒室，第一燃燒室、第二燃燒室和第三燃燒室采用低壓蒸發器輔助燃燒，通過調節第一燃燒室、第二燃燒室和第三燃燒室的油量供給來調節發動機渦輪與壓氣機熱力循環配比。

作為本發明的一種優選技術方案，高壓渦輪外側的風扇涵道中設有兩個環形涵道，第二燃燒室和第三燃燒室分別位于該兩個獨立的涵道中。

作為本發明的一種優選技術方案，第二燃燒室所在的涵道采用前小后大的放口結構。

作為本發明的一種優選技術方案，第三燃燒室所在的涵道為直通的超燃涵道。

作為本發明的一種優選技術方案，第一燃燒室、第二燃燒室和第三燃燒室采用三套獨立的熱動循環系統，由電腦程控系統根據飛行機師現場指令和飛行數據單獨操作每個燃燒室供油量。

作為本發明的一種優選技術方案，第一燃燒室、第二燃燒室和第三燃燒室的供油采用中心可以噴氣的離心噴油嘴。

本發明的有益效果：本發明中，把原來的定循環壓縮比設計改成變循環壓縮比設計，使發動機高低壓渦輪能夠以最佳調配功率比適應不同速度、不同高度、飛行員不同要求、更為激烈的操作，避免了發動機喘振的發生，轉渦輪工作溫度原來不可控為可以隨時主動調控，大幅提高了發動機升限和最高速度。不需要發動機入氣道的調風量裝置，能夠在減少零件和重量的情況下一機同時整合了渦輪風扇發動機和超燃沖壓發動機為一體。

附圖說明

圖1為傳統渦輪風扇發動機的剖面結構示意圖；

圖2為本發明變循環發動機的剖面結構示意圖。