[發明專利]富氧強化渦扇航空航天發動機

在審

• 申請號: 202011016484.0
• 申請日: 2020-09-24
• 公開（公告）號: CN111997759A
• 公開（公告）日: 2020-11-27
• 發明（設計）人: 楊衛民;王天奇;張超;左夏華;閻華;王宇航;何其超;丁玉梅
• 申請（專利權）人: 北京化工大學
• 主分類號: F02C3/22
• 分類號: F02C3/22;F02C3/06;F02K3/06
• 代理公司: 暫無信息
• 代理人: 暫無信息

本發明公開一種富氧強化渦扇航空航天發動機，由風扇、低壓壓氣機、中壓壓氣機、高壓壓氣機、環形燃燒室、高壓渦輪、中壓渦輪、低壓渦輪、內涵道尾噴口、外涵道尾噴口、后支撐架、富氧裝置、發動機機身以及尾翼組成，本發明發動機是在原有渦扇航空航天發動機基礎上增設了富氧裝置，該富氧裝置由富氧空氣收集腔、富氧空氣徑向導管、富氧空氣聚集槽以及富氧空氣反向輸送環管組成，將遠離涵道軸心的富氧空氣引入內涵道經過壓氣機進入燃燒室，供航空燃料高效燃燒使用，從而實現高空稀薄空氣環境下氧氣的高效利用，可有效提升飛行器的飛行高度。本發明富氧強化渦扇航空航天發動機，不僅可以運用做民航飛機航空發動機，也可用做戰斗機嵌入式航空發動機。

技術領域

本發明屬于能源動力及航空航天領域，涉及富氧強化渦扇航空航天發動機。

背景技術

渦輪風扇發動機，又稱“渦扇發動機”。是指由噴管噴射出的燃氣與風扇排出的空氣共同產生反作用推力的燃氣渦輪發動機。由壓氣機、燃燒室、高壓渦輪(驅動壓氣機)、低壓渦輪(驅動風扇)和排氣系統組成。其中前3部分稱為“核心機”，由核心機流出的燃氣中的可用能量，一部分用于帶動低壓渦輪以驅動風扇，一部分在噴管中用以加速噴出的燃氣。涵道比與耗油率關系密切。

渦扇發動機的優點為：推力大、推進效率高、噪音低、燃油消耗率低，飛機航程遠。渦扇發動機的缺點為：風扇直徑大，迎風面積大，因而阻力大，發動機結構復雜，設計難度大。

第一代渦輪風扇發動機誕生于20世紀50年代末。經過六十多年的發展，以航空渦扇發動機為代表的航空燃氣渦輪發動機已經具備較高的技術水平。但是，由于大氣密度和氧氣量隨著高度的增加而減少，以空氣作為氧化劑的此類發動機推力下降，推進的飛機不能飛得太高太快。

公開號為CN 105841193 B的發明專利《兩種航空航天渦扇發動機》提出了針對航空渦扇發動機的工作高度有限，通過設置進氣道富氧氣噴注組件，延用現有航空渦扇發動機的主體結構，采用兩種有聲腔和隔板再生冷卻式加力燃燒室，使得航空渦扇發動機可變成在任何高度工作的兩種航空航天渦扇發動機。該方案在一定程度上改善了渦扇發動機受高空限制這一缺陷，但仍需要在工作時攜帶過氧化氫等制氧物質。

研發既能充分吸收大氣中氧氣進行燃燒，又能在任何高度工作，而且無需攜帶制氧劑的渦扇發動機是市場的現實需求。

發明內容

針對地球大氣層由于重力作用，高空氧氣稀薄，導致飛機飛行高度受限且燃料不能充分燃燒的問題，本發明新型航空發動機創新提出利用扇頁高速旋轉離心作用，使進入涵道的空氣按照相對分子質量分層，從渦扇軸心向外形成徑向氧氣濃度遞增的梯度分布，外涵道為富氧層而內涵道為富氮層。

現有渦扇發動機是將富氮空氣引入燃燒室，而將富氧空氣通過外涵道排放，是燃燒不充分和飛行高度受限問題的根源。本發明通過創新結構設計，將遠離涵道軸心的富氧空氣引入內涵道，經過壓氣系統進入燃燒室，使靠近軸心的富氮空氣向外涵道遷移，從而實現高空稀薄空氣環境下氧氣的高效利用，顯著提升燃料的燃燒效率和飛機的高空性能。

為實現上述功能，本發明采用的技術方案如下：富氧強化渦扇航空航天發動機，由風扇、低壓壓氣機、中壓壓氣機、高壓壓氣機、環形燃燒室、高壓渦輪、中壓渦輪、低壓渦輪、內涵道尾噴口、外涵道尾噴口、后支撐架、富氧裝置、發動機機身以及尾翼組成，其中風扇、低壓壓氣機、中壓壓氣機、高壓壓氣機、環形燃燒室、高壓渦輪、中壓渦輪、低壓渦輪、內涵道尾噴口、外涵道尾噴口、發動機機身以及尾翼為傳統渦扇發動機現有裝置，風扇位于發動機頭部，風扇前端為發動機進氣口；風扇后側為壓氣系統，壓氣系統由低壓壓氣機、中壓壓氣機、高壓壓氣機依次排列構成；高壓壓氣機后側設置環形燃燒室；環形燃燒室后側為渦輪系統，渦輪系統依次由高壓渦輪、中壓渦輪、低壓渦輪構成；內涵道貫穿壓氣系統(低中高)、燃燒室、渦輪系統(高中低)，最后到達發動機尾翼處，內涵道末端為內涵道尾噴口；在壓氣系統(低中高)、燃燒室、渦輪系統(高中低)外側與發動機機身之前為外涵道，外涵道末端為外涵道尾噴口，內涵道尾噴口與外涵道尾噴口內外相互平行，都位于發動機機身的尾端。