[發明專利]用于航空動力領域的渦扇發動機核心機

在審

• 申請號: 202210351255.7
• 申請日: 2022-04-02
• 公開（公告）號: CN114718727A
• 公開（公告）日: 2022-07-08
• 發明（設計）人: 楊京生;張永立;馬榮
• 申請（專利權）人: 楊京生;張永立
• 主分類號: F02C3/04
• 分類號: F02C3/04;F02C7/00;F01D25/30;F01D25/24
• 代理公司: 北京之于行知識產權代理有限公司 11767
• 代理人: 羅延紅

本發明屬于發動機技術領域，提供一種用于航空動力領域的渦扇發動機核心機，其包括：靜置的主軸(12)、旋轉機匣(09)、中置燃燒室(07)和渦燃一體的高壓渦輪(08)。采用本發明提供的航空動力領域的渦扇發動機核心機，與現役航空發動機的工作機制迥然不同，動力傳送由軸輸出變為機匣輸出，結構重量得以輕量化。此外，中置燃燒室提供的穩定的亞聲速燃燒與收斂式氣道的超聲速氣流混合形成的高溫高速燃流，為實現超燃或旋轉爆震提供了條件，達到用提高渦輪前速度取代用提高渦輪前溫度驅動高壓渦輪的目的。在此基礎上，三燃燒室的構型也提高了發動機的整機推重比。

技術領域

本發明涉及發動機技術領域，尤其涉及一種用于航空動力領域的渦扇發動機核心機。

背景技術

渦輪噴氣式發動機是廣泛應用于航空領域的動力裝置。

迄今為止，國內外的所有航空噴氣發動機均由風扇、壓氣機、燃燒室和高壓渦輪等幾大部件組成。但工作的方式，均為動力的輸出是在燃氣作用下，靠燃氣渦輪聯動主軸上的壓氣機進行工作的來產生推力，而提高發動機工作效率的主要方法，就是千方百計提高渦輪前溫度。然而渦輪前的溫度嚴重受制于渦輪材料的耐高溫水平，所以各國研制航空發動機相互拼搏的就是渦輪材料的耐高溫材料和制備工藝水平。

發明內容

本發明實施例提供一種用于航空動力領域的渦扇發動機核心機，以使得渦扇發動機核心機的重量得以輕量化，并且降低航空發動機的制造成本。

本發明實施例提供一種用于航空動力領域的渦扇發動機核心機，包括：靜置的主軸、旋轉機匣、中置燃燒室和渦燃一體的高壓渦輪。

可選地，所述主軸位于所述渦扇發動機核心機的中央，并且自所述渦扇發動機核心機的進氣端向后由細到粗呈階梯狀。

可選地，所述旋轉機匣置于所述主軸的外圍，所述主軸上還固定安裝有氣流分流器，所述氣流分流器將所述旋轉機匣分隔為其與所述渦扇發動機核心機的進氣端之間的壓氣機段和其與所述高壓渦輪之間的加速器段。

可選地，所述壓氣機段由多級安裝有轉子葉片的單體機匣串列而成，所述加速器段由數級裝有轉子葉片的單體機匣串列而成；壓氣機段與加速器段共同組成旋轉機匣，

在所述主軸上固定安裝有與所述旋轉機匣內的轉子一一對應設置的靜子，并且所述加速器段內的轉子與靜子葉片的后緣呈收斂型的結構。

可選地，所述用于航空動力領域的渦扇發動機核心機還包括：收斂式氣道，其中，所述收斂式氣道的一側與所述旋轉機匣連接，所述收斂式氣道的另一側與所述高壓渦輪連接；所述中置燃燒室的高溫燃氣出口與所述收斂式氣道的出口和所述高壓渦輪的超燃/爆震室的入口相對應。

可選地，所述中置燃燒室設置在所述主軸內，根據所述渦扇發動機核心機應用的機型不同，所述中置燃燒室的構型可為單筒結構、多筒結構或環型結構。

可選地，所述高壓渦輪中部的尾錐是向內凹陷的內陷式尾錐，所述高壓渦輪還設置有超燃/爆震室；所述高壓渦輪是用3D打印技術，將所述超燃/爆震室、高壓渦輪和所述內陷式尾錐三合一的整體結構。

可選地，根據所述渦扇發動機核心機應用的機型不同，所述內陷式尾錐可以是封閉的，也可以是開口的；當采用環型的中置燃燒室時，所述內陷式尾錐的中央為開口狀，并且由所述環型的中置燃燒室的中部向所述內陷式尾錐的開口延伸出一根蒸發式燃油管。

可選地，所述高壓渦輪的葉片是中空結構，冷卻空氣從所述中空結構中間經過，最終匯聚于所述內陷式尾錐內。

本發明實施例提供的渦輪風扇發動機核心機具有以下突出的有益效果：

1、與現役航空發動機的工作機制迥然不同，通過設置靜止不動的主軸，從而形成了中置的燃燒室、渦燃一體的高壓渦輪和旋轉機匣這一特殊的結構，將動力傳送由軸輸出變為機匣輸出，使得結構重量得以輕量化。