自驱动外涵道环形扇叶压缩装置的制作方法

本实用新型涉及涡扇发动机涵道比连续调节的装置，尤其涉及涡扇发动机外涵道扇环压缩装置。

背景技术：

下一代航空燃气涡轮风扇发动机的一个典型要求是变循环。变循环发动机通过改变某些部件的几何形状、尺寸和位置而实现增压比、流量和涵道比等循环参数的改变，使发动机在各种工作状态下具有最优性能，从而对飞机的飞行高度和马赫数等具有良好的适应性。

thomas等人的美国实用新型专利us4043121，题目是“双转子可变循环发动机”，公开了一种带叶尖风扇(flade)的发动机，通过调节叶尖风扇外部涵道中的可调导叶来控制空气流量，实现发动机循环的可变性。

在美国专利us005809772a中，公开了一种带核心机驱动风扇(cdfs)构型的双外涵变循环发动机。与常规单涵道涡扇发动机在结构上的主要区别是将风扇分为前/后两部分，前段风扇由低压涡轮轴驱动，后段风扇连在高压轴上，后段风扇即是核心机驱动风扇，前/后风扇各有一个外涵道。通过前段风扇后涵道内的模式选择阀门和cdfs后涵道的前置面积可调引射器(vabi)调节使发动机在宽广的工作范围内都具有最佳的涵道比。

美国专利us20100180572a1中，公开了同时带cdfs和flade构型的三外涵涡轮风扇发动机，第三外涵中的叶尖风扇由内涵道风扇叶片直连驱动，设置在发动机前端。中国专利cn1619129a公开了带尾部flade叶尖风扇的发动机，其中flade叶尖风扇与低压涡轮动叶或自由涡轮叶片连接，设置在发动机后端。这类型三外涵涡轮风扇发动机也被称为自适应循环发动机，或智能发动机。在双外涵变循环发动机基础上增加的第三外涵道，该流路不仅可以增大发动机的涵道比调节范围，优化进气道/发动机的流量匹配，还可用于高能武器热管理和隐身等作用。

由于外涵道flade叶尖风扇与内部涵道叶片采用直连方式，为发动机设计带来了诸多不利：其一是叶片强度设计困难，限制了叶片的切线速度选择；其二是耦合连接使控制系统更复杂，调节的自由度变小，不利于发动机工作范围的扩大；其三是各个涵道的性能不能兼顾，极大地限制了多涵道发动机发挥变循环优势。

技术实现要素：

本实用新型的目的在于避免现有技术的不足提供一种采用电机转子和扇环转子叶片一体化设计，结构紧凑、控制机制独立、与内涵道系统机械解耦，且调节自由度大的电磁驱动的外涵道环形扇叶压缩系统。

为实现上述目的，本实用新型采取的技术方案为：一种自驱动外涵道环形扇叶压缩装置，包括发动机的内涵道，设置于所述内涵道外侧的涵道为第三外涵道，在第三外涵道内的进口导流叶片和静子叶片之间设有旋转构件，旋转构件通过转盘轴承设置在第三外涵道的涵道机匣上。

进一步的，所述的旋转构件包括环形支撑架，环形支撑架具有内、外壁，在环形支撑架内壁上设有扇叶，在环形支撑架外壁上设有电磁装置；环形支撑架通过一对转盘轴承设置在第三外涵道的外机匣上，与所述电磁装置对应的外机匣上还设有电机静子；所述电磁装置与电机静子的磁极均沿周向阵列排布，电磁装置与电机静子的极性相反。

进一步的，所述的转盘轴承的轴承间隙小于叶尖间隙，叶尖间隙指扇叶与第三外涵道的内机匣间隙。

进一步的，所述的旋转构件包括环形支撑架，环形支撑架具有内、外壁，在环形支撑架内壁上设有电磁装置，在环形支撑架外壁上设有扇叶；环形支撑架通过一对转盘轴承设置在第三外涵道的内机匣上，与所述电磁装置对应的内机匣上还设有电机静子，所述电磁装置与电机静子的磁极均沿周向阵列排布，电磁装置与电机静子的极性相反。

进一步的，所述的转盘轴承的轴承间隙小于叶尖间隙，叶尖间隙指扇叶与第三外涵道的外机匣间隙。

进一步的，所述的电磁装置为永磁体或电机转子线圈。

进一步的，所述的转盘轴承为圆柱滚子轴承。

进一步的，所述的导流叶片配合旋转构件转速进行安装角度调整，使旋转构件的扇叶获得最佳的来流攻角。

进一步的，所述的旋转构件与机匣之间的间隙设有篦齿，所述的篦齿封严降低空气泄漏流动。

进一步的，所述的第三外涵道的流量在0～60％整机流量的范围内变化；所述第三外涵流量为0时，第三外涵处于关闭状态，此时飞机处于超声速巡航或机动状态；当第三外涵流量为60％整机流量时，发动机处于大涵道比的状态，即飞机处于亚音巡航状态。在实际飞行中，可以通过调节第三外涵流量来使得发动机满足工作性能要求。

本实用新型的有益效果是：与传统的外涵道flade叶尖风扇不同，本实用新型采用了电机转子和扇环扇叶一体化设计，形成了带电机独立驱动的外涵道扇环压缩系统，具有结构紧凑、控制机制独立、与内涵道系统机械解耦等特点，能够实现发动机涵道比的大范围连续调节，有效优化发动机与进气道的匹配，减小甚至消除溢流阻力，大大扩大涡轮风扇发动机的工作范围，适用于性能要求高、工作范围广、工作模式多的多涵道燃气涡轮风扇发动机、变循环燃气涡轮风扇发动机、自适应循环发动机和智能发动机，能更大地发挥出这类型发动机的变循环优势。

同时，本实用新型采用了核心机驱动风扇(cdfs)+独立驱动的第三外涵扇环结构，实现了独立电机驱动，从而控制机制独立，具有更大调节自由度；不增加内涵道叶片的设计难度；可根据发动机的结构布局特征，设置于外涵道中的不同轴向位置，实现结构布局优化。也实现了多种工作模式选择，能够满足飞机在亚声速巡航、跨声速加速和超声速巡航等多工况下对发动机高性能要求。在飞机亚声速巡航等低功率状态，发动机模式选择阀门和前/后可调面积涵道引射器均打开，第三外涵道扇环工作在高转速工况，发动机以大涵道比状态运行，此时发动机推进效率较高、燃油消耗率较低。在飞机爬升、加速和超声速飞行的高功率工况下，发动机关小各个vabi，促使更多空气进入到核心机内，自适应循环发动机运行在推力优先状态。

附图说明

图1是具备本实用新型的自适应变循环发动机总体结构示意图；

图2是图1中发动机总体结构的前部放大结构示意图；

图3是图1中发动机总体结构的后部放大结构示意图；

图4是本实用新型实施例1的结构示意图；

图5是实施例1中环形支撑架、扇叶和电磁装置的组成结构示意图；

图6是本实用新型实施例2的结构示意图；

图7是实施例2中环形支撑架、扇叶和电磁装置的组成结构示意图。

具体实施方式

以下结合附图对本实用新型的原理和特征进行描述，所举实例只用于解释本实用新型，并非用于限定本实用新型的范围。

实施例1：如图1、图2、图3、图4、图5所示，一种自驱动外涵道环形扇叶压缩装置，在传统风扇12后部设有内侧、中间、外侧三个流道，内侧流道与核心机驱动风扇13相连通，中间流道与第二外涵道14的入口相连通，外侧流道与第一外涵道8的入口相连通，第二外涵道14的出口通过前可变面积涵道引射器9与第一外涵道8相连通，在第一外涵道8的入口处还设有模式选择阀门6；所述核心机驱动风扇13后部为所述内侧、外侧两个环形流道，所述的内侧环形流道与高压压气机15相连通，所述的中间环形流道与第二外涵道14相连通，在高压压气机15后部依次连通设有燃烧室10、高压涡轮16、低压涡轮17；在所述第二外涵道14的出口处，即为发动机尾部，设有内、外两个流道，内流道通过后可变面积涵道引射器11与内涵道的出口相连通，外流道与第三外涵道7的出口相连通。第三外涵道7设置在所述内涵道的外侧，在涡扇发动机第三外涵道7内的进口导流叶片1和静子叶片5之间设有旋转构件，旋转构件通过转盘轴承20设置在第三外涵道7的涵道机匣上。所述的旋转构件包括环形支撑架18，环形支撑架18具有内、外壁，在环形支撑架18内壁上设有扇叶4，在环形支撑架18外壁上设有电磁装置19；环形支撑架通过一对转盘轴承20设置在第三外涵道7的外机匣上，与所述电磁装置对应的外机匣上还设有电机静子3；所述电磁装置与电机静子的磁极均沿周向阵列排布，电磁装置19与电机静子3的极性相反。所述的电磁装置19为永磁体或电机转子线圈。所述的转盘轴承20的轴承间隙小于叶尖间隙，叶尖间隙指扇叶4与第三外涵道7的内机匣间隙。所述的导流叶片1配合旋转构件转速进行安装角度调整，使旋转构件的扇叶获得最佳的来流攻角。

所述的旋转构件与机匣之间的间隙设有篦齿，所述的篦齿封严降低空气泄漏流动。所述的第三外涵道7的流量在0～60％整机流量的范围内变化；所述第三外涵流量为0时，第三外涵处于关闭状态，此时飞机处于超声速巡航或机动状态，同现有的双涵道发动机工作状态；当第三外涵流量为60％整机流量时，发动机处于大涵道比的状态，即飞机处于亚音巡航状态。在实际飞行中，可以通过调节第三外涵流量来使得发动机满足工作性能要求。

实施例2：如图6、图7所示，与实施例1相同，不同的是：所述的旋转构件包括环形支撑架，环形支撑架具有内、外壁，在环形支撑架内壁上设有电磁装置19，在环形支撑架外壁上设有扇叶；环形支撑架通过一对转盘轴承20设置在第三外涵道7的内机匣上，与所述电磁装置对应的内机匣上还设有电机静子3，所述电磁装置19与电机静子3的磁极均沿周向阵列排布，电磁装置19与电机静子3的极性相反。所述的转盘轴承20的轴承间隙小于叶尖间隙，叶尖间隙指扇叶4与第三外涵道7的外机匣间隙。

以上所述仅为本实用新型的较佳实施例，并不用以限制本实用新型，凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。