一种超声速导弹用加力式小型涡轮风扇发动机的制作方法

本专利涉及一种涡轮推进装置，特别是涉及一种用于超声速导弹的加力式小型涡轮风扇发动机。

背景技术：

亚声速巡航、超声速突防及末段攻击是未来先进隐身巡航导弹的发展方向，为实现这一目的，首先需要解决导弹的推进问题。涡轮风扇发动机具有较高的推进效率及较低的红外辐射特征，世界范围内先进的巡航导弹均采用小型涡扇发动机作为其动力装置，但已有的小型涡扇发动机推重比均比较小，由于没有设计加力燃烧室，其最大可用推力不足以满足导弹超声速飞行的需求。sr-71黑鸟侦察机采用了涡轮喷气与冲压燃烧组合式发动机结构作为其推进装置，低速时，涡轮喷气发动机(核心部分)与冲压发动机(旁通气流与加力燃烧室混合)共同作用，飞行速度提高时，喷气发动机虽然还是位于冲压发动机的进气通道内，此时是已经几乎停止工作。俄罗斯的3m-5e反舰导弹采用助推器与涡轮喷气发动机联合推进才实现了超声速突防和对目标的攻击。由于sr-71黑鸟侦察机需要长时间高空超声速巡航，发动机需长时间工作在冲压状态，需要配合复杂的进气道与喷管调节装置才能确保较高的推进效率和稳定工作特性，因此，此类型动力装置难以小型化移植应用于巡航导弹。亟需一种以涡轮动力为基础的结构简单且具有较高推重比的新型推进装置以实现未来先进隐身巡航导弹的超声速突防和末段对目标的超声速攻击。

技术实现要素：

本发明的目的：

本发明提供了一种超声速导弹用加力式小型涡轮风扇发动机，其特征在于，包括发动机机体(1)，发动机进口(10)，发动机出口(17)，加力燃烧室(18)，加力燃烧室喷油嘴(13)，

一级低压风扇(2)，低压转轴(3)，加力涡轮(12)，一级低压风扇(2)和加力涡轮(12)安装在低压转轴(3)两端；

二级高压风扇(4)，高压转轴(9)，高压压气机(6)，高压涡轮(11)，二级高压风扇(4)和高压压气机(6)安装于高压转轴(9)第一端，高压涡轮(11)安装在高压转轴(9)的第二端；

高压转轴(9)套装在低压转轴(3)上；

加力燃烧室喷油嘴(13)与加力涡轮(12)均位于加力燃烧室(18)内部，加力涡轮(12)正对加力燃烧室喷油嘴(13)。在加力燃烧室内设置了加力涡轮，以在发动机正常工作时有效利用燃烧剩余能量，带转一级风扇压缩气流，提高发动机工作效率。在发动机加力工作时，除了带转一级风扇压缩气流外，还能稳定加力燃烧室气流并有效抑制发动机喘振，拓宽发动机工作边界。

进一步的，加力涡轮(12)的直径小于加力燃烧室(18)直径的一半。在稳定燃烧室气流的同时，减小加力涡轮对加力燃烧室气流的堵塞。

进一步的，还包括外涵道(5)，外涵道进口(50)，外涵道出口(51)，内涵道(7)，内涵道进口(70)，内涵道出口(71)，喷管(14)，加力喷管(16)，加力喷管滑移面(161)，作动装置(15)，

发动机机体(1)由内涵道(7)和外涵道(5)两个涵道组成，气流流入发动机进口(10)后，被一级低压风扇(2)与二级高压风扇(4)分别压缩，压缩后的气流分为两股，一股流入内涵道(7)，一股流入外涵道(5)，最后在加力燃烧室(18)汇合，一级低压风扇(2)与二级高压风扇(4)位于内涵道进口(70)与外涵道进口(50)前方，

高压压气机(6)位于内涵道(7)内部，沿着气流方向设置，加力燃烧室(18)位于外涵道出口至加力喷管(16)之间，外涵道出口(51)与内涵道出口(71)平齐，位于加力燃烧室(18)的前端，加力燃烧室(18)内部通道为等面积通道，喷管(14)位于发动机(1)的后端，加力喷管(16)通过加力喷管滑移面(161)套在喷管(14)外部，通过安装于喷管(14)上的作动装置(15)提供作用力推动加力喷管(16)沿加力喷管滑移面(161)移动，将喷管状态切换至更小喉道面积的拉法尔喷管状态。当发动机工作在加力状态时，将原涡扇发动机喷管状态切换至更小喉道面积的拉法尔喷管状态，用以进一步提高加力工作效率。

本发明的优点：巡航导弹用小型涡扇发动机较涡轮喷气发动机具有较高的效率，但目前的小型弹用涡扇发动机均不具备加力工作的能力，因此，采用小型涡扇发动机作为动力装置的巡航导弹一般均以亚声速飞行，无法实现超声速突防及飞行末段对目标的超声速攻击。本发明通过在内外涵道出口后端设置了一段加力燃烧室实现了弹用小型涡扇发动机加力工作的能力，为了降低燃油消耗，提高加力工作效率，在加力燃烧室内设置了加力涡轮，用以带转发动机风扇，有效压缩空气，此外，还设置了可变截面加力喷管，当发动机工作在加力状态时，将原涡扇发动机喷管状态切换至更小喉道面积的拉法尔喷管状态，用以进一步提高加力工作效率。因此，本发明所述的能够实现导弹的亚声速巡航、超声速突防和对目标的攻击，具有极高的工程应用前景。

附图说明：

图1为本发明的示意图。

图2为本发明的使用状态示意图。

具体实施方式：

下面结合附图对本发明做进一步详细描述。

参阅图1和2，一种超声速导弹用加力式小型涡轮风扇发动机，其特征在于，包括发动机机体1，发动机进口10，发动机出口17，加力燃烧室18，加力燃烧室喷油嘴13，

一级低压风扇2，低压转轴3，加力涡轮12，一级低压风扇2和加力涡轮12安装在低压转轴3两端；

二级高压风扇4，高压转轴9，高压压气机6，高压涡轮11，二级高压风扇4和高压压气机6安装于高压转轴9第一端，高压涡轮11安装在高压转轴9的第二端；

高压转轴9套装在低压转轴3上；

加力燃烧室喷油嘴13与加力涡轮12均位于加力燃烧室18内部，加力涡轮12正对加力燃烧室喷油嘴13。

进一步的，加力涡轮12的直径小于加力燃烧室18直径的一半。

还包括外涵道5，外涵道进口50，外涵道出口51，内涵道7，内涵道进口70，内涵道出口71，喷管14，加力喷管16，加力喷管滑移面161，作动装置15，

发动机机体1由内涵道7和外涵道5两个涵道组成，气流流入发动机进口10后，被一级低压风扇2与二级高压风扇4分别压缩，压缩后的气流分为两股，一股流入内涵道7，一股流入外涵道5，最后在加力燃烧室18汇合，一级低压风扇2与二级高压风扇4位于内涵道进口70与外涵道进口50前方，

高压压气机6位于内涵道7内部，沿着气流方向设置，加力燃烧室18位于外涵道出口至加力喷管16之间，外涵道出口51与内涵道出口71平齐，位于加力燃烧室18的前端，加力燃烧室18内部通道为等面积通道，喷管14位于发动机1的后端，加力喷管16通过加力喷管滑移面161套在喷管14外部，通过安装于喷管14上的作动装置15提供作用力推动加力喷管16沿加力喷管滑移面161移动，将喷管状态切换至更小喉道面积的拉法尔喷管状态。

技术特征：

技术总结
本发明为一种超声速导弹用加力式小型涡轮风扇发动机，其特征在于，包括发动机机体(1)，发动机进口(10)，发动机出口(17)，加力燃烧室(18)，加力燃烧室喷油嘴(13)，一级低压风扇(2)，低压转轴(3)，加力涡轮(12)，一级低压风扇(2)和加力涡轮(12)安装在低压转轴(3)两端；二级高压风扇(4)，高压转轴(10)，高压压气机(6)，高压涡轮(11)，二级高压风扇(4)和高压压气机(6)安装于高压转轴(10)第一端，高压涡轮(11)安装在高压转轴(10)的第二端；高压转轴(10)套装在低压转轴(3)上；加力燃烧室喷油嘴(13)与加力涡轮(12)均位于加力燃烧室(18)内部，加力涡轮(12)正对加力燃烧室喷油嘴(13)。

技术研发人员：任志文;万志明;卢杰;赵胜海;万丽颖;陈尊敬;王春利;赵政衡;安平;亓洪玲;杨佳壁;周俊伟;万俊丹;王天绥;唐仁杰;高骏冬;张林;龙海燕;刘剑
受保护的技术使用者：江西洪都航空工业集团有限责任公司
技术研发日：2016.11.22
技术公布日：2018.05.29