一种双变涵道、宽速域、高通流变循环发动机构型

1.本发明涉及一种涡轮发动机，具体来说是一种双变涵道、宽速域、高通流变循环发动机。


背景技术：

2.我国未来的空中优势战斗机需要具备更强的生存力、远程飞行、快速突防抵达战场、长时间留空的飞行能力；未来超音速运输类飞机更是对超声速和亚声速飞行的经济性提出了很高的要求，而这些需求对发动机所提出的要求在现有的发动机构型下是相互矛盾的。为了解决兼顾机动性和经济性的问题，目前国内外存在若干种方案，例如火箭基组合循环方案、涡轮基组合循环方案、超预冷发动机方案、变循环发动机方案等。但是以上方案均存在很多不足，火箭基组合循环发动机将冲压发动机与火箭发动机集成在了一起，在低马赫数时，引射火箭的比冲远低于冲压发动机，同时附加的火箭及其燃料和氧化剂增加了飞机的重量，经济型不佳；涡轮基组合循环发动机存在两个动力模块之间的部件共用性较低，和结构及质量冗余的问题等；超预冷发动机目前新技术和需要解决的关键技术很多，技术成熟较低，同时相关产业还未发展起来；变循环发动机由于受到发动机机匣结构尺寸限制、传统变循环发动机涵道比的理论变化幅度无法超过1.3，并且外涵道几何参数的变化不能对压缩系统增压比进行有效调节，高马赫数时的流通能力也受到严重制约，折合流量会在高马赫数下快速衰减，使其在高马赫数下飞行时推力快速衰减且油耗大幅上升。


技术实现要素：

3.鉴于现有变循环涡轮发动机循环参数受限，速域受限的现状，提出一种双变涵道、宽速域、高通流变循环发动机构型，其核心思想在于提高发动机流通能力从而提高循环功以扩大速域。
4.本发明双变涵道、宽速域、高通流变循环发动机构型，包括前风扇、后风扇、高压压气机、主燃烧室、高压涡轮、低压涡轮、加力燃烧室；前风扇、后风扇、中压涡轮、低压涡轮与低压轴相连；高压压气机、高压涡轮与高压轴相连。同时本发明发动机中还设计有内外涵组合进气燃烧室与中压涡轮。
5.所述中压涡轮与内外涵组合进气燃烧室前后设置，位于高压涡轮与低压涡轮之间。其中，内外涵组合进气燃烧室包含外涵燃烧区、内涵燃烧区与掺混区；外涵燃烧区的进气端与第一外涵相通；内涵燃烧区的进气端与中压涡轮出气端相通；外涵燃烧区与内涵燃烧区的出气端与掺混区相通；内外涵组合燃烧室整体的出气端与低压涡轮的进气端相通。
6.气体流经前风扇后分为两路，其中一路a进入第二外涵后进入加力燃烧室；另一路进入后风扇后再次分为b、c两路，其中一路b经第一外涵进入外涵燃烧区；另一路c顺次流过高压压气机、主燃烧室、高压涡轮、中压涡轮，之后进入内涵燃烧区；b、c两路气体分别在外涵燃烧区与内涵燃烧区中燃烧后，进入掺混区中掺混；随后一同顺次进入低压涡轮和加力燃烧室，最后由尾喷管排出。
7.在高马赫飞行情况下，由于高压压气机末级流通面积较小，且高压压气机压比较高导致主流循环中的加热量有限，因此在高马赫数下主流道的流通和做功能力均受到极大限制，此时的主流道已成为高速飞行的“负担”，此时若仍依靠主流道产生的循环功则难以实现高马赫数的飞行。
8.因此要想获得更高马赫的速域，可以开启涡扇模式与涡喷模式的转换。由涡扇模式向涡喷模式转化时，保持内外涵组合进气燃烧室开启，关闭主燃烧室，核心机工作于近风车状态，此时的循环功不再依靠内涵道而是依靠第一外涵产生。由于第一外涵气体只经过了风扇而没有经过高压压气机的压缩，因此进入燃烧室的气体温度较低，燃烧室可以提供较大加热量从而获得较大的单位循环功，此外，第一外涵尺寸较大，较大的流通面积极大释放了气体流量，实现了较大的总循环功以支撑高马赫数飞行的实现。由涡喷模式向涡扇模式转化时，当速度降至模式切换区域时开启主燃烧室即可。
9.本发明的优点在于：
10.1、实现了多涵道、多部件变功能组合：本方案采用变涵道变循环气动热力布局，与传统变循环发动机不同的是：本方案的第1外涵在外涵燃烧室点火工作以后，其功能将由外涵道转变为内涵道，涵道比大幅度减小，符合高速条件下的小涵道比需求；且大量气体不经过高压压气机压缩，因此增压比由前、后风扇叠加而成，增压比减小，符合高速条件下小增压比需求；通过上述多涵道、变部件的变功能组合以及各涵道流量的自适应匹配，可以实现远超传统变循环发动机的涵道比和增压比调节范围。
11.2.通过主燃熄火的模式切换方式，进一步大幅突破速域。在涡喷模式下，气体流经大尺寸的第一外涵，极大释放了高马赫数下的流通能力，由前、后风扇、内外涵组合燃烧室、低压涡轮构成布雷顿循环，内外涵组合燃烧室承担主燃功能。该构型的涡喷模式极大增大了流量和推力，高速性与中低速经济性超过现有涡轮发动机。
12.3.模式切换过程无推力中断情况，平稳过渡。且模式切换过程相比于美国的自适应变循环需要复杂的涵道引射器和模式切换阀组合调节，本方案的模式切换只需要开关主燃，极大减少了控制变量的个数和组合控制的复杂程度，极大降低了模式切换的难度和成本。
13.4.通过内外涵组合燃烧室的设置实现了内、外涵气流先燃烧后掺混，相比于先掺混后燃烧的方案可以大大缩短掺混段轴向长度从而减小发动机轴向尺寸，且进入内涵燃烧区和外涵燃烧区都是单一组分的空气而不是混合气体，燃烧组织也较为容易。
附图说明
14.图1为本发动机原理构型示意图。
15.图2为大涵道比涡扇模式涵道比、增压比示意图
16.图3为小涵道比涡扇模式涵道比、增压比示意图
具体实施方式
17.下面结合附图对本发明中各种不同工作状态作进一步详细说明。
18.本发明双变涵道、宽速域、高通流变循环发动机构型，如图1所示，包括前风扇、后风扇、高压压气机、主燃烧室、高压涡轮、低压涡轮、加力燃烧室以及内外涵组合进气燃烧室
与中压涡轮。
19.其中，前风扇、后风扇、中压涡轮、低压涡轮与低压轴相连；高压压气机、高压涡轮与高压轴相连。
20.上述内外涵组合进气燃烧室作为本发明发动机核心部件，设置于高压涡轮后，低压涡轮前，其内部包含外涵燃烧区、内涵燃烧区与掺混区。
21.由于高压压气机与高压涡轮同轴连接，且高压涡轮的气体温度远高于高压压气机的气体温度，根据功平衡关系，高压涡轮的膨胀比会小于高压压气机增压比，由此会导致进入内涵燃烧区和外涵燃烧区的气流总压差异较大，导致燃烧后的掺混损失较大，因此本发明在高压涡轮后，内外涵组合进气燃烧室前增加中压涡轮进一步膨胀，保证中压涡轮膨胀比与高压涡轮膨胀比乘积近似与高压压气机压比相等，保证了内涵燃烧区和外涵燃烧区进口总压接近，降低了燃烧后的掺混损失。
22.由此，上述外涵燃烧区的进气端与第一外涵相通；内涵燃烧区的进气端与中压涡轮出气端相通。外涵燃烧区与内涵燃烧区的出气端与掺混区相通。内外涵组合燃烧室整体的出气端与低压涡轮的进气端相通。
23.应用本发动机时，气体流经前风扇后分为两路，其中一路a进入第二外涵后进入加力燃烧室。另一路进入后风扇后再次分为b、c两路，其中一路b经第一外涵进入外涵燃烧区；另一路c顺次流过高压压气机、主燃烧室、高压涡轮、中压涡轮，之后进入内涵燃烧区；b、c两路气体分别在外涵燃烧区与内涵燃烧区中燃烧后，进入掺混区中掺混；随后一同顺次进入低压涡轮和加力燃烧室，最后由尾喷管排出。
24.上述设计一方面利用再热循环原理增大了循环功，增强了低压涡轮做功能力和风扇对来流的抽吸能力，另一方面通过内外涵组合进气燃烧室的开闭实现了多涵道、多部件变功能组合调节，拓宽了变循环发动机涵道比、增压比的变化范围。
25.本发明设计内外涵组合燃烧室，使得在飞行过程中可通过独立控制外涵燃烧区与内涵燃烧区的供油量，具体控制策略为：
26.当外涵燃烧区出口温度低于内涵燃烧区进口温度时，仅外涵燃烧区点火，内涵燃烧区不点火只通气，使气体仅在外涵燃烧区内燃烧，直至外涵燃烧区出口温度等于内涵燃烧区进口温度。之后内涵燃烧区与外涵燃烧区均点火，通过控制内涵燃烧区与外涵燃烧区喷油量保证内涵燃烧区与外涵燃烧区燃烧后的总温接近一致，减小掺混损失。
27.本发明发动机构型通过功能解耦极大降低了复杂度，该构型可以看作是由一个定几何的小尺寸涡喷发动机(高压压气机、主燃烧室、高压涡轮、中压涡轮)和一个单轴涡扇发动机(前风扇、后风扇、内外涵组合燃烧室、低压涡轮)组合而成，因此在匹配工作中不需要自适应变循环发动机所需要的涵道引射器和变面积涡轮，极大减少了复杂的热端调节机构，可以大幅降低研发难度和成本。
28.本发明发动机具有三个主要工作模式，分别为大涵道比涡扇模式、小涵道比涡扇模式和涡喷模式。
29.如图2所示，大涵道比涡扇模式下，只有主燃烧室点火工作，内外涵组合燃烧室和加力燃烧室关闭。在此状态下，仅前述c路气体完成布雷顿循环产生循环功，因此此状态下大尺寸的第一外涵与第二外涵都是外涵道，涵道比较大。同时，参与布雷顿循环的气体经过了前风扇、后风扇、高压压气机的压缩，增压比由三者叠加而成，保证了较大增压比。大涵道
比与高增压比的组合实现了较低的耗油率。
30.随着飞行马赫数的增高，主燃烧室温度不断上升以提供更大的涡轮功，当主燃烧室出口温度已达到最高后可开启内外涵组合燃烧室进入小涵道比涡扇模式，如图3所示，在该模式下，主燃烧室和内外涵组合燃烧室都点火工作，加力燃烧室按需补燃。内外涵组合燃烧室通过再热循环增大了低压涡轮的做功能力，保证了风扇在高马赫数下对于功率的需求，风扇在高马赫情况下维持了较高的做功能力，可以吸入更多的气体，保证发动机的流量维持在较大水平，以提高足够的循环功满足高马赫飞行需求。除此之外，由于内外涵组合燃烧室的开启，b路气流流经前风扇、后风扇、外涵燃烧区、低压涡轮，也完成了布雷顿循环，因此第一外涵本质上已经由大涵道比涡扇模式下的外涵道属性变为了内涵道属性，因此涵道比大幅缩小，同时由于大量流经第一外涵的气体并未经过高压压气机压缩，因此增压比只由前风扇、后风扇叠加而成，增压比也大幅度下降。小涵道比和小增压比的组合实现了中高速飞行。
31.随着飞行马赫数进一步上升，由于高压压气机末级流通面积较小，且高压压气机压比较高导致主流循环中的加热量有限，因此在高马赫数下主流道的流通和做功能力均受到极大限制，如果采用传统进一步提高涡轮前温度的方式会造成内涵流通能力减弱，虽然可以略微提高单位循环功，但由于流量的大幅减小，总循环功会不升反降。因此要想获得更高马赫的速域，必须通过提高流量的手段。在本发明发动机构型下，要想进一步拓展速域可以开启涡扇模式与涡喷模式的转换。由涡扇模式向涡喷模式转化时，保持内外涵组合进气燃烧室开启，主燃烧室主动熄火，核心机工作于近风车状态，此时的循环功不再依靠内涵道而是依靠第一外涵产生。由于第一外涵气体只经过了风扇而没有经过高压压气机的压缩，因此进入燃烧室的气体温度较低，燃烧室可以提供较大加热量从而获得较大的单位循环功，此外，第一外涵尺寸较大，较大的流通面积极大释放了气体流量，整机通流能力极高，实现了较大的总循环功以支撑高马赫数飞行。此种模式切换方式减少了美国自适应变循环发动机模式切换依靠复杂调节机构的弊端，可保证模式切换在无推力中断的情况下平稳过渡，降低了模式切换的难度。由涡喷模式向涡扇模式转化时，当速度降至模式切换区域(约2.5ma～3ma)时开启主燃烧室即可。
32.由于涡喷状态下核心机不工作，发动机其余部分(前风扇、后风扇、内外涵组合燃烧室、低压涡轮)近似于现有最高速域的涡轮发动机j58的构型，极大释放了流通能力，且最高速域可超过j58的3.2ma，达到3.6ma，同时较好地兼顾了低速经济性，解决了j58起飞推力小，中低速油耗高的问题。