CN111102098A - 基于前置式压缩导流叶轮的涡轮喷气推进系统、控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种基于前置式压缩导流叶轮的涡轮喷气推进系统及其控制方法，采用前置式压缩导流叶轮，调节发动机压比，实现发动机在整个包线范围内循环可变、涵道比有效调节，内外涵功率的大幅度调整和重新分配；通过发动机与进气道联合调节设计，使进气道喉道面积比在可接受的效率范围内工作，实现进气流量与主机工作流量匹配，以降低推力损失，提高推进效率。当进气来流速度较低时，压缩导流叶轮用以导流，风扇处于较小压比模态，进气道喉道面积处于较小状态，以有效增大涵道比，降低耗油率；当进气来流速度较高时，压缩导流叶轮作为压气机使用，进气道喉道面积处于较大状态，增加风扇压比，降低涵道比，提高涡轮前燃气温度，提高了单位推力。

Description

基于前置式压缩导流叶轮的涡轮喷气推进系统、控制方法

技术领域

本发明涉及飞行器动力设计领域，涉及一种超声速飞行器推进系统，尤其涉及一种基于前置式压缩导流叶轮的涡轮喷气推进系统及其控制方法，该新型涡轮喷气推进系统可实现发动机在飞机飞行过程中，能够兼顾超声速状态下具有涡轮喷气发动机或者小涵道比涡轮风扇发动机的大单位推力的特征，以及在亚声速下具有大涵道比涡轮风扇发动机更小的单位推力、低噪声和低耗油率的特性。

背景技术

涡轮喷气发动机的出现，替代了航空活塞式发动机，使飞机飞行性能大幅度提高，人类得以实现超声速飞行，但是涡轮喷气发动机高速下性能优越，低速下经济性差。为了保持涡轮喷气发动机高速状态下较好的性能，并改善其低速状态下的经济性，通过给发动机增加外涵道，人类发明了涡轮风扇发动机。军用超音速战斗机用的涡轮风扇发动机采用小涵道比设计，混合排气，带加力燃烧室，优点是加力比大，亚声巡航经济性好，超声速飞行仍保持了优越性能。而大型运输机/客机用的涡轮风扇发动机，采用大涵道比设计，采用分开排气或混合排气，起飞推力大，巡航经济性好。随着航空发动机技术的进一步发展，军用战斗机新的需求给新一代发动机设计提出了新的要求，除要求具有更高的推重比外，还要求发动机既要具有涡轮喷气发动机高单位推力的特征，以满足超音巡航、格斗机动飞行、跨音速加速等要求；又要具有涡轮风扇发动机亚音巡航时低耗油率的特征，以满足亚音速巡航、待机、空中巡逻等要求。显然，要在某种程度上实现上述相互冲突的循环目标，变循环涡轮风扇发动机无疑是较理想的推进装置，于是人们为了兼顾超声速状态下具有涡轮喷气发动机或者小涵道比涡轮风扇发动机的大单位推力的特征，在亚声速下具有大涵道比涡轮风扇发动机更小的单位推力、低噪声和低耗油率的特性，开始研制变循环涡轮风扇发动机，其主要原理是涵道比可调，实现循环可变，高速飞行状态使用小涵道比模式，低速飞行状态使用大涵道比模式。但是变循环结构复杂，需要调节的可调几何参数量众多，设计难度极大。如美国正在研制的带FLADE风扇的三涵道自适应循环涡轮风扇发动机，在传统变循环涡轮风扇发动机的基础上增加第三涵道，以实现大幅度调节流量，降低溢流阻力，冷却高温部件作用；其第二级FLADE叶片“刺穿”第三涵道的内壁，探入第三涵道，前后各有一圈可调导流片，用于调节第三涵道旁通空气流量，涉及到可调导叶以及其它可调机构协调调节的问题，FLADE叶片“刺穿”后又带来一系列密封性问题；核心机带有核心机驱动风扇，通过调节转速和导叶角度，实现涵道比大范围调节。以上可调几何机构给研制和协同控制、发动机飞行模态控制带来极大的挑战，同时也增加了研制成本和风险。

再者，随着飞行马赫数增加，发动机需要进气道喉道与进口面积比值变小。如果进气道按某一个较高的Ma设计，喉道与进口面积比值相对较小，若以小于设计Ma工作时，喉道面积太小，出现“喉道堵塞”现象，限制了进入进气道的空气流量，进气道前出现了正激波，导致溢流损失很大。为了在性能上降低总压损失、降低溢流阻力和附加阻力等，并简化调节机构，进气道喉道面积必须随飞机飞行状态几何可调，避免出现溢流阻力。

发明内容

(一)本发明所要解决的技术问题：

针对现有技术的上述缺陷和不足，为实现发动机在飞机飞行过程中，能够兼顾超声速状态下具有涡轮喷气发动机或者小涵道比涡轮风扇发动机的大单位推力的特征，以及在亚声速下具有大涵道比涡轮风扇发动机更小的单位推力、低噪声和低耗油率的特性，本发明提出了一种基于前置式压缩导流叶轮的进-发联调涡轮喷气推进系统，飞机飞行的整个过程中，通过前置式压缩导流叶轮的压缩或导流功能工作模式变化，实现发动机涵道比变化和对内外涵流量的重新分配，使发动机工作循环模式变化，达到在飞机不同使用阶段，实现高推力与低油耗的最佳组合效果；同时，采用发动机与进气道融合设计、联合调节，进气导流锥位置随飞行状态可调即进气道喉道面积可调，有效减少溢流阻力。

(二)本发明的解决技术方案：

本发明为解决其技术问题所采用的技术方案为：

一种基于前置式压缩导流叶轮的涡轮喷气推进系统，包括核心机、设置在所述核心机上游的进气道、以及设置在所述核心机下游的加力燃烧室，其中，所述核心机包括沿流向依次布置的风扇、高压压气机、主燃烧室、高压涡轮、低压涡轮，其中，所述高压涡轮通过一高压轴驱动连接所述高压压气机，所述低压涡轮通过一低压轴驱动连接所述风扇，所述进气道的前端轴心处固定设置一进气导流锥，所述进气道的初始喉道形成在所述进气导流锥的最大横截面位置处，所述风扇设置在所述进气道中，所述进气道位于所述风扇下游的部分形成为内涵道和外涵道，所述高压压气机设置在所述内涵道中，所述外涵道的排气口与所述加力燃烧室的进气口连通，其特征在于：

所述外涵道的排气口处设置一外涵流量调节阀，所述外涵流量调节阀用以控制所述外涵道打开或关闭，继而实现变涵道控制；

所述进气道中还设置一压缩导流叶轮，所述压缩导流叶轮位于所述进气导流锥与风扇之间，所述压缩导流叶轮的转轴前端通过一轴承转动支撑在所述进气导流锥的后端，所述压缩导流叶轮的转轴后端通过一联轴器与所述风扇的转轴连接，通过所述联轴器控制所述压缩导流叶轮的转轴与所述风扇的转轴断开或结合；

所述压缩导流叶轮的转轴上还设置一转子刹车机构，当所述压缩导流叶轮的转轴与所述风扇的转轴断开时，通过所述转子刹车机构降低所述压缩导流叶轮的转速直至锁紧制动；

所述压缩导流叶轮上沿周向均匀设置多个攻角可调的压缩导流叶片，当所述压缩导流叶片调节至大攻角状态时，所述压缩导流叶轮用以压缩进气，当所述压缩导流叶片调节至小攻角状态时，所述压缩导流叶轮用以对进气进行导流；

所述进气道的外侧同轴设置一环形减阻通流涵道，所述减阻通流涵道沿轴向延伸，其排气口与所述加力燃烧室的进气口连通，其进气口与所述进气道连通且在轴向上的位置位于所述进气道的初始喉道位置处，且所述减阻通流涵道的进气口处设置减阻通流阀门，当所述减阻通流阀门开启时，所述减阻通流涵道与进气道连通，进气道中的部分气体进入所述减阻通流涵道，此时，所述进气道的喉道位置沿轴向向下游偏移一定距离形成为扩展喉道；当所述减阻通流阀门关闭时，所述进气道的喉道位置不变，仍在所述初始喉道位置处。

优选地，所述加力燃烧室进气口的前端入口处设有径向火焰稳定器，所述加力燃烧室的壳体采用波纹形隔热材料。

优选地，所述高压压气机的级数为5-6级，压比在6-8之间。

进一步地，所述高压压气机中设置有导叶调节机构以匹配其进口工作环境的变化。

优选地，所述主燃烧室采用短环形燃烧室，其出口燃气温度为2150K-2200K左右，用以使燃油与空气迅速混合，为所述高压涡轮提供均匀的进口温度场。

优选地，所述风扇的级数为2-3级，压比为4左右。所述风扇与所述压缩导流叶轮在发动机不同工作模态下匹配工作。

优选地，所述转子刹车机构临近所述联轴器设置。

优选地，所述联轴器采用端面摩擦式连轴器，通过两个端面接触后逐步增大摩擦力的方式，由所述风扇的转轴逐步带动所述压缩导流叶轮转速的提高，待转速一致时，进行位置固定。压缩导流叶轮压比为1.5左右。

优选地，开启所述联轴器时，所述压缩导流叶片调节至大攻角状态，此时所述压缩导流叶轮处于压缩进气状态；断开所述联轴器时，所述压缩导流叶片调节至小攻角状态，此时所述压缩导流叶轮处于导流进气状态。

优选地，当需要增加压比时，首先将所述压缩导流叶片调节至大攻角状态，之后启动所述联轴器，使所述压缩导流叶轮与所述风扇联动；当需要降低压比时，首先断开所述联轴器，使所述压缩导流叶轮与所述风扇脱开，之后启动所述转子刹车机构，逐渐降低所述压缩导流叶轮的转速，最后再将所述压缩导流叶片调节至小攻角状态。

优选地，所述初始喉道的喉道面积比大于所述扩展喉道的喉道面积比，其中，所述喉道面积比为喉道面积与进气道进口面积的比值。

进一步地，所述初始喉道的喉道面积比保证发动机在0-1.6M范围内以可接受的效率工作，所述扩展喉道的喉道面积比保证发动机在1.6-2.5M范围内以可接受的效率工作。

本发明提出的上述基于前置式压缩导流叶轮的涡轮喷气推进系统，采用发动机与进气道融合式设计、联合调节，将进气道喉道面积调节与发动机进气导流锥、压缩导流叶轮联合作动控制，目的是在性能上降低总压损失、降低附加阻力。

此外，本发明提出的上述基于前置式压缩导流叶轮的涡轮喷气推进系统，为了简化控制机构，降低复杂度，进气道采用两级可调，只确定初始喉道和扩展喉道两个喉道面积。初始喉道面积比保证发动机能在0-1.6M范围内以可接受的效率工作，扩展喉道面积比在1.6-2.5M范围内以可接受的效率工作。通过减阻通流阀门的开启或关闭，调整减阻通流涵道的流量，解决进气道与发动机流量不兼容问题，将溢流的气流通过减阻通流涵道进入发动机加力燃烧室与燃气进行混合。

本发明提出的上述基于前置式压缩导流叶轮的涡轮喷气推进系统，采用压缩导流叶轮，压缩导流叶片角度可调并与进气导流锥作动一体化控制。为了便于工程上实现，压缩导流叶片的攻角调整是在转子锁紧后进行。在起飞和中低空，压缩导流叶片作为导流叶片，当需要进行增加压比时，压缩导流叶片首先做动到大攻角状态，然后通过联轴器与风扇转子进行联动。当需要降低压比时，压缩导流叶轮通过联轴器与风扇转子脱开，然后刹车系统启动，逐渐降低转子转速，然后再调节压缩导流叶片的攻角。这种渐变调节方式，一方面可以降低作动能量的需求而简化作动机构，一方面可以防止发动机工作环境急剧变化导致喘振。压缩导流叶轮在设计时，将大攻角叶片位置卡槽固定在能让高速旋转时所产生的气动力和机械力自动锁死的位置，以利用有效位置保持。

本发明的另一个发明目的在于提供一种控制上述基于前置式压缩导流叶轮的涡轮喷气推进系统的方法，其特征在于，

当进气来流速度不大于预设马赫数时，所述压缩导流叶轮作为进口导流叶轮使用，此时，所述压缩导流叶轮通过所述联轴器与所述风扇的转轴脱开，并利用所述刹车机构将所述压缩导流叶轮的转轴进行锁紧，所述压缩导流叶片的进气攻角调整至在小攻角状态，用以对进气来流进行导流，并且此时，所述减阻通流阀门调整至关闭状态，所述进气道的喉道处于初始喉道位置，所述外涵道调节阀调整至大流量状态，以增加所述外涵道的流通能力，发动机以大涵道涵道比省油模态工作；

当进气来流速度大于所述预设马赫数时，所述压缩导流叶轮作为压缩叶轮使用，此时，所述压缩导流叶轮通过所述联轴器与所述风扇的转轴联动，所述压缩导流叶片调节至大攻角状态状态，用以对进气来流进行压缩，并且此时，所述减阻通流阀门调整至打开状态，所述进气道的喉道处于扩展喉道位置，所述外涵道调节阀调整至小流量状态，发动机以小涵道涵道比工作。

优选地，当进气来流速度由大于所述预设马赫数向不大于预设马赫数过渡时，首先断开所述联轴器，使所述压缩导流叶轮与所述风扇脱开，之后启动所述转子刹车机构，逐渐降低所述压缩导流叶轮的转速，最后再将所述压缩导流叶片调节至小攻角状态。

优选地，当进气来流速度由不大于所述预设马赫数向大于预设马赫数过渡时，首先将所述压缩导流叶片调节至大攻角状态，之后启动所述联轴器，使所述压缩导流叶轮与所述风扇联动。

优选地，所述压缩导流叶片处于小攻角状态时，其进气攻角为0度左右。

优选地，所述大涵道涵道比为0.8-1.0左右。

优选地，所述小涵道涵道比为0.2-0.3左右。

优选地，所述预设马赫数为1.6马赫。

优选地，当进气来流速度在1.6-2.5马赫时，所述压缩导流叶轮作为压缩叶轮使用。

(三)本发明与现有技术相比所具有的优点：

1)本发明的基于前置式压缩导流叶轮的涡轮喷气推进系统，采用发动机与进气道融合设计、联合调节，进气导流锥位置随飞行状态可调(即进气道喉道面积可调)，有效减少了溢流阻力。

2)本发明的基于前置式压缩导流叶轮的涡轮喷气推进系统，采用了外涵通道代替了现有自适应变循环涡轮风扇发动机的第三涵道，重量相对较轻，结构简单。

3)本发明的基于前置式压缩导流叶轮的涡轮喷气推进系统，通过进气道与发动机压缩导流多功能叶轮一体化、两级调节控制理念，简化了控制逻辑与作动机构。

4)本发明的基于前置式压缩导流叶轮的涡轮喷气推进系统，面积几何调节变量较现有三涵道自适应变循环涡轮风扇发动机少5个控制变量，更加利于作动协调和控制模式转换。

5)本发明的基于前置式压缩导流叶轮的涡轮喷气推进系统，核心机结构相对简单，可采用传统涡轮风扇发动机的核心机，没有核心机驱动风扇，气动匹配相对简单。

6)本发明的基于前置式压缩导流叶轮的涡轮喷气推进系统，没有三涵道Flade风扇，简化了机构，不涉及封严等问题。

7)本发明的基于前置式压缩导流叶轮的涡轮喷气推进系统，可调参数可调范围较大，且结构简化，收益付出比大。

附图说明

图1为本发明的基于前置式压缩导流叶轮的涡轮喷气推进系统示意图；

图2为图1的局部放大示意图；

图3为图1的另一局部放大示意图。

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

如图1～3所示，本发明的基于前置式压缩导流叶轮的涡轮喷气推进系统，包括核心机、设置在核心机上游的进气道以及设置在核心机下游的加力燃烧室14，其中，核心机包括沿流向依次布置的风扇8、高压压气机9、主燃烧室10、高压涡轮11、低压涡轮12等部件，高压涡轮11通过一高压轴驱动连接高压压气机9的转轴，低压涡轮12通过一低压轴驱动连接风扇8的转轴，进气道的前端轴心处固定设置一进气导流锥1，进气道的初始喉道15形成在进气导流锥1的最大横截面位置处，风扇8设置在进气道中，进气道位于风扇8下游的部分形成为内涵道和外涵道，高压压气机9设置在内涵道中，外涵道的排气口与加力燃烧室14的进气口连通，外涵道的排气口处设置一外涵流量调节阀13，外涵流量调节阀13用以控制外涵道打开或关闭，继而实现变涵道控制。

如图2所示，进气道中还设置一压缩导流叶轮5，压缩导流叶轮5位于进气导流锥1与风扇8之间，压缩导流叶轮5的转轴前端通过一轴承4转动支撑在进气导流锥1的后端，压缩导流叶轮5的转轴后端通过一联轴器7与风扇8的转轴连接，通过联轴器7控制压缩导流叶轮5的转轴与风扇8的转轴断开或结合；压缩导流叶轮5的转轴上还设置一转子刹车机构6，当压缩导流叶轮5的转轴与风扇8的转轴断开时，通过转子刹车机构6降低压缩导流叶轮5的转速直至锁紧制动；压缩导流叶轮5上沿周向均匀设置多个攻角可调的压缩导流叶片，当压缩导流叶片调节至大攻角状态时，压缩导流叶轮5用以压缩进气，当压缩导流叶片调节至小攻角状态时，压缩导流叶轮5用以对进气进行导流；进气道的外侧同轴设置一环形减阻通流涵道3，减阻通流涵道3沿轴向延伸，其排气口与加力燃烧室14的进气口连通(参见图3)，其进气口与进气道连通且在轴向上的位置位于进气道的初始喉道15位置处，且减阻通流涵道3的进气口处设置减阻通流阀门2，当减阻通流阀门2开启时，减阻通流涵道3与进气道连通，进气道中的部分气体进入减阻通流涵道3，此时，进气道的喉道位置沿轴向向下游偏移一定距离形成为扩展喉道16；当减阻通流阀门2关闭时，进气道的喉道位置不变，仍在初始喉道15位置处。

本发明的基于前置式压缩导流叶轮的涡轮喷气推进系统中，进气道与发动机采用融合设计，将进气道喉道面积调节与发动机进气导流锥1、压缩导流叶轮5联合作动控制，可通过减阻通流阀门2的开启，调整减阻通流涵道3流量，解决进气道与发动机流量不兼容问题，将溢流的气流通过减阻通流涵道3进入发动机加力燃烧室14与燃气进行混合。进气导流锥1通过设置减阻流通涵道3，亚音调节正激波位置，超音调节斜激波位置，降低总压损失、降低附加阻力。减阻通流阀门2的开启，调整减阻通流涵道3流量，解决进气道与发动机流量不兼容问题，将溢流的气流通过减阻通流管路3进入发动机加力燃烧室14与燃气进行混合。当进气流量较大时，外涵道调节阀13开启，当进气流量达到一定阈值时，处于大流量状态，以增加外涵道流通能力。

本发明的基于前置式压缩导流叶轮的涡轮喷气推进系统中，轴承4能支撑联轴器7高速带动状态下的压缩导流叶轮5，能实现在保持进气导流锥1不旋转的前提下压缩导流叶轮5与风扇8的转轴高速平稳联动。

本发明的基于前置式压缩导流叶轮的涡轮喷气推进系统中，压缩导流叶轮5，压缩导流叶片角度可调，与进气导流锥1作动一体化控制，当需要进行增加压比时，压缩导流叶片首先做动到大攻角状态，然后通过联轴器7与风扇转子进行联动。当需要降低压比时，压缩导流叶轮5首先通过联轴器7与风扇转子脱开，然后转子刹车机构6启动，逐渐降低转子转速，最后再调节压缩导流叶片的角度至小攻角状态。

本发明的基于前置式压缩导流叶轮的涡轮喷气推进系统中，风扇8的级数为2-3级，压比为4左右，与压缩导流叶轮5在发动机不同工作模态下匹配工作。转子刹车机构6能将压缩导流叶轮5进行锁紧制动，让压缩导流叶轮5处于进气导流状态。联轴器7能实现压缩导流叶轮5与风扇转子轴联动，让压缩导流叶轮5处于压缩进气流状态。高压压气机9的级数为5-6级，压比可在6-8之间，可采用现有高压压气机设计技术，无需增加过，需要通过导叶调节等措施匹配进口工作环境的变化。主燃烧室10出口燃气温度达到2150K-2200K左右，采用短环形燃烧室，能使燃油与空气迅速混合，为高压涡轮11提供均匀的进口温度场。高压涡轮11，能从主燃烧室10排出的高压燃气流中提取能量，并将部分能量转换成轴功率，驱动高压压气机9。低压涡轮12位于高压涡轮11下游，接收从核心机排出的热燃气流，低压涡轮12从高压涡轮11排出的高压燃气的能量转换成轴功率，驱动风扇8。

本发明的基于前置式压缩导流叶轮的涡轮喷气推进系统中，外涵流量调节阀13在压缩导流叶轮5作为进口导流叶片应用时，叶轮依靠联轴器7与风扇转子轴脱开，转子刹车系统6将压缩导流叶轮5进行锁紧，起到进气导流作用发动机以大涵道省油模态工作；压缩导流叶轮5作为压缩叶轮用，叶轮通过联轴器7与风扇转子轴联动，外涵道调节阀13处于小流量状态，发动机以小涵道模态工作。加力燃烧室14采用现有技术进行设计，其中可采用径向火焰稳定器和波纹形隔热材料。

本发明提出的上述基于前置式压缩导流叶轮的涡轮喷气推进系统，采用发动机与进气道融合式设计、联合调节，将进气道喉道面积调节与发动机进气导流锥、压缩导流叶轮联合作动控制，目的是在性能上降低总压损失、降低附加阻力。

本发明提出的上述基于前置式压缩导流叶轮的涡轮喷气推进系统，为了简化控制机构，降低复杂度，进气道采用两级可调，只确定初始喉道和扩展喉道两个喉道面积。初始喉道面积比保证发动机能在0-1.6M范围内以可接受的效率工作，扩展喉道面积比在1.6-2.5M范围内以可接受的效率工作。通过减阻通流阀门的开启或关闭，调整减阻通流涵道的流量，解决进气道与发动机流量不兼容问题，将溢流的气流通过减阻通流涵道进入发动机加力燃烧室与燃气进行混合。

本发明提出的上述基于前置式压缩导流叶轮的涡轮喷气推进系统，采用压缩导流叶轮，压缩导流叶片角度可调并与进气导流锥作动一体化控制。为了便于工程上实现，压缩导流叶片的攻角调整是在转子锁紧后进行。在起飞和中低空，压缩导流叶片作为导流叶片，当需要进行增加压比时，压缩导流叶片首先做动到大攻角状态，然后通过联轴器与风扇转子进行联动。当需要降低压比时，压缩导流叶轮通过联轴器与风扇转子脱开，然后刹车系统启动，逐渐降低转子转速，然后再调节压缩导流叶片的攻角。这种渐变调节方式，一方面可以降低作动能量的需求而简化作动机构，一方面可以防止发动机工作环境急剧变化导致喘振。压缩导流叶轮在设计时，将大攻角叶片位置卡槽固定在能让高速旋转时所产生的气动力和机械力自动锁死的位置，以利用有效位置保持。

本发明的上述基于前置式压缩导流叶轮的涡轮喷气推进系统在使用时，采用如下控制策略：

当进气来流速度不大于预设马赫数时，例如在不大于1.6马赫时，压缩导流叶轮4作为进口导流叶轮使用，此时，压缩导流叶轮5通过联轴器7与风扇8的转轴脱开，并利用转子刹车机构6将压缩导流叶轮5的转轴进行锁紧，压缩导流叶片的进气攻角调整至0度左右的小攻角状态，用以对进气来流进行导流，并且此时，减阻通流阀门2调整至关闭状态，进气道的喉道处于初始喉道15位置，外涵道调节阀13调整至大流量状态，以增加外涵道的流通能力，发动机以大涵道涵道比(涵道比为0.8-1.0左右)省油模态工作。

当进气来流速度大于预设马赫数时，例如在1.6-2.5马赫时，压缩导流叶轮5作为压缩叶轮使用，此时，压缩导流叶轮5通过联轴器7与风扇8的转轴联动，压缩导流叶片调节至大攻角状态状态，用以对进气来流进行压缩，并且此时，减阻通流阀门2调整至打开状态，进气道的喉道处于扩展喉道16位置，外涵道调节阀13调整至小流量状态，发动机以小涵道涵道比(涵道比为0.2-0.3左右)工作。

其中，当进气来流速度由大于预设马赫数向不大于预设马赫数过渡时，首先断开联轴器7，使压缩导流叶轮5与风扇8脱开，之后启动转子刹车机构6，逐渐降低压缩导流叶轮5的转速，最后再将压缩导流叶片调节至小攻角状态。当进气来流速度由不大于预设马赫数向大于预设马赫数过渡时，首先将压缩导流叶片调节至大攻角状态，之后启动联轴器7，使压缩导流叶轮5与风扇8联动。本发明的基于前置式压缩导流叶轮的进-发联调涡轮喷气推进系统，采用前置式压缩导流可调叶轮，调节发动机压比，实现发动机在整个包线范围内循环可变、涵道比有效调节，内外涵功率的大幅度调整和重新分配；通过发动机与进气道联合调节设计，使进气道喉道面积比在可接受的效率范围内工作，实现进气流量与主机工作流量匹配，以降低推力损失，提高推进效率。当进气来流速度在1.6Ma以下，压缩导流叶轮作为导流叶片使用，风扇处于较小压比模态，并通过移动发动机进气锥位置使进气道喉道面积处于较小状态，以有效增大涵道比，降低耗油率；当进气来流速度在1.6-2.5Ma时，压缩导流叶轮作为压气机使用，并通过移动发动机进气锥位置使进气道喉道面积处于较大状态，增加风扇压比，降低涵道比，提高涡轮前燃气温度，提高了单位推力。多工作模态涡轮喷气推进系统通过进气流量与主机工作流量匹配调节、涵道比调节，能在整个包线范围内实现推力和油耗的有效调节，有效降低安装耗油率。与固定循环传统发动机相比，在起飞及低空爬升段，非安装耗油率降低11％左右；高空爬升及亚音速巡航段，非安装耗油率降低7％左右；超音速巡航若以大涵道比工作，实现非安装耗油率降低5％，反之则推力较大涵道比模态提高25％左右。此多工作模态涡轮喷气推进系统与美国在研的自适应循环涡轮风扇发动机相比，任务功能相当，发动机结构较为简化。

以上所述实施例，仅为本发明的具体实施方式，用以说明本发明的技术方案，而非对其限制，本发明的保护范围并不局限于此，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，其依然可以对前述实施例所记载的技术方案进行修改或可轻易想到变化，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改、变化或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明实施例技术方案的精神和范围，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应所述以权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种基于前置式压缩导流叶轮的涡轮喷气推进系统，包括核心机、设置在所述核心机上游的进气道、以及设置在所述核心机下游的加力燃烧室，其中，所述核心机包括沿流向依次布置的风扇、高压压气机、主燃烧室、高压涡轮、低压涡轮，其中，所述高压涡轮通过一高压轴驱动连接所述高压压气机，所述低压涡轮通过一低压轴驱动连接所述风扇，所述进气道的前端轴心处固定设置一进气导流锥，所述进气道的初始喉道形成在所述进气导流锥的最大横截面位置处，所述风扇设置在所述进气道中，所述进气道位于所述风扇下游的部分形成为内涵道和外涵道，所述高压压气机设置在所述内涵道中，所述外涵道的排气口与所述加力燃烧室的进气口连通，

其特征在于：

所述外涵道的排气口处设置一外涵流量调节阀，所述外涵流量调节阀用以控制所述外涵道打开或关闭，继而实现变涵道控制；

所述进气道中还设置一压缩导流叶轮，所述压缩导流叶轮位于所述进气导流锥与风扇之间，所述压缩导流叶轮的转轴前端通过一轴承转动支撑在所述进气导流锥的后端，所述压缩导流叶轮的转轴后端通过一联轴器与所述风扇的转轴连接，通过所述联轴器控制所述压缩导流叶轮的转轴与所述风扇的转轴断开或结合；

所述压缩导流叶轮的转轴上还设置一转子刹车机构，当所述压缩导流叶轮的转轴与所述风扇的转轴断开时，通过所述转子刹车机构降低所述压缩导流叶轮的转速直至锁紧制动；

所述压缩导流叶轮上沿周向均匀设置多个攻角可调的压缩导流叶片，当所述压缩导流叶片调节至大攻角状态时，所述压缩导流叶轮用以压缩进气，当所述压缩导流叶片调节至小攻角状态时，所述压缩导流叶轮用以对进气进行导流；

所述进气道的外侧同轴设置一环形减阻通流涵道，所述减阻通流涵道沿轴向延伸，其排气口与所述加力燃烧室的进气口连通，其进气口与所述进气道连通且在轴向上的位置位于所述进气道的初始喉道位置处，且所述减阻通流涵道的进气口处设置减阻通流阀门，当所述减阻通流阀门开启时，所述减阻通流涵道与进气道连通，进气道中的部分气体进入所述减阻通流涵道，此时，所述进气道的喉道位置沿轴向向下游偏移一定距离形成为扩展喉道；当所述减阻通流阀门关闭时，所述进气道的喉道位置不变，仍在所述初始喉道位置处。

2.根据上述权利要求所述的涡轮喷气推进系统，其特征在于：所述加力燃烧室进气口的前端入口处设有径向火焰稳定器，所述加力燃烧室的壳体采用波纹形隔热材料。

3.根据上述权利要求所述的涡轮喷气推进系统，其特征在于：所述高压压气机的级数为5-6级，压比在6-8之间。

4.根据权利要求3所述的涡轮喷气推进系统，其特征在于：所述高压压气机中设置有导叶调节机构以匹配其进口工作环境的变化。

5.根据上述权利要求所述的涡轮喷气推进系统，其特征在于：所述主燃烧室采用短环形燃烧室，其出口燃气温度为2150K-2200K左右，用以使燃油与空气迅速混合，为所述高压涡轮提供均匀的进口温度场。

6.根据上述权利要求所述的涡轮喷气推进系统，其特征在于：所述风扇的级数为2-3级，压比为4左右。

7.根据上述权利要求所述的涡轮喷气推进系统，其特征在于：所述转子刹车机构临近所述联轴器设置。

8.根据上述权利要求所述的涡轮喷气推进系统，其特征在于：所述联轴器采用端面摩擦式连轴器，通过两个端面接触后逐步增大摩擦力的方式，由所述风扇的转轴逐步带动所述压缩导流叶轮转速的提高，待转速一致时，进行位置固定。

9.根据上述权利要求所述的涡轮喷气推进系统，其特征在于：所述压缩导流叶轮的压比为1.5左右。

10.根据上述权利要求所述的涡轮喷气推进系统，其特征在于：开启所述联轴器时，所述压缩导流叶片调节至大攻角状态，此时所述压缩导流叶轮处于压缩进气状态；断开所述联轴器时，所述压缩导流叶片调节至小攻角状态，此时所述压缩导流叶轮处于导流进气状态。

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