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CN113279880B - 一种组合循环航空发动机 - Google Patents

一种组合循环航空发动机 Download PDF

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Abstract

本公开提供一种组合循环航空发动机，包括涡轮喷气发动机单元和亚燃烧冲压发动机单元；所述涡轮喷气发动机单元包括压气机涡轮转子组件和第一燃烧室，所述压气机涡轮转子组件通过外支承轴承组件可转动地支承于所述涡轮喷气发动机单元的机匣内；所述第一燃烧室位于所述涡轮喷气发动机单元的压气机和涡轮之间；所述涡轮喷气发动机单元设有内腔，所述亚燃烧冲压发动机单元包括第二燃烧室，所述第二燃烧室设置于所述内腔中。本公开的组合循环航空发动机能够实现马赫数0‑3.5宽速域范围内热力循环的切换。

Description

一种组合循环航空发动机
技术领域
本公开涉及航空发动机领域，尤其涉及一种组合循环航空发动机。
背景技术
高速飞行器的最大技术阻碍之一就是其动力系统，不同速度和高度范围内的需要采用不同类型的发动机，传统的涡轮发动机、冲压发动机的飞行速域均有较大的局限性。为了提高飞行速域兼顾安全性、经济性和飞行效能的综合要求，需要将不同类型的发动机组合在一起工作，从而保证飞行器在宽广的速域内高效率可靠的工作。现有组合航空发动机的通过将涡轮发动机和冲压发动机进行组合，虽然能够在一定程度上提高速域，但是由于组合发动机的推重比小、尺寸大，飞行速域仍有待进一步提升。
发明内容
为了解决上述技术问题中的至少一个，本公开提供一种组合循环航空发动机，具体实现方式：
一种组合循环航空发动机，包括涡轮喷气发动机单元和亚燃烧冲压发动机单元；
所述涡轮喷气发动机单元包括压气机涡轮转子组件和第一燃烧室，所述压气机涡轮转子组件通过外支承轴承组件可转动地支承于所述涡轮喷气发动机单元的机匣内；所述第一燃烧室位于所述涡轮喷气发动机单元的压气机和涡轮之间；
所述涡轮喷气发动机单元设有内腔，所述亚燃烧冲压发动机单元包括第二燃烧室，所述第二燃烧室设置于所述内腔中。
在一种实施方式中所述外支承轴承组件包括止推轴承和至少两个周向轴承，所述压气机涡轮转子组件的前端和后端分别支承有一个所述周向轴承。
在一种实施方式中所述压气机涡轮转子组件包括涡轮鼓式转子和压气机鼓式转子，所述涡轮鼓式转子与所述压气机鼓式转子相连；所述涡轮鼓式转子基于陶瓷基复合材料制成；所述压气机鼓式转子基于金属基复合材料制成。
在一种实施方式中所述涡轮喷气发动机单元的压气机涡轮静子组件与所述涡轮喷气发动机单元的机匣固定相连，所述压气机涡轮静子组件包括相互连接的压气机静子和涡轮静子；所述压气机静子基于树脂基复合材料或金属基复合材料制成；所述涡轮静子基于陶瓷基复合材料制成。
在一种实施方式中所述涡轮喷气发动机单元还包括第一调节机构，所述第一调节机构与所述涡轮喷气发动机单元的进气锥相连。
在一种实施方式中所述涡轮喷气发动机单元还包括第二调节机构，所述第二调节机构与所述涡轮喷气发动机单元的进口机匣相连，用于驱动所述进口机匣开合。
在一种实施方式中所述涡轮喷气发动机单元还包括第三调节机构，所述第三调节机构与所述涡轮喷气发动机单元的尾喷管相连。
在一种实施方式中所述涡轮喷气发动机单元的扩压器开设有引射孔，所述引射孔可向所述内腔引射气流。
在一种实施方式中所述引射孔的数量为多个，多个所述引射孔沿所述扩压器的周向分布。
附图说明
附图示出了本公开的示例性实施方式，并与其说明一起用于解释本公开的原理，其中包括了这些附图以提供对本公开的进一步理解，并且附图包括在本说明书中并构成本说明书的一部分。
图1是飞行器在低马赫数飞行时，本公开的组合循环航空发动机的工作状态结构示意图；
图2是飞行器在中马赫数飞行时，本公开的组合循环航空发动机的工作状态结构示意图；
图3是飞行器在高马赫数飞行时，本公开的组合循环航空发动机的工作状态结构示意图；
图4是本公开的周向轴承的局部结构示意图；
图中：
进气锥1；进口机匣2；止推轴承3；周向轴承4；压气机转子5；压气机静子6；机匣7；隔热屏8；扩压器9；第一燃烧室10；第二燃烧室11；涡轮静子12；涡轮转子13；尾喷管14；内圈41；外圈42；滚动体组件43。
具体实施方式
下面结合附图和实施方式对本公开作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施方式仅用于解释相关内容，而非对本公开的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本公开相关的部分。
需要说明的是，在不冲突的情况下，本公开中的实施方式及实施方式中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施方式来详细说明本公开。
参见图1-图3，一种组合循环航空发动机，包括涡轮喷气发动机单元和亚燃烧冲压发动机单元；涡轮喷气发动机单元包括压气机涡轮转子组件、压气机涡轮静子组件、第一燃烧室10、进气锥1、进口机匣2、扩压器9、外支承轴承组件和尾喷管14；亚燃烧冲压发动机单元包括隔热屏8和第二燃烧室11，并且亚燃烧冲压发动机单元与涡轮喷气发动机单元共用进气道和尾喷管14；隔热屏8与压气机涡轮静子组件固定连接。
参见图1-图3，压气机涡轮转子组件包括压气机转子5和涡轮转子13，压气机涡轮静子组件包括压气机涡轮静子组件包括相互连接的压气机静子6和涡轮静子12；涡轮喷气发动机单元的压气机涡轮静子组件与涡轮喷气发动机单元的机匣固定相连；压气机涡轮转子组件通过外支承轴承组件可转动地支承于涡轮喷气发动机单元的机匣7内；第一燃烧室10位于涡轮喷气发动机单元的压气机和涡轮之间；涡轮喷气发动机单元设有内腔，亚燃烧冲压发动机单元包括第二燃烧室11，第二燃烧室11设置于内腔中。涡轮喷气发动机单元的扩压器9开设有引射孔，引射孔可向内腔引射气流。引射孔的数量为多个，多个引射孔沿扩压器9的周向分布。
参见图1-图3，本实施例的压气机涡轮转子组件采用外支承鼓式结构，即压气机转子5为压气机鼓式转子，涡轮转子13为涡轮鼓式转子；涡轮鼓式转子与压气机鼓式转子相连；通过外支承轴承组件使得压气机涡轮转子组件可转动地支承于机匣7内，从而取消涡轮喷气发动机单元中心的盘和轴，使得涡轮喷气发动机单元中心空腔能够布置第二燃烧室11。
本公开通过将第二燃烧室11(冲压燃烧室)放置于涡轮喷气发动机单元中心空腔，和现有的串联TBCC(基于涡轮的组合循环推进系统) 相比，第二燃烧室(冲压燃烧室)位于前端，且位于涡轮基内涵道减小了湿面积；和并联TBCC相比，第二燃烧室(冲压燃烧室)位于上端，取消了涡轮发动机单元下方的冲压涵道，用一个涡轮基发动机结构尺寸实现了涡轮和冲压两个涵道。减小发动机尺寸，进而提高发动机推重比。
图4示出了周向轴承的结构示意图，所述周向轴承4包括内圈41、外圈42和设置于内圈41和外圈42之间的滚动体组件43；参见图1- 图3，作为一种实施方式，外支承轴承组件包括止推轴承3和至少两个周向轴承4，压气机涡轮转子组件的前端和后端分别支承有一个周向轴承4，以承受压气机涡轮转子组件的径向作用力。
参见图1-图3，作为一种实施方式，涡轮鼓式转子为基于陶瓷基复合材料制成的涡轮鼓式转子；压气机鼓式转子为基于金属基复合材料制成的压气机鼓式转子。压气机静子6为基于树脂基复合材料或金属基复合材料制成的压气机静子6；涡轮静子12为基于陶瓷基复合材料制成的涡轮静子12。本实施例通过采用树脂基、金属基及陶瓷基复合材料构成外支承鼓式转子结构，以降低发动机的总体重量和体积，以提升推重比，提高飞行速域。同时，涡轮喷气发动机单元的机匣7，包括压气机机匣、涡轮机匣和燃烧室机匣等，均采用高强度、高刚度的金属基复合材料制成，从而构成本实施例的航空发动机的外承力框架，以提高发动机的稳定性和安全性。
在宽速域串联式或并联式TBCC(基于涡轮的组合循环推进系统) 中，涡轮发动机常采用常规的航空涡轮喷气发动机，其主体采用金属材料，有中心的盘和轴等构件，飞行马赫数通常在0-2Ma。本公开的航空发动机采用树脂基、金属基、树脂基或陶瓷基复合材料等材料构成外支承鼓式转子结构涡轮发动机，取消了中心的盘和轴，能够有效提高了发动机推重比；并且由于取消了中心的盘和轴，使得涡轮喷气发动机单元中心空腔能够布置第二燃烧室11(亚燃冲压发动机的燃烧室)，从而利用亚燃冲压发动机提高了最大飞行马赫数到3.5Ma，能够将飞行速域扩大到0-3.5Ma。
参见图1-图3，作为一种实施方式，进气锥1为可调进气锥1，进口机匣2为可调进口机匣2，尾喷管14为可调尾喷管14；涡轮喷气发动机单元还包括第一调节机构、第二调节机构和第三调节机构，第一调节机构与涡轮喷气发动机单元的进气锥1相连，用于调节进气锥1开合。第二调节机构与涡轮喷气发动机单元的进口机匣2相连，用于驱动进口机匣2开合，以使压气机的进气流道开通或关闭。第三调节机构与涡轮喷气发动机单元的尾喷管14相连，用于根据发动机的工作模式调整尾喷管14的状态。
本实施例的组合循环航空发动机可实现马赫数0-3.5宽速域范围内热力循环的切换，具体如下：
参照图1，当飞行器在低马赫数(0-1.5Ma)飞行时，气流通过压气机进行压缩，压缩气体经扩压器9扩压和引射后分别在第一燃烧室10和第二燃烧室11中燃烧，第一燃烧室10燃气驱动涡轮工作并产生推力，涡轮带动压气机工作，第二燃烧室11燃气直接喷射产生推力，此时发动机为涡轮加力工作模态。
参照图2，当飞行器在中马赫数(1.5-2.2Ma)飞行时，飞行器进气锥1通过第一调节机构打开，利用飞行速度产生激波压缩空气经内腔进气，和扩压器9处引射进入内腔的空气掺混，在第二燃烧室11 中燃烧，此时第一燃烧室10继续加热压气机后的压缩空气，此时发动机为涡轮冲压组合工作模态，尾喷管14通过第三调节机构进行相应调节。
参照图3，当飞行器在高马赫数(2.2-3.5Ma)飞行时，飞行器进口机匣2在第二调节机构控制下闭合，关闭压气机进气流道，第一燃烧室10断油；全部空气由激波压缩后经内腔进气，在第二燃烧室 11中燃烧，产生推力，此时发动机为冲压工作模态，尾喷管14由第三调节机构进行相应调节。
本实施例的组合循环航空发动机通过采用树脂基、金属基及陶瓷基复合材料构成压气机涡轮转子组件的外支承鼓式转子结构，取消中心的盘和轴，在涡轮喷气发动机单元的中央空腔处布置第二燃烧室 11，并通过可调进气锥1、可调进口机匣2和可调尾喷管14的配合调节，实现马赫数0-3.5宽速域范围内热力循环的切换。
本领域的技术人员应当理解，上述实施方式仅仅是为了清楚地说明本公开，而并非是对本公开的范围进行限定。对于所属领域的技术人员而言，在上述公开的基础上还可以做出其它变化或变型，并且这些变化或变型仍处于本公开的范围内。

Claims (8)

1.一种组合循环航空发动机，其特征在于，包括涡轮喷气发动机单元和亚燃烧冲压发动机单元；
所述涡轮喷气发动机单元包括压气机涡轮转子组件和第一燃烧室，所述压气机涡轮转子组件通过外支承轴承组件可转动地支承于所述涡轮喷气发动机单元的机匣内；所述第一燃烧室位于所述涡轮喷气发动机单元的压气机和涡轮之间；
所述涡轮喷气发动机单元设有内腔，所述亚燃烧冲压发动机单元包括第二燃烧室，所述第二燃烧室设置于所述内腔中；
所述涡轮喷气发动机单元的扩压器开设有引射孔，所述引射孔可向所述内腔引射气流。
2.如权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，所述外支承轴承组件包括止推轴承和至少两个周向轴承，所述压气机涡轮转子组件的前端和后端分别支承有一个所述周向轴承。
3.如权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，所述压气机涡轮转子组件包括涡轮鼓式转子和压气机鼓式转子，所述涡轮鼓式转子与所述压气机鼓式转子相连；所述涡轮鼓式转子基于陶瓷基复合材料制成；所述压气机鼓式转子基于金属基复合材料制成。
4.如权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，所述涡轮喷气发动机单元的压气机涡轮静子组件与所述涡轮喷气发动机单元的机匣固定相连，所述压气机涡轮静子组件包括相互连接的压气机静子和涡轮静子；所述压气机静子基于树脂基复合材料或金属基复合材料制成；所述涡轮静子基于陶瓷基复合材料制成。
5.如权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，所述涡轮喷气发动机单元还包括第一调节机构，所述第一调节机构与所述涡轮喷气发动机单元的进气锥相连。
6.如权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，所述涡轮喷气发动机单元还包括第二调节机构，所述第二调节机构与所述涡轮喷气发动机单元的进口机匣相连，用于驱动所述进口机匣开合。
7.如权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，所述涡轮喷气发动机单元还包括第三调节机构，所述第三调节机构与所述涡轮喷气发动机单元的尾喷管相连。
8.如权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，所述引射孔的数量为多个，多个所述引射孔沿所述扩压器的周向分布。
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