一种旋转冲压激波增压燃气涡轮发动机

技术领域

本发明属于涡轮发动机技术领域，特别涉及一种旋转冲压激波增压燃气涡轮发动机。

背景技术

小型涡喷发动机广泛使用的离心构型存在迎风面积大的缺陷，高速飞行时迎风面积会导致飞行器的阻力急剧增加。若使用多级轴流压气机其零件数目较多，且在小流量时，轴流压气机的效率偏低。高速飞行时，进气道冲压效应增强，压气机进口温度升高导致传统发动机热节流及循环净功减少，使得其推力急速下降。

发明内容

针对上述问题，本发明提出一种旋转冲压激波增压燃气涡轮发动机。

为了实现上述目的，本发明采用以下技术方案：

一种旋转冲压激波增压燃气涡轮发动机，包括外机匣和内机匣，所述内机匣位于外机匣内部，所述内机匣与外机匣之间构成外涵道；

所述外机匣内安装有导流叶片，所述导流叶片用于导入气流；

所述内机匣内安装有第一机构，所述第一机构用于对气流增压和升温，并进行做功；

所述内机匣一侧还设置有第二机构，所述第二机构用于对气流进行二次增压和升温。

优选地，所述外机匣设置有前段、中段和后段；

所述导流叶片位于前段开口处；

所述内机匣位于前段且位于导流叶片一侧，所述第二机构位于中段；

所述后段为二元尾喷管，所述二元尾喷管用于将管径调整为第一管径或第二管径；

所述第一管径为沿外机匣轴向先由大变小，再由小变大的管径；

所述第二管径为沿外机匣轴向由大变小的管径。

优选地，所述第一机构包括旋转冲压压气机、第一燃烧室和第二涡轮；

所述旋转冲压压气机与第二涡轮连接；

所述第一燃烧室位于旋转冲压压气机与第二涡轮之间。

优选地，所述第一燃烧室还连通有输送管道，所述输送管道用于输送燃油进入第一燃烧室。

优选地，所述第二机构包括第二燃烧室；

所述第二燃烧室连通有导管，所述导管与输送管道连通。

优选地，所述内机匣靠近导流叶片的一侧安装有若干模态转换阀门，所述模态转换阀门用于对气流导向。

优选地，所述外机匣的内壁安装有涵道引射器，所述涵道引射器用于将经过外涵道的气流导向第二机构。

优选地，所述第二涡轮通过轴与旋转冲压压气机连接，所述旋转冲压压气机通过轴与导流叶片连接。

优选地，所述内机匣表面还开设有泄流孔，所述泄流孔的位置对应旋转冲压压气机。

优选地，所述外机匣和内机匣同轴设置。

本发明的有益效果：

1、本发明利用旋转冲压压气机解决弹离心压气机迎风面积大，多级轴流压气机零件多、小流量效率低的问题，在紧凑尺寸获得更高的流量及压比，保证原始发动机在较小的外廓尺寸下获得更大的推力，相比某同等量级发动机使用旋转冲压压气机后，可以单级实现压比5量级的增压能力，同时外廓减小约32％，静止时相同耗油率下推力增大17.3％；

2、本发明采用串联形式的组合动力方案，低速时利用旋转冲压增压，高速时利用冲压效应对气流进行增压，解决马赫数3以上传统发动机热节流及循环净功减少的问题，大幅增加高马赫数下发动机的推力。模式转换后在Ma＝3时的推力为常规同量级下发动机推力的9.5倍；

3、本发明通过使用模态转换阀门、涵道引射器，将燃气涡轮发动机的工作模式调整为高速模式和低速模式，提高了工作效率。

本发明的其它特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分地从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过在说明书以及附图中所指出的结构来实现和获得。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1示出了一种现有的使用单离心压气机的燃气涡轮发动机示意图；

图2示出了一种现有的使用多级轴流压气机的燃气涡轮发动机示意图；

图3示出了本发明的一种旋转冲压激波增压燃气涡轮发动机示意图；

图4示出了本发明的燃气涡轮发动机在低速模式下的气流流向图；

图5示出了本发明的燃气涡轮发动机在高速模式下的气流流向图；

图6示出了本发明的内机匣与某涡喷发动机对比图。

图中：1、第一机壳；101、单离心压气机；102、工作燃烧室；103、传动轴；104、第一涡轮；105、喷管；2、第二机壳；201、多级轴流压气机；3、外机匣；301、导流叶片；302、涵道引射器；303、二元尾喷管；304、外涵道；4、内机匣；401、模态转换阀门；402、旋转冲压压气机；4021、可调导叶；4022、旋转冲压转子；4023、静子；403、第一燃烧室；404、第二涡轮；4041、涡轮导向器；4042、涡轮转子；405、导管；406、第二燃烧室；407、泄流孔。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、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清楚、完整地说明，显然，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。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做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。

一种旋转冲压激波增压燃气涡轮发动机，如图3所示，包括外机匣3和内机匣4，二者同轴设置，内机匣4位于外机匣3内部，内机匣4与外机匣3之间构成外涵道304；在图3中，外机匣3设置有前段、中段和后段，其中在前段的开口处安装了导流叶片301，导流叶片301的作用是将气流导入外机匣3内部。

另外，内机匣4位于前段且位于导流叶片301一侧，第二机构位于中段，后段为二元尾喷管303，其中二元尾喷管303可以根据工作模式调整其管径。而本发明的工作模式可以分为高速模式和低速模式，在高速模式下二元尾喷管303的管径变化是先由大变小，然后由小变大；在低速模式下二元尾喷管303的管径变化是由大变小。

另外，内机匣4内安装有第一机构，第一机构用于对气流增压和升温，并进行做功；具体地，第一机构包括旋转冲压压气机402、第一燃烧室403和第二涡轮404；第一燃烧室403位于旋转冲压压气机402与第二涡轮404之间，第二涡轮404通过轴与旋转冲压压气机402连接，旋转冲压压气机402通过轴与导流叶片301连接。在工作状态下，第二涡轮404、旋转冲压压气机402和导流叶片301会高速转动，使外部气流进入。

需要说明的是，如图1所示，为现有的单离心压气机的燃气涡轮发动机示意图，其中包括第一机壳1、单离心压气机101、工作燃烧室102、传动轴103、第一涡轮104和喷管105，其中单离心压气机101与第一涡轮104之间通过传动轴103连接，工作燃烧室102则设置在单离心压气机101和第一涡轮104之间，喷管105则设置在第一机壳1的尾部。图1的结构使用的离心构型存在迎风面积大的缺陷，高速飞行时迎风面积会导致飞行器的阻力急剧增加。气流通过单离心压气机101增压后，进入工作燃烧室102，在工作燃烧室102中进行燃烧，燃烧后的高温高压气体进入第一涡轮104，气流在第一涡轮104中膨胀并对第一涡轮104做功，涡轮通过传动轴103带动压气机高速旋转继续吸入气体，同时做完功的气体进入喷管中105进一步膨胀加速，并从喷管105中高速喷出，产生推力。另外图2所示，为现有的多级轴流压气机201的燃气涡轮发动机示意图，其与图1的区别在于将第一机壳1替换成了第二机壳2，然后将单离心压气机101替换成了多级轴流压气机201，但是图2的结构使用的零件较多，在小流量时，多级轴流压气机201的效率偏低。

进一步地，第一燃烧室403还连通有输送管道，输送管道用于输送燃油进入第一燃烧室403。第一燃烧室403的燃油燃烧后产生高温，使气流升温。另外，内机匣4一侧还设置有第二机构，第二机构用于对气流进行二次增压和升温，第二机构包括第二燃烧室406，第二燃烧室406连通有导管405，导管405与输送管道连通。

需要说明的是，通过图3可知，外部燃油是通过输送管道和导管405往第一燃烧室403和第二燃烧室406输送燃油的，使用两个燃烧室的目的是对气流实现多级加热。

进一步地，内机匣4靠近导流叶片301的一侧安装有若干模态转换阀门401，模态转换阀门401用于对气流导向。外机匣3的内壁安装有涵道引射器302，涵道引射器302用于将经过外涵道304的气流导向第二机构。

需要说明的是，本发明的模态转换阀门401的作用是关闭或打开内机匣4的进风口，在图3中，当模态转换阀门401关闭后，气流就无法进入内机匣4，而是进入了外涵道304，反之当模态转换阀门401开启后，外涵道304就会关闭，气流进入内机匣4中。

进一步地，内机匣4表面还开设有泄流孔407，泄流孔407的位置对应旋转冲压压气机402。

需要说明的是，泄流孔407是可以根据需要打开和关闭的，飞行器低速飞行时，泄流孔407关闭，此时主要通过402旋转冲压压气机增压，飞行器在高低速过渡态时(马赫数1.5-2)时，泄流孔407打开用以缓解压气机的热堵塞效应，当飞行器加速道高速时，完全依靠冲压作用增压，此时泄流孔407关闭。

如图4和图5所示，本发明的旋转冲压压气机402具体包括可调导叶4021、旋转冲压转子4022和静子4023，而泄流孔407则朝向旋转冲压转子4022，而第二涡轮404则包括涡轮导向器4041和涡轮转子4042。

下面对本发明的旋转冲压激波增压燃气涡轮发动机的两种工作模式进行说明：

低速模式：如图4所示，导流叶片301将气流导入外机匣3内，模态转换阀门401打开，涵道引射器302关闭，气流通过模态转换阀门401引导进入旋转冲压压气机402增压，再进入第一燃烧室403燃烧后形成高温高压气体进入第二涡轮404做功，然后气流进入第二燃烧室406，最后通过二元尾喷管303排出，此时二元尾喷管303采用管径由大变小的结构。

高速模式：如图5所示，模态转换阀门401关闭，涵道引射器302打开，高速时气流主要经过导流叶片301，通过模态转换阀门401引导由外涵道304经过冲压增压，再进入到第二燃烧室406中燃烧，然后经过二元尾喷管303排出，此时二元尾喷管303的管径变化为先由大变小，再由小变大，利用冲压效应对气流进行增压，解决马赫数3以上传统发动机热节流及循环净功减少的问题。

如图6所示，为本发明的第一结构与某涡喷发动机的对比，其对比结果如下表所示：

表1：H＝0m，Ma＝0的对比结果表

从表1中可知H＝0m，Ma＝0时，本发明的旋转冲压压气机402内涵推力增大17.3％，耗油率不变，外廓减小32％。

表2：H＝10000m，Ma＝3的结果对比表

从表2中可知，本发明的冲压计算为常规状态下推力的9.5倍。

本发明融合了激波压缩与常规压气机的设计技术，借鉴超音速进气道的增压方式，通过高速旋转使得气流相对于旋转叶轮的马赫数达到2以上，此时通过通道的收缩，构建一系列的弱斜激波，通过激波波系的增压获得了高效的压缩系统，其单级压比远高于常规的压气机，旋转冲压压气机402可解决离心压气机迎风面积大，多级轴流压气机201零件多、小流量效率低的问题，在紧凑尺寸获得更高的流量及压比。本发明采用串联形式的组合动力方案，低速时利用旋转冲压增压，高速时利用冲压效应对气流进行增压，显著拓展小型涡喷发动机的飞行马赫数适用范围，解决马赫数3以上传统发动机热节流及循环净功减少的问题，大幅增加高马赫数下发动机的推力。

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：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。