航空涡轴发动机的低油耗总体气动构型

技术领域

本发明涉及航空涡轴发动机技术领域，特别地，涉及一种航空涡轴发动机的低油耗总体气动构型。

背景技术

航空涡轴发动机安装在飞行器上，通过燃烧将燃料中的化学能转变为机械能，为飞行器提供轴功率。耗油率（轴功率对应的燃油消耗量）是航空发动机的重要技术指标，直接影响飞行器的经济性、最大航程和商载能力。

现有的发动机总体气动构型如下：

1、PT6B/PT6C发动机采用功率后输出、径向进气、两侧排气的方式，发动机进、排气与飞行方向存在偏离，需要通过飞机的进、排气系统对气体流向进行调整，造成较大的进排气损失及装机损失，影响燃气的做功能力，导致涡轴发动机耗油率增加；

2、Ardiden3系列采用前置式附件传动，为满足结构紧凑性采用了径向进气，要求飞机增加导流装置，实现气流从轴向转为径向，增加了安装损失，影响发动机的功率，导致涡轴发动机耗油率增加；发动机冷端部件采用了导叶不可调节的双级离心压气机，不利于整机性能调试及后续的功率拓展；热端部件采用单级燃气涡轮，单级负荷较高，部件效率较低，直接影响发动机的燃油经济性；

3、T700系列发动机采用5级轴流+1级离心组合压气机，较难兼顾气动稳定性和部件效率，压气机流道径向尺寸被压缩，适应性地采用了直流燃烧室，燃烧室总压损失偏大，对发动机功率、耗油率产生不利影响。

综上，现有的发动机总体气动构型均存在各自的缺陷，在实现整机低油耗方面仍有提升的空间。

发明内容

本发明提供了一种航空涡轴发动机的低油耗总体气动构型，以解决现有的发动机总体气动构型在实现整机低油耗方面仍有提升的空间的技术问题。

根据本发明的一个方面，提供一种航空涡轴发动机的低油耗总体气动构型，包括布设有轴向进气道的外机匣、与所述轴向进气道连通的组合压气机、与所述组合压气机连通的环形回流燃烧室、与所述环形回流燃烧室连通的双级燃气涡轮、与所述双级燃气涡轮连通的双级动力涡轮、布设于所述外机匣外圆周上的偏置式附件传动组件及动力涡轮贯穿轴，所述轴向进气道沿进气方向收缩，所述组合压气机包括依次布设的与所述轴向进气道连通的下压式进气流道、轴向压缩流道及与所述环形回流燃烧室连通的离心压缩流道，所述轴向压缩流道内布设有进口级叶片、第二级叶片及第三级叶片，所述双级燃气涡轮与所述双级动力涡轮通过过渡段连接，所述双级动力涡轮连接有轴向排气通道。

进一步地，所述下压式进气流道相对于轴向方向的倾斜角度为15～20°。

进一步地，所述轴向压缩流道内布设有可调导叶，以调节气流相对于所述进口级叶片和/或第二级叶片的攻角。

进一步地，所述进口级叶片包括叶身、前缘及用于连接所述叶身与所述前缘的连接段，所述前缘232的厚度为0.2～0.6mm。

进一步地，所述连接段233的扩张角为4～9°。

进一步地，所述环形回流燃烧室包括与所述外机匣连接的内机匣、布设于所述外机匣上的双油路喷嘴、与所述双油路喷嘴连接的三级涡流器及与所述三级涡流器连接的用于作为燃烧通道的火焰筒。

进一步地，所述过渡段与所述外机匣连接，所述过渡段上布设有用于支承所述双级燃气涡轮及所述双级动力涡轮的涡轮端轴承，所述轴向排气通道内布设有不传力排气框架。

进一步地，所述不传力排气框架的横截面呈水滴形，所述水滴形的大头端靠近所述双级动力涡轮布设。

进一步地，所述双级动力涡轮的动力涡轮叶片上布设有叶冠，所述叶冠上布设有篦齿，所述外机匣上布设有与所述篦齿适配的封严环。

进一步地，所述双级燃气涡轮及双级动力涡轮的流道内布设有涡轮导向器，所述涡轮导向器包括标准通道面积组别叶片、小通道面积组别叶片和/或大通道面积组别叶片。

本发明具有以下有益效果：

1、本发明的航空涡轴发动机的低油耗总体气动构型，采用偏置式附件传动组件，与附件传动布置在发动机进气道前端的结构形式比较，进气气流不需要发生明显转向，使发动机可通过轴向进气道实现轴向进气，轴向进气道与下压式进气流道共同形成轴向的长距离收缩通道，可有效降低气流总压损失，增加发动机整体抗压力畸变能力，在各种进气条件下降低耗油率；同时轴向进气还可充分利用大气与飞行器相对运动产生的冲压效果，获得进气总压收益，降低飞行器前飞时发动机的耗油率，并提高发动机功率；发动机轴功率从后方后输出时，为适应减速装置的空间需要，发动机尾气需要从一侧或两侧排出，会使气流发生转向，导致排气总压损失成倍增加，本实施例采用动力涡轮贯穿轴传扭，发动机轴功率从前方输出，排气不受功率输出以及减速装置的影响，使发动机实现轴向排气，从而降低排气总压损失；采用与组合压气机相配的环形回流燃烧室，相比直流、折流等类型燃烧室，气流通道面积更大，可降低气流速度达20%，将总压损失从4.0%控制为3.5%，在满足冷却引气压力差的条件下实现总压损失的最优控制，使耗油率进一步下降；相比单级燃气涡轮，采用双级燃气涡轮可以降低涡轮的级负荷，且可以在较宽的转速范围内保持高效率，效率可整体提高约3%，同时还能有效降低燃气涡轮出口马赫数约8%，使过渡段进口（与双级燃气涡轮4的燃气涡轮出口44连接处）的气流方向基本与轴向平行（过渡段进口的气流方向与轴向的夹角为5～10°），且气流角沿径向分布更为均匀，有效抑制过渡段内的气动分离，使下游过渡段的气流总压损失从3.5%降低至2%，保证了发动机在飞行包线中的总体耗油率均较低；本发明的航空涡轴发动机的低油耗总体气动构型能降低耗油率，降低空气流量，提升发动机的效率。

2、进口级叶片呈“子弹头”型，前缘保持较小的尺寸，可有效降低气流损失，同时连接段的厚度快速增加，可有效提高进口级叶片的刚度，并实现较高的效率，可使全转速范围内的效率平均提高1.2%，最多可提升至1.8%。

3、环形回流燃烧室采用双油路喷嘴，结合三级涡流器，使燃烧室出口温度场更为均匀，燃烧室最高出口单点温度相对平均值的差异降低约90℃，可有效减少燃气涡轮冷却气量，冷却气量的减少量相当于发动机总空气流量的1%，可使燃气涡轮效率提高0.8%，耗油率相应降低。

4、双级动力涡轮的动力涡轮叶片上布设有叶冠，叶冠上布设有篦齿，外机匣上布设有与篦齿适配的封严环；能有效减少气流泄露，使双级动力涡轮的效率提升2%。

5、将过渡段与外机匣连接，过渡段通过三个涡轮端轴承支承双级燃气涡轮及双级动力涡轮，利用涡轮端轴承进行传力及润滑，省去了排气框架的支点功能，可减小排气框架的支板尺寸，从而降低发动机的整体重量，并实现更优的气动设计，进一步降低排气损失。

6、不传力排气框架的横截面呈水滴形，水滴形的大头端靠近双级动力涡轮布设，在保证大头端尺寸以降低气流攻角敏感性的同时，逐步减小不传力排气框架中部、尾部的厚度，实现流道扩张，提高排气压力，增大动力涡轮可用功，同时可有效地避免气流分离，能实现排气损失从1.5%降低至0.75%，耗油率下降1.3%。

7、双级燃气涡轮及双级动力涡轮的流道内布设有涡轮导向器，通过改变标准通道面积组别叶片、小通道面积组别叶片、大通道面积组别叶片的数量，调整涡轮导向器的通道面积，能适应压气机参数的变化，达到性能最优化匹配。

除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。

附图说明

构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1是本发明优选实施例的航空涡轴发动机的低油耗总体气动构型的结构示意图；

图2是本发明优选实施例的组合压气机的结构示意图；

图3是本发明优选实施例的下压式进气流道的结构示意图；

图4是本发明优选实施例的进口级叶片的结构示意图；

图5是本发明优选实施例的组合压气机效率随压气机换算转速变化的曲线图；

图6是本发明优选实施例的环形回流燃烧室的结构示意图；

图7是本发明优选实施例的燃气涡轮效率随发动机转速的变化图；

图8是本发明优选实施例的双级动力涡轮的结构示意图；

图9是本发明优选实施例的过渡段的结构示意图；

图10是本发明优选实施例的不传力排气框架的结构示意图；

图11是本发明优选实施例的可调导叶的结构示意图；

图12是本发明优选实施例的涡轮导向器的结构示意图，其中，图12（a）为燃气涡轮导向器的结构示意图，图12（b）为小通道面积组别叶片的结构示意图，图12（c）为大通道面积组别叶片的结构示意图；

图13是本发明优选实施例的发动机工作点在动力涡轮特性图上的分布；

图14是本发明优选实施例设计方案的功率与试验结果对比图；

图15是本发明优选实施例设计方案耗油率、空气流量与试验结果图；

图16是本发明优选实施例与现有技术的功率对比图；

图17是本发明优选实施例与现有技术的耗油率、空气流量对比图。

图例说明：

1、外机匣；11、轴向进气道；12、封严环；2、组合压气机；21、下压式进气流道；211、可调导叶；22、离心压缩流道；23、进口级叶片；231、叶身；232、前缘；233、连接段；24、第二级叶片；25、第三级叶片；26、离心级叶片；3、环形回流燃烧室；31、内机匣；32、双油路喷嘴；33、三级涡流器；34、火焰筒；35、双油路燃油总管；4、双级燃气涡轮；41、燃气涡轮导向器；411、标准通道面积组别叶片；412、小通道面积组别叶片；413、大通道面积组别叶片；414、标准通道；43、燃气涡轮进口；44、燃气涡轮出口；5、双级动力涡轮；51、动力涡轮叶片；52、叶冠；521、篦齿；53、轴向排气通道；531、不传力排气框架；54、动力涡轮导向器；6、偏置式附件传动组件；7、动力涡轮贯穿轴；8、过渡段；9、涡轮端轴承。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由下述所限定和覆盖的多种不同方式实施。

请一并参阅图1至图17，本实施例的航空涡轴发动机的低油耗总体气动构型，包括布设有轴向进气道11的外机匣1、与轴向进气道11连通的组合压气机2、与组合压气机2连通的环形回流燃烧室3、与环形回流燃烧室3连通的双级燃气涡轮4、与双级燃气涡轮4连通的双级动力涡轮5、布设于外机匣1外圆周上的偏置式附件传动组件6及动力涡轮贯穿轴7，轴向进气道11沿进气方向收缩，组合压气机2包括依次布设的与轴向进气道11连通的下压式进气流道21、轴向压缩流道（图中未示出）及与环形回流燃烧室3连通的离心压缩流道22，轴向压缩流道内布设有进口级叶片23、第二级叶片24及第三级叶片25，离心压缩流道22内布设有离心级叶片26，双级燃气涡轮4与双级动力涡轮5通过过渡段8连接，双级动力涡轮5连接有轴向排气通道53，双级燃气涡轮4上布设有用于连接环形回流燃烧室3的燃气涡轮进口43及用于连接过渡段8的燃气涡轮出口44。

本实施例的航空涡轴发动机的低油耗总体气动构型，采用偏置式附件传动组件6，与附件传动布置在发动机进气道前端的结构形式比较，进气气流不需要发生明显转向，使发动机可通过轴向进气道11实现轴向进气，轴向进气道11与下压式进气流道21共同形成轴向的长距离收缩通道，可有效降低气流总压损失，增加发动机整体抗压力畸变能力，在各种进气条件下降低耗油率；同时轴向进气还可充分利用大气与飞行器相对运动产生的冲压效果，获得进气总压收益，降低飞行器前飞时发动机的耗油率，并提高发动机功率；发动机轴功率从后方后输出时，为适应减速装置的空间需要，发动机尾气需要从一侧或两侧排出，会使气流发生转向，导致排气总压损失成倍增加，本实施例采用动力涡轮贯穿轴7传扭，发动机轴功率从前方输出，排气不受功率输出以及减速装置的影响，使发动机实现轴向排气，从而降低排气总压损失；采用与组合压气机2相配的环形回流燃烧室3，相比直流、折流等类型燃烧室，气流通道面积更大，可降低气流速度达20%，将总压损失从4.0%控制为3.5%，在满足冷却引气压力差的条件下实现总压损失的最优控制，使耗油率进一步下降；相比单级燃气涡轮，采用双级燃气涡轮4可以降低涡轮的级负荷，且可以在较宽的转速范围内保持高效率，效率可整体提高约3%，同时还能有效降低燃气涡轮出口马赫数约8%，使过渡段8进口的气流方向基本与轴向平行（过渡段8进口的气流方向与轴向的夹角为5～10°），且气流角沿径向分布更为均匀，有效抑制过渡段8内的气动分离，使下游过渡段8的气流总压损失从3.5%降低至2%，保证了发动机在飞行包线中的总体耗油率均较低，双级燃气涡轮4的效率与单级燃气涡轮的效率对比见图7；本实施例的航空涡轴发动机的低油耗总体气动构型能降低耗油率，降低空气流量，提升发动机的效率。

如图3所示，本实施例中，下压式进气流道21的相对于轴向方向的倾斜角度为15～20°，下压式进气流道21的相对于轴向方向的倾斜角度大于20°，会对机匣内部轴系、齿轮和轴承腔的设计造成空间限制，影响发动机的结构可靠性，并导致轴承腔在大姿态飞行时产生滑油泄漏；下压式进气流道21的相对于轴向方向的倾斜角度小于15°，下压不充分，影响进口级叶片23的做功能力；在组合压气机2外缘切线速度和离心载荷不变的情况下，尽可能地提高进口级叶片23的压比，在同样的压气机总压比条件下，通过提高进口级叶片23的负荷和压比，可以充分发挥进口级叶片23做功能力强的优势，减轻后续第二级叶片24、第三级叶片25的载荷，提升组合压气机2的总体效率。

如图11所示，本实施例中，轴向压缩流道内布设有可调导叶211，以调节气流相对于进口级叶片23和第二级叶片24的攻角，两组导叶角度根据预先设置的规律，在燃油液压的驱动下跟随转速变化；通过优化可调导叶211角度随转速变化的规律，可改变气流相对进口级叶片23、第二级叶片24的攻角，可实时进行压气机流量、压比和喘振裕度等参数的平衡调节，发挥压气机最大性能能力。

如图4所示，本实施例中，进口级叶片23包括叶身231、前缘232及用于连接叶身231与前缘232的连接段233，前缘232的厚度为0.2～0.6mm，连接段233的扩张角为4～9°，进口级叶片23呈“子弹头”型，前缘232保持较小的尺寸，可有效降低气流损失，同时连接段233的厚度快速增加，可有效提高进口级叶片23的刚度，并实现较高的效率，可使全转速范围内的效率平均提高1.2%，最多可提升至1.8%（如图5所示）；前缘232的厚度小于0.2mm，且连接段233的扩张角小于4°时，前缘232的刚度不足，易导致变形甚至断裂；前缘232的厚度大于0.6mm，连接段233的扩张角大于9°时，气流损失较大，会降低发动机的效率。

如图6所示，本实施例中，环形回流燃烧室3包括与外机匣1连接的内机匣31、布设于外机匣1上的双油路喷嘴32、与双油路喷嘴32连接的三级涡流器33及与三级涡流器33连接的用于作为燃烧通道的火焰筒34，双油路喷嘴32上布设有双油路燃油总管35，利用双油路燃烧室布局，结合三级涡流器33，使燃烧室出口（环形回流燃烧室3与双级燃气涡轮4的燃气涡轮进口43连接处）温度场更为均匀，燃烧室最高出口单点温度相对平均值的差异降低约90℃，可有效减少燃气涡轮冷却气量，冷却气量的减少量相当于发动机总空气流量的1%，可使燃气涡轮效率提高0.8%，耗油率相应降低。

如图9所示，本实施例中，过渡段8与外机匣1连接，过渡段8上布设有用于支承双级燃气涡轮4及双级动力涡轮5的涡轮端轴承9，轴向排气通道53内布设有不传力排气框架531；与现有技术通过排气框架支承双级动力涡轮5相比，将过渡段8与外机匣1连接，过渡段8通过三个涡轮端轴承9支承双级燃气涡轮4及双级动力涡轮5，利用涡轮端轴承9进行传力及润滑，省去了排气框架的支点功能，可减小排气框架的支板尺寸，从而降低发动机的整体重量，并实现更优的气动设计，进一步降低排气损失。

如图10所示，本实施例中，不传力排气框架531的横截面呈水滴形，水滴形的大头端靠近双级动力涡轮5布设，在保证大头端尺寸以降低气流攻角敏感性的同时，逐步减小不传力排气框架531中部、尾部的厚度，实现流道扩张，提高排气压力，增大动力涡轮可用功，同时可有效地避免气流分离，能实现排气损失从1.5%降低至0.75%，耗油率下降1.3%。可选地，不传力排气框架531为中空结构，能进一步降低发动机的整体重量。

如图8所示，本实施例中，双级动力涡轮5的动力涡轮叶片51上布设有叶冠52，叶冠52上布设有篦齿521，外机匣1上布设有与篦齿521适配的封严环12；能有效减少气流泄露，使双级动力涡轮5的效率提升2%。可选地，每个叶冠52上间隔布设有两个篦齿521，以进一步减少气流泄漏。

如图12所示，本实施例中，双级燃气涡轮4流道内布设有燃气涡轮导向器41，燃气涡轮导向器41包括标准通道面积组别叶片411、小通道面积组别叶片412和/或大通道面积组别叶片413，如图12（a）所示，燃气涡轮导向器41全部由标准通道面积组别叶片411组成，此时涡轮导向器具有标准通道414，单个小通道面积组别叶片412的通道面积相对于单个标准通道414减小4～9%，单个大通道面积组别叶片413的通道面积相对于单个标准通道414增加4～9%，通过改变标准通道面积组别叶片411、小通道面积组别叶片412、大通道面积组别叶片413的数量，调整燃气涡轮导向器41的通道面积，能适应压气机参数的变化，达到性能最优化匹配；双级动力涡轮5的流道内布设有动力涡轮导向器54，动力涡轮导向器54与燃气涡轮导向器41的结构基本相同，不同之处在于动力涡轮导向器54的通道面积与燃气涡轮导向器41的通道面积不同。可选地，燃气涡轮导向器41的所有通道面积相之和对于全部采用标准通道414增加1%，动力涡轮导向器54的所有通道面积相之和相对于全部采用标准通道414减小2%，如图13所示，当发动机转速从1.01变化至0.9时，发动机工作点始终处于动力涡轮的高效率区间。

本发明的航空涡轴发动机的低油耗总体气动构型，在各发动机转速下，试验获得的功率与设计方案相当（如图14所示），耗油率、空气流量均与设计结果相当（如图15所示），满足指标要求；在以相同发动机转速实现同等功率的情况（如图16所示）下，可使耗油率降低约10%（如图17所示），同时还可降低空气流量约12.1%，可有效降低发动机尺寸、重量，并兼顾寿命、成本、稳定性和功率可发展性。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。