r>【具體實施方式】
[0022] 下面結合附圖對本發(fā)明的工作過程做進一步的說明：
[0023] 本發(fā)明如圖1所示采用環(huán)形發(fā)動機結構。在原有渦扇航空發(fā)動機的基礎上去掉風 扇整流錐，將中心制作成沖壓發(fā)動機模式。在后續(xù)說明中將省略渦扇發(fā)動機部分。沖壓發(fā) 動機在無相對運動時無法進行工作，所以現(xiàn)行沖壓發(fā)動機大部分是復合發(fā)動機如秦嶺渦扇 發(fā)動機，它的加力燃燒室部分就是一種沖壓發(fā)動機。目前最先進的渦輪發(fā)動機在運行時圓 心部分（轉(zhuǎn)子軸）并不進行做功，所有有效輸出是轉(zhuǎn)子與機匣之間，所以本發(fā)明使用空心轉(zhuǎn) 子軸讓不做功部分得到有效利用?？招霓D(zhuǎn)子軸的中空部分是直徑很大的進氣道。實用設計 時要保證沖壓發(fā)動機的進氣道設計參數(shù)：在渦輪發(fā)動機少量供油或不供油時，由沖壓發(fā)動 機提供動力所須的空氣流量裕度。進氣道參數(shù)為：總壓恢復系數(shù)，外阻力系數(shù)，出口流場均 勾等。
[0024] 氣流在遇到整流錐后會產(chǎn)生氣動阻力與正激波，壓縮前方空氣。外壓式進氣道設 計點，設計為稍亞臨界狀態(tài)，即：結尾正激波不在進氣口而前移少許。但是外壓式進氣道的 氣流轉(zhuǎn)彎程度最大，外罩外壁的傾角最大，所以阻力較大；由于氣流的折轉(zhuǎn)程度較大，所以 管道內(nèi)的總壓損失也較大。所以由上面可以看出外壓式進氣道是無法設計成為超高速發(fā)動 機的進氣道。本發(fā)明的中心涵道是一種內(nèi)壓式進氣道。通過前端風扇、可控喉部與渦輪冷 卻系統(tǒng)一并改善弓形激波，減少多余質(zhì)量空氣溢出口外?？捎行Ы鉀Q難以"起動"問題。外 壓式進氣道在馬赫數(shù)為2. 5以下的戰(zhàn)斗機上用的較多。
[0025] 沖壓發(fā)動機是本發(fā)明重要的系統(tǒng)部件。工作原理是：當飛行馬赫數(shù)大于3 (M > 3) 進氣保護將減少對渦輪發(fā)動機的進氣，沖壓發(fā)動機開始進行工作。在實際發(fā)動機運行中，達 到?jīng)_壓發(fā)動機最低起動標準，沖壓發(fā)動機隨即開始進行工作。注：飛行馬赫數(shù)大于4 (M > 4) 時壓氣機增壓反而不利。
[0026] 本發(fā)明示意圖只有一級風扇如圖2所示，因沖壓發(fā)動機擴壓機匣是低壓轉(zhuǎn)子軸， 所以沖壓發(fā)動機機匣是旋轉(zhuǎn)的。飛行器在高速飛行時進氣系統(tǒng)將面臨嚴重氣動加熱，當飛 行馬赫數(shù)大于5 (M > 5)發(fā)動機的壁面與空氣摩擦后溫度可達1000°C。所以冷卻系統(tǒng)也是 本發(fā)明的重點之一：去掉整流錐而設計延伸扇。延伸扇葉供給的氣流，由于實際氣流的黏性 會導致進入氣體旋轉(zhuǎn)，可在中心涵道表壁形成擾動氣膜，以隔絕氣動加熱。而喉式短扇葉為 改善氣流旋轉(zhuǎn)設計。喉式短扇葉的扇葉為多網(wǎng)孔狀，除了用于改善氣流旋轉(zhuǎn)，還作為過濾氣 體及改善激波對擴壓器的影響。
[0027] 中心涵道的中心涵道進氣口，為燃氣渦輪葉片和端壁的氣膜冷卻提供冷卻劑。喉 部前部焊接喉式短扇葉給將要進入中心涵道進氣口的冷卻劑增壓。進氣口進入的空氣，經(jīng) 過低壓轉(zhuǎn)子軸尾部的壓氣扇葉與尾錐形成的尾部壓氣機進行增壓，在氣室擴壓后，通過渦 輪冷卻結構對渦輪進行冷卻。增壓后的冷卻劑從高壓渦輪與低壓渦輪的根部向端部流去。 中心涵道進氣口不直接在轉(zhuǎn)子內(nèi)壁開口，而是在軸壁凸起約lcm的平臺，在平臺中心開口。 保證底部水、冰經(jīng)平臺下排出。進氣口是傾斜的以加強進氣。密封可采用刷式密封。此處 對密封要求嚴格。冷卻劑從渦輪盤根部向輪緣（整體輪盤）方向進行冷卻。
[0028] 中心涵道處進入的冷卻質(zhì)，氣體流量大，實施氣膜冷卻時不存在氣體流量不足，氣 膜不足等現(xiàn)像。具體氣膜冷卻方法可以參閱申請公布號：CN101910564A等類似方法此處 不再贅述，本發(fā)明主要強調(diào)整體結構。
[0029] 注意：本發(fā)明并不是只使用此種冷卻方法，傳統(tǒng)的冷卻方式也在可以在本發(fā)明中 使用，降低冷卻風險提高冷卻可靠性。
[0030] 高速飛行時，中心涵道的沖壓發(fā)動機隔離段為喉式短扇葉尾端到火焰穩(wěn)定器前 端。其長度通過計算：
【主權項】
1. 一種環(huán)形噴氣式雙轉(zhuǎn)子渦扇航空發(fā)動機，其特征在于：主體結構是空心渦扇航空發(fā) 動機；中心涵道（5)貫通整個發(fā)動機且入口處有風扇扇葉向中心延伸；中心涵道后部具有 可控喉部（15);喉部前端喉式短扇葉（11);扇葉之間具有中心涵道進氣口（12);中心涵道 進氣口后部具有尾部壓氣機（19);高低壓渦輪盤具有傾斜氣孔（18);中心涵道排氣部分是 波瓣形噴管（17)，它通過刷式密封與低壓轉(zhuǎn)子連接，噴管中含有燃油噴嘴，點火器及火焰穩(wěn) 定器等沖壓發(fā)動機所需的必要部件，前端風扇外緣及渦輪輪緣裝有磁力軸承（16)與電磁 裝置。
2. 根據(jù)權利要求1所述的發(fā)動機，其特征在于所述中心涵道（5)入口處有風扇（3)扇 葉向中心延伸，喉式短扇葉為尾端收口形葉片，若旋轉(zhuǎn)方向為順時針則喉式短扇葉（11)為 逆時針制造。
3. 根據(jù)權利要求1所述的發(fā)動機，其特征在于所述可控喉部（15)是分開擴壓段與隔離 段。
4. 根據(jù)權利要求1所述的發(fā)動機，其特征在于喉式短扇葉（I 1)在前端構造成用以清潔 抽取空氣的清潔裝置。
5. 根據(jù)權利要求1所述的發(fā)動機，其特征在于尾部壓氣機具有進氣閥門對所進已濾空 氣進行控制，而排氣口也存在閥門，對空氣流量進行控制。
6. 根據(jù)權利要求1所述的發(fā)動機，其特征在于所述低壓轉(zhuǎn)子軸尾部具有壓氣扇葉和氣 腔與尾錐組成尾部壓氣機結構。
7. 根據(jù)權利要求1所述的發(fā)動機，其特征在于所述渦輪冷媒排放系統(tǒng)，有氣腔、渦輪盤 傾斜氣孔、閥門。
8. 根據(jù)權利要求1所述的發(fā)動機，其特征在于所述前端風扇外緣及渦輪輪緣裝有磁力 軸承（16)或滾動軸承與機匣上軸套成對，軸套布有電路，產(chǎn)生高頻電壓。
9. 根據(jù)權利要求2所述的發(fā)動機，其特征在于所述喉部前端喉式短扇葉（11)葉身為網(wǎng) 狀結構，葉片高度小于中心涵道（5)直徑的10%，且高度向后端增高。
【專利摘要】一種環(huán)形噴氣式雙轉(zhuǎn)子渦扇航空發(fā)動機，屬于航空發(fā)動機整體設計，屬于渦輪風扇航空發(fā)動機技術領域。該設計是一種大推重比、超高速航空發(fā)動機。其特征在于本體是空心渦扇航空發(fā)動機。具有大直徑的空心低壓轉(zhuǎn)子及可控喉部。中心涵道進氣口進入的冷卻劑在尾部壓氣機增壓后進入渦輪，對渦輪進行冷卻，可有效降低渦輪溫度，與發(fā)展成熟的冷卻系統(tǒng)，組成雙冷卻系統(tǒng)。超高速飛行時沖壓發(fā)動機工作，解決高速飛行動力不足等問題。對進入發(fā)動機的異物具有排出功能，對大直徑風扇、渦輪的離心力具有抑制功能。本發(fā)明能夠提高發(fā)動機功率，為飛機提供充足推力；減輕鳥擊破壞；降低渦輪表面溫度；大幅度降低排氣系統(tǒng)尾向紅外輻射。
【IPC分類】F02K3-06
【公開號】CN104863751
【申請?zhí)枴緾N201510136365
【發(fā)明人】馮志新
【申請人】馮志新
【公開日】2015年8月26日
【申請日】2015年3月27日