两种航空航天涡扇发动机 |
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| 申请号 | CN201610326598.2 | 申请日 | 2016-05-18 | 公开(公告)号 | CN105841193A | 公开(公告)日 | 2016-08-10 |
| 申请人 | 葛明龙; | 发明人 | 葛明龙; | ||||
| 摘要 | 本 发明 涉及两种航空航天涡扇 发动机 。第一种是进气道进富 氧 气。第二种是进气道和加 力 燃烧室 分别单独或两处一起进富氧气。针对航空涡扇发动机的工作高度有限，通过设置进气道富氧气喷注组件，延用现有航空涡扇发动机的主体结构，采用两种有声腔和隔板再生冷却式加力燃烧室，使得航空涡扇发动机可变成在任何高度工作的两种航空航天涡扇发动机。这是以现有航空涡扇发动机为主的航空航天一体化发动机，技术继承性好，利于开发应用。能推进飞机飞到30?50km高度和达到3?5 马 赫的速度，乃至更高更快，适用于多次重复使用的多种航空航天结合一体 飞行器 。 | ||||||
| 权利要求 | 1.第一种航空航天涡扇发动机，由进气道富氧气喷注组件(1)、小改动主体结构(2)、加力燃烧室中间部分(3)和加力燃烧室外圈部分(4)组成，进气道富氧气喷注组件(1)包括富氧气三通管(10)、富氧气导入管(11)、富氧气集合器(12)和富氧气喷注环(13)，小改动主体结构(2)包括进气道外壁(20)、低压压气机(21)、高压压气机(22)、主燃烧室(23)、高压涡轮(24)、低压涡轮(25)、中心尾喷管(26)、外涵道外壁(27)、加厚外涵道内壁(28)和外涵道外壁法兰盘(29)，加力燃烧室中间部分(3)包括喷管外壁(30)、燃料集合器(31)和燃料导入管(32)，加力燃烧室外圈部分(4)包括直槽声腔(40)、螺樁(41)、螺帽(42)、冷却剂流出集合器(43)、冷却剂导出管(44)、螺旋槽内壁(45)、外壁(46)、冷却剂流入集合器(47)、冷却剂导入管(48)和隔板(49)，除小改动主体结构(2)、螺樁(41)和螺帽(42)外的各零件均焊接固定，其特征在于：富氧气喷注环(13)上开有把70-79％过氧化氢分解生成富氧气喷入进气道内(15)的沿圆周均布径向孔(14)，喷管外壁(30)和燃料集合器(31)上开有向加力燃烧室内(50)喷注航空煤油或液氢燃料的燃料垂直孔(33)和燃料倾斜孔(34)，与外壁(46)钎焊一体的螺旋槽内壁(45)的外表面铣有供再生冷却降温用70-79％过氧化氢流动的多头数螺旋通槽(51)。 |
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| 说明书全文 | 两种航空航天涡扇发动机技术领域背景技术[0002] 经过七十多年的发展，以航空涡扇发动机为代表的航空燃气涡轮发动机已经有很高的技术水平。但是，由于大气密度和氧气量随着高度的增加而减少，使得以空气作为氧化剂的此类发动机推力下降，推进的飞机不能飞得太高太快。民航客机通常在10km高度以1马赫速度巡航。军用飞机能以超音速飞得更高，但马赫数和高度有限。 [0003] 为了使飞机飞得更高更快，本人提出″两种有声腔再生冷却式加力燃烧室及其应用″(中国发明专利申请201510725064.2)。这些加力燃烧室装在航空燃气涡轮发动机的后部，构成″一种长加力航空燃气涡轮发动机″和″一种串联式涡轮火箭组合发动机″。这两种新型发动机能使新型超音速客机、先期太空旅游飞机等飞机在20km高度以2马赫的速度巡航。 [0004] 经过七十多年的发展，能在任何高度工作的液体火箭发动机也有很高的技术水平。有的用于推进超过20km高度和2马赫以上速度的火箭飞机，如美国空军的AR2-3火箭发动机。但是，该型发动机需消耗比航空煤油多得多的高浓度90％过氧化氢作为氧化剂。既不经济，又影响飞行高度和续航能力。 [0005] 现在很需要既能充分吸收大气中氧气进行燃烧，又能在任何高度工作，而且结构变化不大的航空航天一体化发动机。 发明内容[0006] 针对航空燃气涡轮发动机和本人提出的两种新型发动机有工作高度限制，而能在任何高度工作的液体火箭发动机又不能利用空气进行燃烧，为了解决此矛盾，研制出能充分利用大气的氧气进行燃烧并可在任何高度工作的发动机，本发明把航空燃气涡轮发动机和液体火箭发动机合而为一，提出两种航空航天涡扇发动机。 [0007] 第一种航空航天涡扇发动机是进气道进富氧气涡扇发动机，由四部分组成。前部是进气道富氧气喷注组件，中部是小改动主体结构，后部中间是加力燃烧室中间部分，后部外圈是加力燃烧室外圈部分。 [0008] 第一种航空航天涡扇发动机的进气道富氧气喷注组件，由富氧气三通管、富氧气导入管、富氧气集合器和富氧气喷注环组成。富氧气喷注环焊接在进气道外壁上。通过富氧气喷注环上开的沿圆周均布径向孔，在需要时向进气道内喷注热的富氧气，以弥补高空工作的冷空气缺少和没有。 [0009] 富氧气是催化分解中等浓度70-79％过氧化氢生成的气体，由氧气和水蒸汽组成。最高分解温度为322-485℃。与航空煤油的最高燃烧温度为1958-2228℃，与液氢的最高燃烧温度为2020--2277℃，都与空气/航空煤油的最高燃烧温度2000℃差不多。70-79％过氧化氢无毒无色无气味，腐蚀性小，安全性高。冰点低至-40--25℃，沸点高至125-132℃，使用方便。25℃的密度高达1.287-1.330g/cm3，与航空煤油的组合密度高达1.227-1.255g/cm3。 与液氢的组合密度为0.764-0.741g/cm3，比液氧液氢的组合密度0.354g/cm3高一倍多。是良好的再生冷却剂，冷却温升一般只有20-30℃。价格较低，经济性较好。 [0010] 第一种航空航天涡扇发动机的小改动主体结构，是对现有航空涡扇发动机主体结构作适宜与加力燃烧室连接的小改动，增加了外涵道外壁法兰盘和加厚外涵道内壁。由进气道外壁、低压压气机、高压压气机、主燃烧室、高压涡轮、低压涡轮、中心尾喷管，外涵道外壁、加厚外涵道内壁和外涵道外壁法兰盘组成。对于与来自进气道气体相接触的零部件，所使用的材料要从适应温度低的空气转变为适应温度较高的空气与富氧气混合气，乃至适应温度更高的单一富氧气。 [0011] 第一种航空航天涡扇发动机的加力燃烧室中间部分，由喷管外壁、燃料集合器和燃料导入管组成。喷管外壁上开有沿圆周均布的燃料垂直孔。燃料集合器上开有沿圆周均布的燃料倾斜孔。这些孔用来向加力燃烧室内喷注航空煤油或液氢燃料，供补燃用。 [0012] 第一种航空航天涡扇发动机的加力燃烧室外圈部分，设置直槽声腔和隔板抑制高频不稳定燃烧，达到减振的目的。沿圆周开有宽度和弧长相同的扇形直槽。直槽之间是声腔肋，因周围温度不太高而不像火箭推力室声腔肋那样进行再生冷却。直槽的深度有两种，深声腔用来抑制一阶切向声学振动，浅声腔用来抑制一阶径向声学振动。深声腔与浅声腔相间排列，相间比例为2对1、1对1或1对2。当不设置隔板时，该相间比例为2对1。当设置有抑制一阶切向声学振动的隔板时，该相间比例选用1对1或1对2。数目为6或大于6的浅声腔部位的金属实体部分开有螺椿孔。隔板是耐高温的长方形板材，数量不少于6块，沿圆周均布，焊接固定在直槽声腔的内侧面上。 [0013] 第一种航空航天涡扇发动机的加力燃烧室外圈部分，其它零件为螺椿、螺帽、冷却剂流出集合器、冷却剂导出管、螺旋槽内壁、外壁、冷却剂流入集合器和冷却剂导入管。螺旋槽内壁上铣有供再生冷却降温用70-79％过氧化氢流动的多头数螺旋通槽。外壁整体加工后沿纵向剖切成对称的两半，扣合在螺旋槽内壁上后焊为一体。 [0014] 第一种航空航天涡扇发动机的加力燃烧室中间部分和加力燃烧室外圈部分组成第一种有声腔和隔板再生冷却式加力燃烧室。 [0015] 为了解决飞机乘客在高空的吸氧问题，富氧气三通管有一通是向飞机气源系统输送富氧气。 [0016] 本发明第二种航空航天涡扇发动机是两处进富氧气涡扇发动机。是指进气道和加力燃烧室分别单独或两处一起进富氧气。该发动机与第一种航空航天涡扇发动机一样由四部分组成，而且前三部分完全一样，只是第四部分的后部外圈由加力燃烧室外圈部分改成又一种加力燃烧室外圈部分。后者与前者的差别在于把冷却剂流出集合器改成有富氧气流入和冷却剂流出双集合功能的双集合器，除增设一个富氧气导入管及其连接的富氧气三通管外，还增加环盖板和角形盖板这两个零件，其余零件不变。 [0017] 第二种航空航天涡扇发动机的加力燃烧室中间部分和又一种加力燃烧室外圈部分组成第二种有声腔和隔板再生冷却式加力燃烧室。 [0018] 本发明两种航空航天涡扇发动机，主要优点和有益效果是： [0019] 1.在各高度以不同速度飞行时，不同量的空气进入进气道，发动机能充分利用大气中氧气进行燃烧。 [0020] 2.发动机在推进飞机上升和下降时，有在0-10km高度的非加力工况，既不消耗氧化剂，又节省燃料。还有在10km以上高度的不消耗氧化剂加力工况，相应在系统上设置再生冷却剂的循环冷却装置，保证中等浓度过氧化氢对螺旋槽内壁的可靠冷却。 [0021] 3.第二种航空航天涡扇发动机有在15-25km高度向加力燃烧室喷注富氧气的加力工况，还有在20-30km高度向进气道和加力燃烧室一起喷富氧气的加力工况，能显著提高飞机的飞行高度和速度。 [0022] 4.两种航空航天涡扇发动机有向进气道单独喷富氧气工况，能使飞机飞到30-50km高度，达到3-5马赫的速度。还能在更高处乃至太空工作，推进飞机达到高超音速。 [0023] 5.延用现有航空涡扇发动机发动机的主体结构，引用液体火箭发动机的声腔、隔板和再生冷却技术，技术继承性好，利于开发应用。 [0024] 本发明两种航空航天涡扇发动机，是除液体火箭发动机以外可在任何高度工作的又一类发动机，且能充分利用大气中氧气进行燃烧。属于航空航天一体化发动机，适于推进多次重复使用的新型超音速客机、先期和正式的太空旅游飞机、火箭飞机、空天飞机、高超音速飞机、发射火箭用超大型飞机、星际飞机、单级入轨飞行器、可回收火箭等航空航天结合一体飞行器。附图说明 [0025] 图1是第一种航空航天涡扇发动机简图 [0026] 图2是第二种航空航天涡扇发动机简图 [0027] 图3是进气道富氧气喷注组件简图 [0028] 图4是小改动主体结构简图 [0029] 图5是第一种有声腔和隔板再生冷却式加力燃烧室简图 [0030] 图6是第二种有声腔和隔板再生冷却式加力燃烧室简图 [0031] 图7是直槽声腔结构简图 [0032] 图7-1是直槽声腔仰视图 [0033] 图7-2是图7-1的A-A剖面图 [0034] 图7-3是图7-1的B-B剖面图 具体实施方式[0035] 图1、图2、图3、图4、图5、图6和图7是本发明两种航空航天涡扇发动机的优选实施例。 [0036] 如图1、图3、图4、图5和图7所示，本发明第一种航空航天涡扇发动机，由进气道富氧气喷注组件1、小改动主体结构2、加力燃烧室中间部分3和加力燃烧室外圈部分4组成，进气道富氧气喷注组件1包括富氧气三通管10、富氧气导入管11、富氧气集合器12和富氧气喷注环13，小改动主体结构2包括进气道外壁20、低压压气机21、高压压气机22、主燃烧室23、高压涡轮24、低压涡轮25、中心尾喷管26、外涵道外壁27、加厚外涵道内壁28和外涵道外壁法兰盘29，加力燃烧室中间部分3包括喷管外壁30、燃料集合器31和燃料导入管32，加力燃烧室外圈部分4包括直槽声腔40、螺樁41、螺帽42、冷却剂流出集合器43、冷却剂导出管44、螺旋槽内壁45、外壁46、冷却剂流入集合器47、冷却剂导入管48和隔板49，除小改动主体结构2、螺椿41和螺帽42外的各零件均焊接固定。富氧气喷注环13上开有把70-79％过氧化氢分解生成富氧气喷入进气道内15的沿圆周均布径向孔14，喷管外壁30和燃料集合器31上开有向加力燃烧室内50喷注航空煤油或液氢燃料的燃料垂直孔33和燃料倾斜孔34，与外壁46钎焊一体的螺旋槽内壁45的外表面铣有供再生冷却降温用70-79％过氧化氢流动的多头数螺旋通槽51。 [0037] 如图2、图3、图4、图6和图7所示，本发明第二种航空航天涡扇发动机，由进气道富氧气喷注组件1、小改动主体结构2、加力燃烧室中间部分3和又一种加力燃烧室外圈部分5组成，又一种加力燃烧室外圈部分5包括直槽声腔40、螺椿41、螺帽42、双集合器52、环盖板53、富氧气导入管11、富氧气三通管10、角形盖板54、冷却剂导出管44、螺旋槽内壁45、外壁 46、冷却剂流入集合器47、冷却剂导入管48和隔板49，除小改动主体结构2、螺椿41和螺帽42外的各零件均焊接固定。富氧气喷注环13上开有把70-79％过氧化氢分解生成富氧气喷入进气道内15的沿圆周均布径向孔14，双集合器52上开有把富氧气喷入加力燃烧室内50的沿圆周均布富氧气孔55，喷管外壁30和燃料集合器31上开有向加力燃烧室内50喷注航空煤油或液氢燃料的燃料垂直孔33和燃料倾斜孔34，与外壁46钎焊一体的螺旋槽内壁45的外表面铣有供再生冷却降温用70-79％过氧化氢流动的多头数螺旋通槽51。 [0038] 如图4所示，第一种或第二种航空航天涡扇发动机的小改动主体结构2是延用现有航空涡扇发动机主体结构，增设了外涵道外壁法兰盘29和加厚内涵道内壁28。 [0039] 如图5和图6所示，第一种或第二种航空航天涡扇发动机的喷管外壁30与中心尾喷管26配对，开有与壁面垂直和有不同直径的燃料垂直孔33，燃料集合器31上开有与轴线夹角为10-60度的燃料倾斜孔34，两种孔都沿圆周均布，燃料倾斜孔34还与富氧气孔55组成夹角为60-100度的气液喷注单元。 [0040] 如图5、图6和图7所示，第一种或第二种航空航天涡扇发动机的直槽声腔40上沿圆周开有宽度和弧长相同的扇形直槽，直槽之间是不再生冷却的声腔肋56，直槽的深度有两种，深声腔57与浅声腔58相间排列，相间比例为2对1、1对1或1对2，数目为6或大于6的浅声腔58部位的金属实体部分开有螺椿孔59。 [0041] 如图5、图6和图7所示，第一种或第二种航空航天涡扇发动机的隔板49是耐高温的长方形板材，数量不少于6块，沿圆周均布，焊接固定在直槽声腔40的内侧面上，位于声腔肋56的径向延长线上。 [0042] 如图5和图6所示，第一种或第二种航空航天涡扇发动机的外壁46整体加工后沿纵向剖切成对称的两半，扣合在螺旋槽内壁45上后焊为一体。 [0043] 如图1、图2、图3和图6所示，第一种或第二种航空航天涡扇发动机的富氧气三通管10有一通是向飞机气源系统输送富氧气。 |
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