专利名称：一种压喷分燃式环曲涡轮发动机的制作方法
技术领域：
本发明属于航空发动机领域，涉及一种航空发动机，尤其是一种适 用于各型飞机的压喷分燃式环曲涡轮发动机。
背景技术：
自从1941年英国人惠特尔发明了第一台离心式涡轮喷气发动机， 人类航空发动机进入了涡轮时代，经过近70年的发展，涡轮航空发动机 技术取得了巨大进步，派生出了涡喷、涡扇、涡桨、涡轴等一系列发动 机，不论用途结构如何变化，其中利用涡轮旋转进行压气和做工是发动 机的核心技术。为了提高发动机的性能，人们不断提高涡轮前的温度和 压力，使涡轮工作在一个极其恶劣的环境中，几十年来航空发动机除了 发动机气动技术的进步外，主要是涡轮技术的提高，高性能的航空发动 机应用了极其昂贵的材料和复杂的工艺来制造涡轮，其技术世界上只有 少数几个国家掌握，因为航空发动机技术在国防、经济领域具有战略意 义，所以少数几个掌握航空发动机技术的国家无一例外地将技术严密封 锁，均把航空发动机技术与核技术一同列为最高机密，世界上已有不少 国家掌握了核技术，但还未踏进航空发动机技术的门槛，例如印度早已 掌握了核技术，也投入巨大力量研发航空发动机，但在摔了多架飞机外， 航空发动机技术始终未有突破。我国同样高度重视航空发动机技术，自 从新中国成立以来党和国家领导人非常关心我国航空技术的发展，我国 的航空发动机技术起步晚但起点高，经过上一代科技工作者的艰苦努力，我国的航空发动机技术从无到有，取得了长足进步，但由于工业基础薄 弱，技术储备低，航空发动机始终未能摆脱受制于人的不利局面。近年 来我国的经济基础科研实力不断提高，从秦岭、太行等发动机的问世以 来说明我国已从模仿到研发初步掌握了航空发动机技术，但从数据表明， 性能并不十分稳定先进，寿命较低，所以我国还需进口航空发动机来满 足一些高性能飞机的需要，我国的航空发动机技术来源于俄罗斯，但俄 罗斯的航空发动机技术落后于欧美，由此可见我国与世界航空发动机技 术的差距。现在美国的第四代战机已具备了隐形、垂直起降、超音速巡 航的功能，进一步拉大了与其他国家的差距，欧洲以法国为首的空客公 司在大型飞机发动机方面具有优势，就连美国大型军用加油机招标也首 次舍弃了本土的波音公司，选中了空客公司作为最新一代大型军用加油 机的供货商。民用大型航空发动机的稳定性，经济性，长寿命也是一个 难以攻克的难题，我国在大型运输飞机方面尚未起步，主要配备的是俄 制伊尔、美国波音、法国空客系列，整机全部依赖进口，更不用说研发 大型航空发动机了，为了摆脱这种不利局面，近年我国成立了大型飞机 集团公司，但在与空客公司合作谈判时，受到了诸多刁难，根本无法触 及发动机这一核心技术领域，我国最新下线的翔凤支线客机，选用了美 国的涡扇发动机，由此可见我国发展大型航空发动机的迫切需要和与世 界先进水平的巨大差距。
飞机的心脏是发动机，发动机的心脏是涡轮，实践证明提高发动机 的涡轮前温度是提高发动机功率的关键，现在涡轮叶片所承受的温度已
超过140(TC，时速2700多公里的气流，大部分合金材料制成的叶 无法在这一环境下保持强度和形状的，最新采用陶瓷粉末结晶技术和叶片 中空通风制冷技术可以达到这一要求，但包括我国在内的大部分国家没 有掌握，掌握技术的国家其造价高得惊人，动辄上亿美元。其实除了涡 轴、涡桨发动机外涡轮的主要作用是带动压气机工作，并不直接推动飞 机做工，相反，高速旋转的涡轮对快速通过的气流还有很大的阻力作用， 因为涡轮带动压气机工作只消耗燃气一小部分功，大部分燃气热膨胀推 动飞机做功，所以让涡轮承受全部的喷射气流是不科学的，也是不经济 的，如果先让一小部分压縮空气受热膨胀推动涡轮带动压气机工作，然 后大部分压縮气体受热膨胀直接喷射对飞机做功是比较先进合理的，因 为没有高速旋转涡轮的阻力，温度、压力的限制影响又降至最低，所以 发动机的功率寿命都将大大提高。那么设计一种体积比较小，消耗压縮 空气和燃料也较少，又不影响发动机气流动力还有足够功率带动压气机 工作的燃气涡轮就显得十分重要。
现代航空发动机的涡轮结构是轴流叶片式的，由几十片涡轮叶片连 接在涡轮盘上组成，大的航空发动机涡轮叶片有上百片，由于涡轮叶片 的结构强度较差，所以耐受的温度压力有限，而且是敞开式涡轮，需要 消耗较多的压縮空气和较多的燃料，也不利于发动机的高速气流动力学， 在其他领域还有径流式涡轮发动机，虽然消耗燃料空气相对较少，但也 存在功率和涡轮叶片强度寿命低的情况。其实人们忽视了另一种气流方 向，环流式，即气流绕轴做环转运动，推动涡轮工作，以至于没有开发 出相应的涡轮。
发明内容
本发明的目的在于克服上述现有技术的缺点，提供一种压喷分燃式 环曲涡轮发动机，这种发动机改变传统发动机的布局结构，并采用环曲 式涡轮，形成一种新的工作方式，即带动压气机工作的涡轮和推动飞机 做功的喷射气流是分别燃烧做功完成的，中间环节并没有能量损失，减 少了发动机的气动阻力，也大大放宽了发动机的温度、压力限制。
本发明的目的是通过以下技术方案来解决的-
这种压喷分燃式环曲涡轮发动机，包括外壳体、内壳体、风扇、低 压压气机、高压压气机、涡轮、燃烧室和尾喷口。所述低压压气机、高 压压气机和涡轮依次同轴设于内壳体内，低压压气机的出气口与高压压 气机的进气口连接，高压压气机的出气口处设有涡轮；所述内壳体固定 设于外壳体中，所述风扇设于外壳体的前侧进气端并与低压压气机同轴， 所述燃烧室设于涡轮后方的内壳体尾部，燃烧室的喷气出口后方为尾喷 口；所述涡轮设有总进气管和总出气管，所述总进气管朝向高压压气机 的出口，所述总出气管的朝向与高压压气机出口喷出的高压气流方向一 致。
上述涡轮为轴向环曲式涡轮；包括壳体和安装于壳体内的形腔转 子，形腔转子为圆柱型，形腔转子的轴心处固定安装有贯通轴，所述贯 通轴经轴承安装于壳体上，形腔转子的圆柱面与壳体内壁采用动密封， 形腔转子的圆柱形壁面中部的外周壁上开有一圈或多圈以正弦或者余弦 线路径轴向绕行的自封闭式气道凹槽；所述壳体的侧壁上设有一对或多 对进气口和排气口，每对进气口和排气口设于壳体的同一侧，且进气口的一端与气道凹槽连通，另一端与总进气管连接，进气口的轴向与气道 凹槽相切，排气口的一端与气道凹槽连通，另一端与总出气管连通。
上述形腔转子采用合金钢材质。
上述气道凹槽的外沿槽口两侧楞加工有斜面。
上述气道凹槽内贴衬有耐热陶瓷。
综上所述，本发明的这种新型航空发动机，提供了一种新的工作方 式，即带动压气机工作的涡轮和推动飞机做功的喷射气流是分别燃烧做 功完成的，由于从高压压气机出气口出来的高压燃气有一部分直接顺着 内函喷到燃烧室燃烧做功，中间环节并没有能量损失，减少了发动机的 气动阻力，也大大放宽了发动机的温度、压力限制。本发明还提出了一 种新的涡轮结构环曲式涡轮，即气流在涡轮内绕轴环形曲折通道中快 速通过，将能量传递给曲折通道内壁，推动涡轮旋转，此涡轮具备几个 方面的优势l)气流运动方向与轴旋转方向一致，所以能够将最大能量 传递给涡轮；2)涡轮的内壁是一条环形曲折通道，为非敞开式结构，所 以体积较小，消耗的空气和燃料也较少；3)由于涡轮内环形曲折通道为 管状壁面结构，其结构强度远高于传统叶片式，所以功率和寿命大大提 高；4)此涡轮制造工艺简单，材料便宜，可采用整体式铸造， 一次成形， 由于结构强度高，且内壁方便贴衬陶瓷等耐热复合材料，涡论整体材料 的指标和成本可以大大降低；5)此涡轮只是带动压气机工作，所需燃料 和空气较少，排出的燃气能量较低，并不直接推动飞机做功，但可以对 压縮空气加热，提高发动机的效率。
图1为本发明的压喷分燃式环曲涡轮发动机的结构示意图2为本发明的轴向环曲式涡轮的立体示意图3为本发明的形腔转子2具有两道气道凹槽4时的立体示意图4为本发明的轴向环曲式透平截面示意图。
其中l为壳体；2为形腔转子；3为贯通轴；4为气道凹槽；5为 进气口； 6为排气口； 7为总进气管；8为总出气管；9为风扇；10为整 流罩；ll为低压压气机；12为高压压气机；13为外壳体；14为内壳体; 15为燃烧室；16为尾喷口； 17为斜面；18为涡轮；19为内函；20为外 函。
具体实施例方式
下面结合附图对本发明做进一步详细描述
参见图l，该种压喷分燃式环曲涡轮发动机，包括外壳体13、内壳
体14、风扇9、低压压气机ll、高压压气机12、涡轮18、燃烧室15和 尾喷口 16，低压压气机ll、高压压气机12和涡轮18依次同轴设于内壳 体14内，内壳体14固定设于外壳体13中，风扇9设于外壳体13的前 侧进气端并与低压压气机11同轴，风扇9处还设有整流罩10。燃烧室 15设于涡轮18后方的内壳体14尾部，燃烧室15的喷气出口后方为尾 喷口 16;涡轮18为轴向环曲式涡轮，轴向环曲式涡轮设有总进气管7 和总出气管8，总进气管7朝向高压压气机12的出口，总出气管8的朝 向与高压压气机12出口喷出的高压气流方向 一致。其中总进气管7和总 出气管8是紧贴涡轮18外壁的扁弧形管子，这种设计是为了减小高压燃 气在内函19中的阻力参见图2，图3和图4，轴向环曲式涡轮包括壳体1和安装于壳体1 内的形腔转子2，形腔转子2为圆柱型并采用合金钢材质。形腔转子2 的轴心处固定安装有贯通轴3，贯通轴3经轴承安装于壳体1上，形腔 转子2的圆柱面与壳体1内壁采用动密封，形腔转子2的圆柱形壁面中 部的外周壁上开有一圈或多圈以正弦或者余弦线路径轴向绕行的自封闭 式气道凹槽4，气道凹槽4的外沿槽口两侧楞加工有斜面17，以便于高 压气体进入起到凹槽4内，为了防止高压燃气的冲击磨损，气道凹槽4 内还贴衬有耐热陶瓷。所述壳体1的侧壁上设有一对或多对进气口 5和 排气口 6，每对进气口 5和排气口 6设于壳体1的同一侧，且进气口 5 的一端与气道凹槽4连通，另一端与总进气管7连接，进气口5的轴向 与气道凹槽4相切，排气口6的一端与气道凹槽4连通，另一端与总出 气管8连通。需要说明的是，图中的总进气管7和总出气管8仅为示意 图，这两个总管的具体形状和结构应根据安装涡轮18时在内壳体14内 的位置而定，总进气管7和总出气管8的形状应尽量减小发动机内函19 内的气流阻力。
本发明的工作过程如下所述
如图1，外界空气由风扇进入， 一部分进入外壳体13与内壳体14 之间的外函19， 一部分由低压压气机ll吸入，空气由低压压气机ll第 一次压縮后进入高压压气机12进行再次压縮形成高压气流，从高压压气 机12后部出来的高压气流一部分顺着内函20进入燃烧室15，另一部分 由涡轮18的总进气管7进入涡轮18内的气道凹槽4内，在气道凹槽4 内曲折前进推动型腔转子2转动，型腔转子2上的贯通轴3均与低压压气机11和高压压气机12的主轴连接，当型腔转子2转动时，会带动低 压压气机11和高压压气机12进行压气做功，当高温燃气在气道凹槽4 内做功完成后由总出气管8排出，与在内函19流动的高压燃气混合后进 入燃烧室15进一步燃烧，在燃烧室15内完全燃烧后的高温高压气体同 外函20内的气流一起由尾喷口 16喷出。综上所述，本发明降低了材料成本和工艺难度，提高了涡轮的性能 和使用寿命，适用于大型航空发动机，对我国乃至世界航空发动机技术 具有重要意义，也对航空技术的发展和普及带来了巨大的推动力。
权利要求
1.一种压喷分燃式环曲涡轮发动机，包括外壳体(13)、内壳体(14)、风扇(9)、低压压气机(11)、高压压气机(12)、涡轮(18)、燃烧室(15)和尾喷口(16)，其特征在于所述低压压气机(11)、高压压气机(12)和涡轮(18)依次同轴设于内壳体(14)内，低压压气机(11)的出气口与高压压气机(12)的进气口连接，高压压气机(12)的出气口处设有涡轮(18)，所述内壳体(14)固定设于外壳体(13)中，所述风扇(9)设于外壳体(13)的前侧进气端并与低压压气机(11)同轴，所述燃烧室(15)设于涡轮(18)后方的内壳体(14)尾部，燃烧室(15)的喷气出口后方为尾喷口(16)；所述涡轮(18)设有总进气管(7)和总出气管(8)，所述总进气管(7)朝向高压压气机(12)的出口，所述总出气管(8)的朝向与高压压气机(12)出口喷出的高压气流方向一致。
2. 根据权利要求1所述的压喷分燃式环曲涡轮发动机，其特征在于所述 涡轮(18)为轴向环曲式涡轮；包括壳体(1)和安装于壳体(1)内的 形腔转子(2)，所述形腔转子(2)为圆柱型，形腔转子(2)的轴心处 固定安装有贯通轴(3)，所述贯通轴(3)经轴承安装于壳体(1)上， 形腔转子(2)的圆柱面与壳体(1)内壁采用动密封，形腔转子(2) 的圆柱形壁面中部的外周壁上开有一圈或多圈以正弦或者余弦线路径 轴向绕行的自封闭式气道凹槽(4);所述壳体(1)的侧壁上设有一对 或多对进气口 (5)和排气口 (6)，每对进气口 (5)和排气口 (6)设 于壳体(1)的同一侧，且进气口 (5)的一端与气道凹槽(4)连通， 另一端与总进气管(7)连接，进气口 (5)的轴向与气道凹槽(4)相 切，排气口 (6)的一端与气道凹槽(4)连通，另一端与总出气管(8)连通。
3. 根据权利要求2所述的压喷分燃式环曲涡轮发动机，其特征在于形腔 转子(2)采用合金钢材质。
4. 根据权利要求2所述的压喷分燃式环曲涡轮发动机，其特征在于所述气道凹槽(4)的外沿槽口两侧楞加工有斜面(17)。
5. 根据权利要求2所述的压喷分燃式环曲涡轮发动机，其特征在于所述 气道凹槽(4)内贴衬有耐热陶瓷。
全文摘要
本发明公开了一种压喷分燃式环曲涡轮发动机，包括外壳体、内壳体、风扇、低压压气机、高压压气机、涡轮、燃烧室和尾喷口。所述低压压气机、高压压气机和涡轮依次同轴设于内壳体内，所述内壳体固定设于外壳体中，所述风扇设于外壳体的前侧进气端并与低压压气机同轴，所述燃烧室设于涡轮后方的内壳体尾部，燃烧室的喷气出口后方为尾喷口。本发明提供了一种新的工作方式，即带动压气机工作的涡轮和推动飞机做功的喷射气流是分别燃烧做功完成的，中间环节并没有能量损失，减少了发动机的气动阻力，也大大放宽了发动机的温度、压力限制。
文档编号F02K3/06GK101624945SQ20091002354
公开日2010年1月13日 申请日期2009年8月7日 优先权日2009年8月7日
发明者陈效刚 申请人:陈效刚