分流式燃气涡轮发动机的制作方法

本发明属航空发动机领域

背景技术：

通常航空燃气涡轮发动机，由于结构原理，设计制造和材料等方面的原因，使加力推重比很少有达到10的。由于通常带加力的燃气涡轮发动机压气机涡轮机构的效率较低，加力燃烧室又只能在较低的压力下工作，使发动机的总耗油率较高。在发动机的制约下，现代飞行器很难在飞机性能方面有较大的提高。

技术实现要素：

本发明的目的是提供一种应用国产太行发动机WS10的现有设计制造技术，就能够实施的不加力推重比可达14.08以上；加力推重比可达28.16以上；比相同质量的涡轮发动机推力、功率大2.2倍以上；耗油率比现有航空涡轮发动机最少低1倍以上的多功能航空燃气涡轮发动机结构模式。

为了达到上述目的，本发明的技术方案是：较大幅度的增加高压空气流量和增设分流喷管。分流喷管为圆筒形，单独对称安装在高压气流发生器的两边。具体做法是：适当加长高压气流发生器的叶片长度；适当增加燃气涡轮的级数，使高压气流发生器燃烧产生的可用功，在理论上全部给了压气机，从而产生出超过高压气流发生器自身工作用量多1.5倍的高压气流量，进入分流燃烧室和比高压气流发生器自身工作用量多4.5倍的燃料混合燃烧，产生出比高压气流发生器燃烧产生的可用功直接变为推力大4.5倍以上的功率和推力，推动飞机前进。因而使不加力推重比增大到14.08以上；加力推重比增大到28.16以上；功率和推力是相同质量涡轮发动机的2.2倍以上。耗油率低1倍以上。由于分流喷管内没有压气机涡轮机构，也没有压气机涡轮机构带来的效率损失，和燃烧温度限制，所以分流喷管的工作温度和工作效率远远高于通常涡轮发动机，耗油率比通常涡轮发动机低1倍以上的说法是保守的说法。推力大2.2倍和推重比达 到14.08和28.16的说法也是很保守的说法，因为这些说法，都没有把分流喷管提高工作温度和取消压气机涡轮效率损失的因素考虑在内。

分流式燃气涡轮发动机由高压气流发生器(变形的涡喷发动机)和分流喷管两大部分组成。

高压气流发生器由压气机、燃烧室、燃气涡轮、燃料供应系统和常效点火装置组成。

分流喷管由冲压进气管、高压输气管、气流功能转换阀、分流燃烧室、推力喷管、可调尾喷口、长效点火装置和燃料供应系统组成(两个分流喷管单独安装在高压气流发生器的两边)。

由于分流喷管内没有转动机构，工作特性不受惯性矩的制约。

分流式燃气涡轮发动机通过改变气流功能转换阀的工作位置，具有四种工作状态，分流式燃气涡轮发动机工作状态；冲压式发动机工作状态；反推力工作状态；火箭发动机工作状态。

附图说明

下面结合附图对本发明做进一步详细说明。

图1是本发明的结构原理图。

图2是本发明分流式燃气涡轮发动机的分流式燃气涡轮发动机的工作状态图。

图3是本发明分流式燃气涡轮发动机的冲压式发动机工作状态图。

图4是本发明分流式燃气涡轮发动机的反推力工作状态图。

图5是本发明分流式燃气涡轮发动机的液体火箭发动机工作状态图。

具体实施方式

本发明分流式燃气涡轮发动机的结构如图1所示，由高压气流发生器1、分流喷管5两大部分组成。

高压气流发生器1由压气机2、燃烧室3、燃气涡轮4、燃料供应系统12和常效点火装置13等构成。

分流喷管5由冲压进气管6、高压输气管7、气流功能转换阀8、分流燃烧室9、推力喷管10、可调尾喷口11、燃料供应系统12和长效点火装置13等组成。

分流式燃气涡轮发动机的分流式燃气涡轮发动机工作状态。

如图2所示，通过改变气流功能转换阀8的工作位置，使冲压进气管6的出口关闭；分流燃烧室9的进口开放；高压输气管7的出口开放；空气由高压气流发生器1入口进入压气机2内，经压缩后从压气机2的出口流出，一小部分进入燃烧室3内和燃料混合燃烧做功，推动涡轮4高速转动，通过传动轴带动压气机2一起转动，连续产生高压气流，维持发动机的正常运转；大部分高压气流进入分流燃烧室9和更多的燃料混合燃烧，产生出比高压气流发生器1燃烧产生的可用功直接变为推力大很多倍的功率和推力，从而使功率、推力、推重比得到大幅度提高。分流燃烧室9和高压气流发生器1的燃烧室都是在高温高压状态下工作，因此耗油率较低；此时整个发动机进入分流式燃气涡轮发动机工作状态。

分流式燃气涡轮发动机的冲压式发动机工作状态。

如图3所示，当飞行速度产生的冲压压力接近分流式燃气涡轮发动机的设计总增压比时，通过气流功能转换阀8使冲压进气管6开放；分流燃烧室9的进口开放；高压输气管7的出口关闭；高压气流发生器1停止工作；迎面气流直接从冲压进气管6进入分流燃烧室9和燃料混合燃烧后，经推力喷管10可调尾喷口11喷出，产生推力，整个发动机进入冲压发动机工作状态。

分流式燃气涡轮发动机的反推力工作状态。

如图4所示，通过气流功能转换阀8使分流燃烧室9的进口关闭；冲压进气管6开放；高压输气管7的出口开放；从压气机2流出的高压气流，从冲压进气管6的进口喷出，产生反推力，使飞行器减速，整个发动机进入反推力工作状态。

如图5所示，通过气流功能转换阀8使分流燃烧室9的进口关闭；冲压进气管6开放；高压输气管7的出口开放；高压气流发生器1停止工作，同时向分流燃烧室9内喷入液体氧化剂和燃料，整个发动机进入液体火箭发动机工作状态；为了减轻重量，只在大气层内飞行的分流式燃气涡轮发动机，可取消此功能。