一种由电机带转增压级实现变涵道比的航空发动机及其控制方法与流程

1.本发明涉及航空动力技术领域，尤其涉及一种由电机带转增压级实现变涵道比的航空发动机及其控制方法。


背景技术：

2.随着对飞机性能要求的日益提高与发动机相关技术的不断进步，不同类型的发动机间的壁垒也逐渐被打破，为兼顾涡喷发动机和涡扇发动机的优势，变循环/变涵道比发动机应运而生，其通过改变发动机的涵道比来适应不同的飞行状态，并且在油耗、推进效率、运行航程等指标相比于定涵道比涡喷发动机/涡扇发动机具备相当的优势。
3.在现有技术中，为实现涵道比可变，发动机需要有多个可调节的外涵，并结合变面积涵道引射器、可变距叶片、中涵道活门、旁通活门等多个调节机构，这些可调机构的增加，不仅大大增加了机械结构的设计难度，还严重降低了整机的安全性与可靠性，并且由于各种调节变量的增加，对相应部件的控制也会越发复杂，无论对控制规律的确定还是控制系统的设计都大大提高了难度，因此目前采用多作动机构调节方式实现的发动机变涵道比方式在性能、效率、稳定性和安全性上还有较大不足。


技术实现要素：

4.本发明的目的在于提供一种通过采用电机调节增压级来改变内涵道流量实现变涵道比的航空发动机及其控制方法，以解决现有技术中航空发动机涵道比调节机构复杂与控制系统设计难度大的问题。
5.为达此目的，本发明采用以下技术方案：
6.一种由电机带转增压级实现变涵道比的航空发动机，包括内涵道、外涵道、风扇、设置于所述内涵道内的增压级、高压压气机、燃烧室、高压涡轮以及低压涡轮，所述高压涡轮通过高压轴驱动所述高压压气机，所述低压涡轮通过低压轴驱动所述风扇，所述风扇用于向所述外涵道以及所述内涵道送风；
7.还包括电机，所述电机被配置为驱动所述增压级，所述增压级用于向所述内涵道送风。
8.可选地，所述电机的输出轴通过联轴器与所述增压级连接。
9.可选地，所述电机的输出轴通过减速组件与所述增压级连接。
10.可选地，所述减速组件为齿轮组件。
11.可选地，所述电机具有沿自身轴线方向贯通的穿心孔，所述低压轴贯穿所述穿心孔设置。
12.可选地，还包括供电设备，所述供电设备用于提供所述电机所需的电能。
13.可选地，所述供电设备为发电机。
14.一种由电机带转增压级实现变涵道比的航空发动机的控制方法，应用于上述任一
方案所述的由电机带转增压级实现变涵道比的航空发动机，当航空发动机处于爬升、加速以及超声速飞行阶段时，控制电机的转速增大，以增加内涵道风量来降低涵道比；当航空发动机处于起飞及亚声速飞行阶段时，控制电机的转速减小，以减少内涵道风量来提高涵道比。
15.有益效果：
16.本发明提供的由电机带转增压级实现变涵道比的航空发动机，通过设置电机直接驱动增压级向内涵道送风，航空发动机可以根据不同的飞行工况通过主动调节电机的转速来改变涵道比，从而满足航空发动机在不同工况下均能实现良好的使用性能，结构简单实用，省去了传统变涵道发动机在控制涵道比改变过程中复杂的调节机构，有效简化航空发动机整机控制系统繁杂的操作过程，也提升了整机的可靠性与安全性。
附图说明
17.图1是本发明由电机带转增压级实现变涵道比的航空发动机的结构示意图。
18.图中：
19.100、内涵道；110、增压级；120、高压压气机；130、燃烧室；140、高压涡轮；150、低压涡轮；160、高压轴；170、低压轴；
20.200、外涵道；
21.300、风扇；
22.400、电机。
具体实施方式
23.下面结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释本发明，而非对本发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本发明相关的部分而非全部结构。
24.在本发明的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“相连”、“连接”、“固定”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
25.在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征之“上”或之“下”可以包括第一和第二特征直接接触，也可以包括第一和第二特征不是直接接触而是通过它们之间的另外的特征接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”包括第一特征在第二特征正上方和斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”包括第一特征在第二特征正下方和斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。
26.在本实施例的描述中，术语“上”、“下”、“右”、等方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述和简化操作，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”仅仅用于在描述上加以区分，并没有特殊的含义。
27.本实施例提供一种由电机带转增压级实现变涵道比的航空发动机，如图1所示，包括内涵道100、外涵道200、风扇300、设置于内涵道100内的增压级110、高压压气机120、燃烧室130、高压涡轮140以及低压涡轮150，其中高压涡轮140通过高压轴160驱动高压压气机120，低压涡轮150通过低压轴170驱动风扇300，风扇300用于向外涵道200以及内涵道100送风，增压级110用于向内涵道100送风，此外航空发动机还包括电机400，电机400被配置为驱动增压级110直接向内涵道100送风。在本实施例中，通过设置电机400直接驱动增压级110向内涵道100送风，航空发动机在运行时可以根据不同工况主动调节电机400的转速来改变涵道比，从而满足其在不同运行工况下均能保证良好的使用性能，并且利用电机400直接驱动增压级110的控制方式代替了传统的变涵道比发动机在控制涵道比改变过程中复杂的调节机构，有效简化航空发动机整机控制系统繁杂的操作过程，结构简单，操作方便。此外，本实施例中由电机直接驱动增压级转动的结构可以用于双转子涡扇发动机，也可以用与多转子涡扇发动机，在此不做过多限定。
28.进一步地，通过电机400直接驱动增压级110转动，在航空发动机启动、加减速等非稳态工况中能够运行稳定，避免工作过程中高压压气机120喘振的发生，从而避免航空发动机在工作时剧烈震动造成部件损坏或部件超温，有效保证整机的可靠性与安全性。
29.进一步地，电机400的输出轴通过联轴器与增压级110连接。联轴器作为可靠高效的转矩传递装置，具有灵敏度高、传递效率高、使用寿命长、减震性能好、耐腐蚀性能好等特性，广泛应用于轴与轴的连接中，在本实施例中，通过使用联轴器连接电机400的输出轴与增压级110，能够高效的将电机400输出轴输出的运动和转矩传递给增压级110，在保证良好的传递效率的同时也可以确保连接过程更加可靠稳固。
30.进一步地，电机400的输出轴还可以通过减速组件与增压级110连接。在本实施例中，当电机400输出轴所输出的转速与驱动增压级110所需的转速不匹配时，就需要设置减速组件来实现二者的连接，通过在电机400输出轴设置减速组件，减速组件自身能够提供合适的传动比，从而可以驱动增压级110以实际所需的转速转动。具体地，减速组件为齿轮组件，齿轮组件自身重量较轻、结构紧凑，并且在运行中拥有良好的抗振动和抗冲击能力，有着较高的传递效率。在本实施例中，齿轮组件包括至少两个相互啮合的齿轮，其中与电机400输出轴相连的齿轮为主动齿轮，与增压级110相连的齿轮为从动齿轮，并且齿轮组件在配置时根据所需传动比选择适合尺寸的主动齿轮和从动齿轮，从而能够使增压级110以所需的目标转速转动。此外设置减速组件为齿轮组件，由齿数较少的主动齿轮啮合带动齿数较多的从动齿轮，从动齿轮相较主动齿轮转速减小，转矩增大，使增压级110启动时运行平稳，动力性更强。
31.于本实施例中，电机400具有沿自身轴线方向贯通的穿心孔，低压轴170贯穿穿心孔设置。具体地，由于电机400的输出轴需要驱动增压级110转动，即电机400输出轴与增压级110共轴设置，因此电机400在设计时需要穿设于低压轴170，本实施例中的电机400为穿轴电机，且穿心孔的孔径大于低压轴170的轴径，从而保证电机400驱动增压级110转动与低压涡轮150驱动风扇300转动之间互不干涉。同时，本实施例中增压级110的转动不再受低压涡轮150的控制，在有效降低低压涡轮150的负荷的同时也可以减少低压涡轮150的设计级数，减小的航空发动机的设计尺寸，并减轻了整体的重量。
32.进一步地，本实施例的由电机带转增压级实现变涵道比的航空发动机还包括供电
设备，供电设备用于提供电机400所需的电能，以保证电机400持续的工作。具体地，供电设备可以为发电机，并且在本实施例中，发电机的转轴优选连接于低压轴170的端部，当航空发动机运行时，低压轴170转动，带动发电机高速旋转产生电能，从而为电机400提供连续不断的电能。本发明不以此为限，发电机还可以通过其他驱动形式转动产生电能，在此不做进一步限定。
33.本实施例还提供一种由电机带转增压级实现变涵道比的航空发动机的控制方法，应用于上述的由电机带转增压级实现变涵道比的航空发动机，具体地，当航空发动机处于爬升、加速以及超声波飞行阶段时，控制电机400的转速增大，以增加内涵道100风量来降低涵道比；当航空发动机处于起飞以及亚声速飞行阶段时，控制电机400的转速减小，以减少内涵道100风量来提高涵道比。
34.具体地，当航空发动机处于爬升、加速以及超声波飞行阶段时，控制电机400的转速增大，使得内涵道100风量明显增加，涵道比降低，使得航空发动机的推力得到有效增强，从而使航空发动机能够更接近涡喷发动机的性能；当航空发动机处于起飞以及亚声速飞行阶段时，控制电机400的转速减小，内涵道100的风量减小，涵道比增加，能够使航空发动机用于更少的油耗，从而增加更多的飞行里程。
35.以3000kgf推力级别的航空发动机为例，将本发明的航空发动机与小涵道比、大涵道比的发动机进行主要性能参数比较，结果如表1所示。
36.表1 3000kgf推力发动机主要性能参数
[0037][0038][0039]
由表1可知，本发明的由电机带转增压级实现变涵道比的航空发动机在起飞时以0.8的小涵道比模式工作，起飞时保持3000kgf的推力；在巡航状态时涵道比则增大至5.5。整个过程与小涵道比发动机相比，在推力略微减小的情况下，油耗率有着显著的下降(
‑
42％)；而相比于大涵道比发动机，只是油耗略高，而巡航状态的推力明显上升，同时进口流量只有大涵道比发动机的一半，有效减小航空发动机整机机身尺寸及重量；同时涡轮前温度也有效降低。
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显然，本发明的上述实施例仅仅是为了清楚说明本发明所作的举例，而并非是对
本发明的实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，能够进行各种明显的变化、重新调整和替代而不会脱离本发明的保护范围。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明权利要求的保护范围之内。