一种模态可变涡扇发动机、飞行器及飞行模式切换方法与流程

本发明涉及航空航天，尤其涉及一种模态可变涡扇发动机、飞行器及飞行模式切换方法。

背景技术：

1、目前，超音速客机飞行速度比传统客机高三倍，极大的缩短了长途飞机的时间，在远距离飞行更具优势，具有很广阔的市场前景。但传统的超音速客机动力系统配备的是固定循环的涡喷发动机或涡扇发动机，虽然固定循环的涡喷或涡扇发动机高速性好，但工作循环单一，难以兼顾多种工作模态，导致发动机油耗高，效费比低，使得超音速客机的运行成本高昂。

2、因此，如何设计一种可以兼顾多种模态工作的发动机，是本领域亟待解决的重要问题之一。

技术实现思路

1、本发明的目的在于提供一种模态可变涡扇发动机、飞行器及飞行模式切换方法，以解决传统超音速客机无法兼顾多种模态工作的问题。

2、本发明提供了一种模态可变涡扇发动机，包括进气管、转轴、第一风扇、第一风扇转轴、第二风扇、离合器、压气机、扩压器、流量调节机构、驱动机构、燃烧室以及尾喷管，第一风扇套设在第一风扇转轴上，第二风扇和驱动机构均设在转轴的输出端，第一风扇和第二风扇均和驱动机构电连接，离合器设在第一风扇转轴与转轴之间，流量调节机构和驱动机构电连接，流量调节机构设在模态可变涡扇发动机的外涵道上，扩压器设在模态可变涡扇发动机的内涵道上；

3、当模态可变涡扇发动机处在第一模态时，驱动机构用于调整第一风扇的角度和第二风扇的角度达到预设角度，第一风扇转轴和转轴通过离合器连接，驱动机构控制流量调节机构转动至第一预设条件，空气沿着进气管流入第一风扇和第二风扇，第一风扇用于第一次压缩空气，第二风扇均用于第二次压缩空气，第二次压缩后的空气分成两股，一股流入外涵道，一股流入所述压气机，压气机用于第三次压缩空气，第三次压缩后的空气流入燃烧室；

4、当模态可变涡扇发动机处在第二模态时，第一风扇转轴和转轴通过离合器分离，驱动机构控制流量调节机构转动至第二预设条件，空气沿着进气管依次流入第一风扇和第二风扇，第二风扇用于第一次压缩空气，第一次压缩后的空气分成两股，一股流入外涵道，一股流入所述压气机，压气机用于第二次压缩空气，第二次压缩后的空气流入燃烧室。

5、优选的，扩压器为面积可调扩压器。

6、优选的，扩压器具有进气口和出气口，进气口与压气机的出气口连通，出气口与燃烧室连通。

7、一种飞行器，包括上述的模态可变涡扇发动机。

8、一种飞行模式切换方法应用于上述的飞行器，方法包括：

9、基于模态可变涡扇发动机所处的飞行状态，确定模态可变涡扇发动机的飞行指令；

10、响应于第一模态飞行指令，驱动机构调整第一风扇的角度和第二风扇的角度达到预设角度，第一风扇转轴和转轴通过离合器连接，驱动机构控制流量调节机构转动至第一预设条件；

11、响应于第二模态飞行指令，第一风扇转轴和转轴通过离合器分离，驱动机构控制流量调节机构转动至第二预设条件。

12、优选的，响应于第一模态飞行指令，驱动机构调整第一风扇的角度和第二风扇的角度达到预设角度，第一风扇转轴和转轴通过离合器连接，驱动机构控制流量调节机构转动至第一预设条件的方法包括：

13、空气沿着进气管流入第一风扇和第二风扇，第一风扇第一次压缩空气，第二风扇第二次压缩空气，第二次压缩后的空气分成两股，一股流入外涵道，一股流入所述压气机，压气机用于第三次压缩空气，第三次压缩后的空气依次流入燃烧室。

14、优选的，响应于第二模态飞行指令，第一风扇转轴和转轴通过离合器分离，驱动机构控制流量调节机构转动至第二预设条件的方法包括：

15、空气沿着进气管依次流入第一风扇和第二风扇，第二风扇用于第一次压缩空气，第一次压缩后的空气分成两股，一股流入外涵道，一股流入所述压气机，压气机第二次压缩空气，第二次压缩后的空气流入燃烧室。

16、与现有技术相比，本发明提供的模态可变涡扇发动机，第一风扇套设在第一风扇转轴上，第二风扇和驱动机构均设在转轴的输出端，第一风扇和第二风扇均和驱动机构电连接，离合器设在第一风扇转轴与转轴之间，流量调节机构和驱动机构电连接，流量调节机构设在模态可变涡扇发动机的外涵道上，扩压器设在模态可变涡扇发动机的内涵道上，当模态可变涡扇发动机处在第一模态时，驱动机构用于调整第一风扇的角度和第二风扇的角度达到预设角度，第一风扇转轴和转轴通过离合器连接，空气沿着进气管流入第一风扇和第二风扇，第一风扇用于第一次压缩空气，第二风扇用于第二次压缩空气，空气在第一风扇和第二风扇压缩后，第二次压缩的空气一股流入外涵道，流量调节机构设在外涵道上，驱动机构控制流量调节机构转动至第一预设条件，降低外涵道流量使得流入压气机的流量增大，从而使得外涵道处于小流量状态，第二次压缩后的空气另一股流入压气机，压气机用于第三次压缩空气，此时为保证低流动损失，驱动机构驱动扩压器开始工作增大扩张比，随着扩压器扩张比的增大使得扩压器出气口的面积增加，空气流入燃烧室，流入燃烧室的空气成为高温高压的燃气，高温高压的燃气驱动涡轮组件做功，从发动机尾喷管高速喷出，使得模态可变涡扇发动机获得反作用推力，此时模态可变涡扇发动机具有小涵道比大推力的优势。同时，当模态可变涡扇发动机处在第二模态时，第一风扇转轴和转轴通过离合器分离，空气沿着进气管依次流入第一风扇和第二风扇，第二风扇用于第一次压缩空气，压缩后的空气一股流入外涵道，流量调节机构设在外涵道上，驱动机构控制流量调节机构转动至第二预设条件，使得外涵道的流量增大，从而使得外涵道处于大流量状态，压缩后的另一股空气进入压气机，压气机用于第二次压缩空气，第二次压缩后的空气流入燃烧室，此时，空气经过第二风扇和压气机的压缩后，进入燃烧室后与燃料混合燃烧发生化学反应，此时为保证低流动损失，驱动机构驱动扩压器开始工作减小扩张比，随着扩压器扩张比的减小使得扩压器出气口的面积减小，空气流入燃烧室成为高温高压的燃气，高温高压的燃气驱动涡轮组件做功，从发动机尾喷管高速喷出，模态可变涡扇发动机获得反作用推力，此时模态可变涡扇发动机具有大涵道比油耗较低的优势，基于对上述模态可变涡扇发动机不同模态切换，使得模态可变涡扇发动机依靠简单的流量调节机构可以实现对外涵道的流量调节，在此基础上，通过对外涵道流量的调节间接的影响进入燃烧室的空气流量，并且对进入燃烧室的空气进行压缩，从而实现了不同模态下模态可变涡扇发动机的飞行需求，有效解决了传统超音速客机无法兼顾多种模态工作的问题。

17、在此基础上，上述模态可变涡扇发动机还提供了一种飞行器，该飞行器包括了上述模态可变涡扇发动机的有益效果，此处不做赘述。同时，上述模态可变涡扇发动机还提供了飞行模式切换方法，该飞行模式切换方法应用于上述飞行器，可以实现模态可变涡扇发动机第一模态和第二模态的切换。

技术特征：

1.一种模态可变涡扇发动机，其特征在于，包括进气管、转轴、第一风扇、第一风扇转轴、第二风扇、离合器、压气机、扩压器、流量调节机构、驱动机构、燃烧室和尾喷管，所述第一风扇套设在所述第一风扇转轴上，所述第二风扇和所述驱动机构均设在所述转轴的输出端，所述第一风扇和所述第二风扇均和所述驱动机构电连接，所述离合器设在所述第一风扇转轴与所述转轴之间，所述流量调节机构和所述驱动机构电连接，所述流量调节机构设在所述模态可变涡扇发动机的外涵道上，所述扩压器设在所述模态可变涡扇发动机的内涵道上；

2.根据权利要求1所述的模态可变涡扇发动机，其特征在于，所述扩压器为面积可调扩压器。

3.根据权利要求2所述的模态可变涡扇发动机，其特征在于，所述扩压器具有进气口和出气口，所述进气口与所述压气机的出气口连通，所述出气口与所述燃烧室连通。

4.一种飞行器，其特征在于，包括权利要求1～3任一项所述的模态可变涡扇发动机。

5.一种飞行模式切换方法，其特征在于，应用于权利要求4所述的飞行器，所述飞行模式切换方法包括：

6.根据权利要求5所述的飞行模式切换方法，其特征在于，所述响应于第一模态飞行指令，驱动机构调整所述第一风扇的角度和所述第二风扇的角度达到预设角度，所述第一风扇转轴和所述转轴通过所述离合器连接，驱动机构控制所述流量调节机构转动至第一预设条件的方法包括：

7.根据权利要求5所述的飞行模式切换方法，其特征在于，所述响应于第二模态飞行指令，所述第一风扇转轴和所述转轴通过所述离合器分离，驱动机构控制所述流量调节机构转动至第二预设条件的方法包括：

技术总结
本发明公开一种模态可变涡扇发动机、飞行器及飞行模式切换方法，以解决传统超音速客机的参数调节范围相对较小，无法兼顾多种模态工作的问题。模态可变涡扇发动机，包括进气管、转轴、第一风扇、第一风扇转轴、第二风扇、离合器、压气机、扩压器、流量调节机构、驱动机构、燃烧室、涡轮组件以及尾喷管，第一风扇套设在第一风扇转轴上，第二风扇和驱动机构均设在转轴的驱动端，第一风扇和第二风扇均和驱动机构电连接，离合器设在第一风扇转轴与转轴之间。本发明提供的模态可变涡扇发动机、飞行器及飞行模式切换方法用于调整飞行器在不同工况下的飞行模态。

技术研发人员：王奉明,张翠珍,袁善虎,牟园伟,卢娟
受保护的技术使用者：中国航空发动机研究院
技术研发日：
技术公布日：2024/3/11