涵道式涡轴发动机、涡轴发动机涵道控制系统及控制方法与流程

本发明涉及航空发动机领域，特别地，涉及一种涵道式涡轴发动机。此外，本发明还涉及一种涡轴发动机的涵道控制系统及控制方法。

背景技术：

直升机需要在近地面砂尘环境中飞行，作为直升机的主要动力装置，涡轴发动机一般都有进气粒子分离器，以保证涡轴发动机在砂尘环境下可靠的工作，目前国际先进的涡轴发动机均采用整体式粒子分离器，粒子分离器中用于清除发动机进口砂尘的旁通气流占发动机进口总空气流量的15％～20％，旁通气流流量不可调且直接排出机外。

而砂尘一般只存在于近地面环境，直升机在近地面的工作时间比例并不多，绝大部分时候是在高空无砂尘环境下飞行，此时粒子分离器没有起到分离砂尘的作用，却减少了进入核心机的空气流量，降低了发动机的整体性能。

技术实现要素：

本发明提供了一种涵道式涡轴发动机、涡轴发动机涵道控制系统及控制方法，以解决现有的粒子分离器旁通气流利用率低的技术问题。

本发明采用的技术方案如下：

一种涵道式涡轴发动机，包括：发动机进气通道和核心机，发动机进气通道轴向连通至核心机，核心机的外围设置有外涵道，发动机进气通道内设有用于清除从发动机进气通道进入的发动机进口气流中的砂尘的粒子分离器，粒子分离器具有与外涵道的入口相接的旁通流道及与核心机相接的进气通道；进入发动机进气通道的气流经粒子分离器分成无尘气流及离心分离出的旁通气流，旁通气流经旁通流道引入外涵道用于冷却动力舱及外涵道的机匣，无尘气流经核心机的进气通道进入核心机。

进一步地，外涵道的出口与尾喷口相接，经外涵道出口流出的旁通气流与尾喷口的主气流掺混以降低尾喷口的红外辐射。

进一步地，外涵道的入口处设置有调节机构，调节机构用于调节入口处的流道面积以调整进入外涵道和核心机的空气流量比例。

进一步地，调节机构为设置在外涵道入口处的可调阀门；或者

调节机构为设置在外涵道入口处的可调整角度的叶片。

进一步地，外涵道与粒子分离器的旁通流道经连接件固定连接；或者，外涵道与粒子分离器的旁通流道一体成型。

根据本发明的另一方面，还提供了一种一种涡轴发动机涵道控制系统，应用于具有上述的涵道式发动机的直升机上，包括：

采集模块，用于采集动力舱的温度，采集模块包括位于动力舱内的温度传感器；

控制模块，与采集模块及调节机构连接，用于根据动力舱的温度信号控制调节机构调节外涵道入口的流道面积，以控制进入外涵道的空气流量。

进一步地，采集模块连接直升机的武器发射系统，采集模块用于采集武器发射系统生成的武器发射信号；

控制模块根据采集模块采集的武器发射信号，控制调节机构调节外涵道入口的流道面积，以控制进入外涵道的空气流量。

进一步地，控制模块连接粒子分离器，用于当动力舱温度大于预设值时或者采集到武器发射信号时，打开粒子分离器的旁通气流，并控制调节机构调节进入外涵道的空气流量；并用于当动力舱温度小于预设值时或者未采集到武器发射信号时，控制调节机构减少进入外涵道的空气流量或关闭粒子分离器的旁通气流。

进一步地，涡轴发动机涵道控制系统还包括砂尘检测模块，砂尘检测模块与控制模块连接，用于当检测到运行环境有砂尘时打开粒子分离器的旁通气流；检测到运行环境无砂尘颗粒时关闭粒子分离器的旁通气流。

根据本发明的另一方面，还提供了一种涡轴发动机涵道控制方法，应用于上述的控制系统，该控制方法包括以下步骤：

步骤s100：采集动力舱的温度、武器发射系统生成的武器发射信号及直升机的运行环境信息；

步骤s200：判断直升机的运行环境是否有砂尘颗粒，当采集运行环境有砂尘颗粒时，打开粒子分离器的旁通气流；当采集到运行环境无砂尘颗粒时，关闭粒子分离器的旁通气流；或者

判断动力舱的温度是否大于预设值，当大于预设值时，打开粒子分离器的旁通气流，并控制调节机构扩大外涵道流道面积，以增大进入外涵道的空气流量；或者

判断是否采集到武器发射信号，当采集到武器发射信号时，打开粒子分离器的旁通气流，并控制调节机构扩大外涵道流道面积，以增大进入外涵道的空气流量。

本发明具有以下有益效果：

本发明的涵道式涡轴发动机，通过在核心机的外围设置外涵道，并将外涵道与粒子分离器的旁通流道相接，使粒子分离器的旁通气流进入外涵道，对发动机机匣及发动机表面附件进行散热冷却，充分利用了粒子分离器的旁通气流，改善了粒子分离器出口流场分布，降低外涵气流的总压损失。

本发明的涡轴发动机涵道控制系统，通过采集模块采集动力舱的温度，利用控制模块控制调节机构调节进入外涵道和核心机的空气流量，以此自动调节动力舱的温度，改善了发动机的工作性能，提高了发动机及附件工作的可靠性。

本发明的涡轴发动机涵道控制方法，综合直升机的运行环境、动力舱的温度及武器发射系统生成的武器发射信号，控制粒子分离器的旁通气流实现主动粒子分离，并进一步控制调节机构调节进入外涵道的空气流量对动力舱、外涵道机匣以及发动机表面附件进行散热冷却，有效的改善了发动机及其附件的工作环境，提高了附件工作的可靠性，延长了发动机的使用寿命；另外利用外涵道气流对尾喷口的主气流进行掺混，有效抑制了尾喷口的红外辐射和噪声，进一步摆脱敌机跟踪，提高了武装直升机的战场生存力。

除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照附图，对本发明作进一步详细的说明。

附图说明

构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1是本发明优选实施例的涵道式涡轴发动机的结构示意图；

图2是本发明优选实施例的涡轴发动机涵道控制系统的模块示意图；

图3是本发明优选实施例的涡轴发动机涵道控制系统的又一模块示意图。

附图标号说明：

10、外涵道；20、粒子分离器；30、尾喷口；40、调节机构；50、发动机进气通道；60、涵道控制系统；61、采集模块；62、控制模块；63、砂尘检测模块；70、温度传感器；80、武器发射系统；90、核心机。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。

参照图1，本发明的优选实施例提供了一种涵道式涡轴发动机，应用于武装直升机上，包括：发动机进气通道50和核心机90，核心机90的外围设置有外涵道10，发动机进气通道50内设有用于清除从发动机进气通道50进入的发动机进口气流中的砂尘的粒子分离器20，粒子分离器20具有与外涵道10的入口相接的旁通流道及与核心机90相接的进气通道；

进入发动机进气通道50的气流经粒子分离器20分成无尘气流及离心分离出的旁通气流，旁通气流经旁通流道引入外涵道10用于冷却动力舱及外涵道10的机匣，无尘气流经核心机90的进气通道进入核心机90。

粒子分离器20设置在发动机进气通道50内，利用粒子分离器20流道产生的离心力将砂尘分离，并通过旁通气流将分离出的砂尘排出机外。在本实施例中，携带砂尘的旁通气流经外涵道10排出，利用旁通气流为动力舱及外涵机匣降温，充分的利用粒子分离器20的旁通气流，改善了发动机的性能。

本实施例的涵道式涡轴发动机，通过在核心机90的外围设置外涵道10，并将外涵道10与粒子分离器20的旁通流道相接，使粒子分离器20的旁通气流进入外涵道10，以对动力舱、外涵道10机匣及发动机表面附件进行散热冷却，改善了发动机表面附件及动力舱中各附件的工作环境，提高了附件工作的可靠性，改善了发动机的性能，延长了发动机的寿命；本实施例的涵道式涡轴发动机充分利用了粒子分离器20的旁通气流，改善了粒子分离器20出口流场分布，降低外涵气流的总压损失。

在本实施例中，外涵道10设置在核心机90外围的环形涵道，环形涵道使进入外涵道10的空气流量能均匀的包覆在核心机90周围，以便于能更好为动力舱及外涵道机匣降温。

在其他实施例中，外涵道10上设有用于排出离心分离并附着于外涵道10内表面流动的砂尘气流层的导流槽，导流槽的设置方向跟旁通气流的流向一致，以便于排出砂尘气流层，避免砂尘气流层携带大量砂尘进入外涵道10和尾喷管内从而对外涵道和尾喷管造成刮伤。可选地，导流槽设置有多个，多个导流槽沿外涵道的轴向和/或周向间隔布设。可选地，导流槽上设有开闭控制阀门。在直升机的运行环境有砂尘颗粒时，打开粒子分离器20的旁通气流，同步开启开闭控制阀门；当采集到运行环境无砂尘颗粒时，关闭粒子分离器20的旁通气流，同步关闭开闭控制阀门。

外涵道10的出口与尾喷口30相接，经外涵道10出口流出的旁通气流与尾喷口30的主气流掺混以降低尾喷口30的红外辐射和噪声。

本实施例的涵道式涡轴发动机通过外涵道10的出口的外涵气流对尾喷口30主气流进行掺混，降低了尾喷口30主气流的温度，从而降低了发动机尾喷口30红外辐射和噪声，可有效摆脱敌机跟踪，以提高武装直升机的战场生存能力，并且，砂尘经外涵道10的出口排出。

参照图1，外涵道10入口处设有调节机构40，用于调节入口处的流道面积，进一步调节进入外涵道10及核心机90的空气流量比例，既能为动力舱及外涵道机匣降温，又能改善发动机性能。在本实施例中，外涵道10与粒子分离器20的旁通流道一体设计。在其他实施例中，外涵道10通过连接件与旁通流道连接。

具体地，调节机构40为设置在外涵道10入口的可调整角度的叶片结构，通过调节叶片的角向位置，改变外涵道10入口处的流道面积。在本实施例中，调节机构40包括多个固定轴，固定轴上设有绕其转动的叶片，叶片可绕固定轴转动以改变叶片的角向位置。通过改变叶片的角向位置，调节进入外涵道10的空气流量，以此调节进入外涵道10和核心机90的空气流量比例，既能为动力舱及外涵道机匣降温，又能改善发动机的性能。

在其他实施例中，调节机构40为设置在外涵道10入口的可调阀门，通过改变阀门的开度位置，改变外涵道10入口处的流道面积。可调阀门为设置在外涵道10壁上的弹性阀门，通过弹性阀门的打开范围，调节外涵道10入口处的流道面积，以此来调节进入外涵道10的旁通气流，进一步调节进入外涵道10和核心机90的空气流量比例，使发动机的性能达到最佳。

本实施例的涵道式涡轴发动机，通过在核心机外围设置外涵道，并将外涵道与粒子分离器的旁通流道连接，有效的利用了旁通气流，通过在外涵道入口设置调节机构来调节外涵道入口的流道面积，进一步调节进入外涵道的空气流量，自动调节动力舱的温度，并利用外涵道的气流对尾喷口的主气流进行掺混，有效的抑制尾喷口的红外辐射和噪声，可使武装直升机有效摆脱敌机跟踪，提高武装直升机的战场生存力。

参照图2，本发明还提供一种涡轴发动机涵道控制系统60，该控制系统应用于包含上述涵道式涡轴发动机的直升机上，

该涡轴发动机涵道控制系统60包括：

采集模块61，用于采集动力舱的温度信号；

控制模块62，与采集模块61连接，用于根据动力舱的温度信号控制调节机构40调节进入外涵道10的旁通气流的空气流量。

具体地，采集模块61包括设于动力舱内的温度传感器70。当动力舱的温度大于预设值时，控制调节机构40增大外涵道10入口处的流道面积，增大进入外涵道10的空气流量，以降低动力舱的温度和外涵机匣的表面温度；否则控制调节机构40减小外涵道10入口处的流道面积，减少进入外涵道10的空气流量，增大进入核心机90的空气流量，进一步自动调节动力舱的温度，使动力舱温度和外涵道机匣表面温度维持在规定的温度范围内，从而改善发动机外部附件、传感器及动力舱直升机附件的工作环境，提高附件工作的可靠性。

另外，本实施例采用外涵道10的旁通气流进行冷却后，直升机动力舱引射气流可以减少或取消，动力舱引射气流减小或取消后，将提高动力舱失火后的灭火成功率，保障失火特情时的人机安全。同时，动力舱引射气流减小后，动力舱前方开口、蒙皮与发动机之间间隙、尾喷口30和排气管之间间隙均可相应减小，可一定程度上缩小动力舱空间。

采集模块61连接武器发射系统80，用于采集武器发射系统80生成的武器发射信号，控制模块62根据采集到的武器发射信号控制调节机构40增大进入外涵道10的空气流量。当采集到武器发射信号时，控制调节机构40增大外涵道10入口处的流道面积，增大进入外涵道10的空气流量，以对尾喷口30处的主气流进行掺混，降低尾喷口30处主气流的温度，从而进一步地降低发动机尾喷口30的红外辐射和噪声。

具体地，当直升机受到敌方导弹跟踪，飞行员操纵控制开关发射热敏干扰弹时，直升机武器系统同时将信号通过数据通讯给发动机控制系统，发动机控制系统接收到武器发射信号后，同步控制调节机构40，增大外涵道的空气流量，降低尾喷口30处主气流的温度，从而进一步地最大限度的降低发动机尾喷口30红外辐射和噪声，提高直升机的战场生存力。本实施例的涡轴发动机涵道控制系统，根据武器发射控制系统的武器发射信号，通过调节机构40控制进入外涵道10和核心机90的空气流量，同步降低发动机出口红外辐射和噪声，可进一步摆脱敌方导弹跟踪，提高直升机的战场生存力，并进一步提高发动机的工作性能。

参照图3，控制模块62连接粒子分离器20，用于当动力舱温度大于预设值或者采集到武器发射信号时，打开粒子分离器20旁通气流，并控制调节机构40增大进入所述外涵道10的空气流量。具体地，当动力舱温度大于预设值且采集到武器发射信号时，控制模块62综合动力舱的温度信号及武器发射信号，采用多变量自适应技术综合控制调节机构40调整进入外涵道10的空气流量。自适应控制技术为现有技术，在此不再详细描述。

当动力舱温度小于预设值时，减少进入外涵道10的空气流量，结合动力舱的温度，通过调节进入外涵道10的冷却空气流量自动调节动力舱温度，使动力舱和外涵道10机匣保持在较低的温度范围内。当动力舱温度小于预设值且未采集到武器发射信号时，关闭粒子分离器20的旁通气流。

参照图2，该控制系统还包括砂尘检测模块63，用于检测直升机运行环境是否存在砂尘颗粒；当砂尘检测模块63检测到砂尘较多时，控制模块62打开粒子分离器20的旁通气流；检测到运行环境无砂尘颗粒时关闭粒子分离器20的旁通气流。也可由飞行员根据实际飞行环境，发出控制指令，打开或关闭粒子分离器20的旁通气流。

具体地，当在近地面沙尘较多或作战的情况下飞行时，控制模块62打开粒子分离器20的旁通气流。粒子分离器20分离发动机进口空气中砂尘，保护核心机90不被砂尘击伤、腐蚀，确保飞行安全。当采集到动力舱的温度大于预设值时，控制调节机构40增大外涵道10入口处的流道面积，增大进入外涵道10的空气流量，以降低动力舱的温度和外涵机匣的表面温度。当采集到武器发射信号时，控制调节机构40，增大进入外涵道10的空气流量，外涵气流与尾喷口30的主气流进行掺混，降低尾喷口30处主气流的温度，从而最大限度的降低发动机尾喷口30的红外辐射和噪声。

当在无砂尘环境飞行时，控制模块62关闭粒子分离器20的旁通气流。具体地，当直升机在无砂尘环境飞行时，关闭粒子分离器20旁通气流，以减少发动机燃油消耗、降低发动机热端部件工作温度，从而提高航程，增大直升机的作战半径，延长发动机使用寿命和提高可靠性。当动力舱的温度大于预设值时，控制模块62打开粒子分离器20的旁通气流，并进一步控制调节机构40增大外涵道10入口处的流道面积，增大进入外涵道10的空气流量，以降低动力舱的温度和外涵机匣的表面温度。当动力舱温度降下来之后，可减少进入外涵道10的空气流量，增大进入核心机90的空气流量，提高核心机90的工作性能。通过增大或减少进入外涵道10的空气流量，自动调节动力舱的温度，并且能提高核心机90的工作性能。

当在无砂尘环境飞行中采集到武器发射信号时，打开粒子分离器20的旁通气流，并进一步控制调节机构40，增大进入外涵道10的空气流量并与尾喷口30的主气流进行掺混，降低尾喷口30处主气流的温度，从而最大限度的降低发动机尾喷口30的和噪声，以摆脱敌机跟踪。当未采集到武器发射信号时，可通过调节机构40调小进入外涵道的空气流量或者关闭粒子分离器20的旁通流量，增大进入核心机90的空气流量，进一步提高核心机90的工作性能。

另外，涡轴发动机涵道控制系统60与直升机的控制系统集成，并与驾驶室操控面板连接，动力舱温度及武器发射信号等信息可通过操控面板显示。飞行员可根据实际运行环境，结合动力舱温度及武器发射信号，通过操控面板控制涡轴发动机涵道控制系统60，进行打开或关闭粒子分离器20的旁通气流、控制调节机构40等动作。

本实施例的涡轴发动机涵道控制系统，通过采集模块采集动力舱的温度，利用控制模块控制调节机构调节进入外涵道和核心机的空气流量，以此自动调节动力舱的温度，改善了发动机的工作性能，提高了发动机及附件工作的可靠性；并且利用进入外涵道的气流与尾喷口主气流掺混能进一步抑制尾喷口的红外辐射和噪声，进一步摆脱敌机跟踪，提高直升机的战场生存力。本实施例的涡轴发动机涵道控制系统，综合运行环境、动力舱温度信号及武器发射信号三个变量，采用多变量自适应技术综合控制调节机构调整进入外涵道的空气流量。

本发明还提供一种涡轴发动机涵道控制方法，该控制方法包括以下步骤：

步骤s100：采集动力舱的温度、武器发射信号及直升机的运行环境；

步骤s200：判断动力舱的温度是否达到预设值，当大于预设值时，打开粒子分离器20的旁通气流，控制调节机构40扩大外涵道10流道面积，增加进入外涵道10的空气流量，否则，减小外涵道10入口处的流道面积，减小进入外涵道10的空气流量。

本实施例根据舱温信号通过调节机构40控制进入外涵道10冷却的空气流量，控制外涵道10机匣表面放热，自动调节动力舱温度，从而改善发动机外部附件、传感器及动力舱中直升机附件的工作环境，显著提高附件工作的可靠性。

本发明涡轴发动机涵道控制方法的第二实施例：该控制方法包括以下步骤：

采集动力舱的温度、武器发射信号及直升机的运行环境；

当采集到武器发射信号时，打开粒子分离器20的旁通气流，控制调节机构40，增大外涵道10入口的流道面积，增大进入外涵道10的空气流量。

本实施例根据接收到的武器发射信号，同步控制调节机构40增大进入外涵道10的空气流量，最大限度的降低发动机尾喷口30的红外辐射。

本发明涡轴发动机涵道控制方法的第三实施例：该控制方法包括以下步骤：

采集动力舱的温度、武器发射信号及直升机的运行环境；

判断直升机的运行环境是否有砂尘颗粒，当采集运行环境有砂尘颗粒时，打开粒子分离器20的旁通气流；当采集到运行环境无砂尘颗粒时，关闭粒子分离器20的旁通气流。

本发明涡轴发动机涵道控制方法的第四实施例：该控制方法包括以下步骤：

采集动力舱的温度、武器发射信号及直升机的运行环境；

当直升机在有砂尘的环境运行时，打开粒子分离器20的旁通气流，判断动力舱温度是否大于预设值，如果大于预设值，控制调节机构40，增大外涵道10入口的流道面积，增大进入外涵道10的空气流量；

当直升机在无砂尘的环境运行时，关闭粒子分离器20的旁通气流；判断动力舱的温度是否达到预设值，当大于预设值时，打开粒子分离器20的旁通气流，控制调节机构40扩大外涵道10流道面积，增加进入外涵道10的空气流量，否则，减小外涵道10入口处的流道面积，减小进入外涵道10的空气流量。

本发明涡轴发动机涵道控制方法的第五实施例：该控制方法包括以下步骤：

采集动力舱的温度、武器发射信号及直升机的运行环境；

当直升机在有砂尘的环境运行时，打开粒子分离器20的旁通气流，判断是否采集到武器发射信号，如果采集到武器发射信号，控制调节机构40，增大外涵道10入口的流道面积，增大进入外涵道10的空气流量；

当直升机在无砂尘的环境运行时，关闭粒子分离器20的旁通气流；判断是否采集到武器发射信号，如果采集到武器发射信号，打开粒子分离器20的旁通气流，控制调节机构40扩大外涵道10流道面积，增加进入外涵道10的空气流量。

本实施例的涡轴发动机外涵道控制方法，通过采集动力舱的温度、武器发射系统的发射信号及直升机的运行环境等信息，综合上述三个参数控制粒子分离器旁通气流实现主动粒子分离，并通过控制调节机构调节进入外涵道和核心机的空气流量，自动调节动力舱的温度，有效的改善了发动机及附件的工作环境，提高了发动机及附件工作的可靠性，延长了发动机的使用寿命，另外，在检测到武器发射信号时，增大进入外涵道的空气流量，利用外涵道气流对尾喷口的主气流进行掺混，降低尾喷口处主气流的温度，有效抑制了尾喷口的红外辐射，降低了尾喷口的噪声，进一步摆脱敌机跟踪，提高了武装直升机的战场生存力。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。