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1、 (19)人民國家知識產(chǎn)權(quán)局(12)實用新型專利U(10)授權(quán)公告號(45)授權(quán)公告日CN 2042836612015.04.22 (21)申請?zhí)?201420777062.9(22)申請日 2014.12.10(73)專利權(quán)人 南京航空航天大學(xué) 地址 210016 江蘇省南京市秦淮區(qū)御道街29 號 (72)發(fā)明人張勃 何哲旺 吉洪湖(74)專利機構(gòu) 南京專利32252 戴朝榮 人(51)Int.Cl.F02K 1/78(2006.01)(ESM)同樣的發(fā)明創(chuàng)造已同日申請發(fā)明專利權(quán)利要求書1頁 說明書4頁附圖1頁(54) 實用新型名稱一種渦扇航空發(fā)動機中心錐出流增加推力的結(jié)構(gòu) (57) 摘要一

2、種渦扇航空發(fā)動機中心錐出流增加推力的結(jié)構(gòu)，包括中心錐，中心錐外圍依次為內(nèi)涵通道、外涵通道，其特征在于 ：中心錐內(nèi)部形成漸縮狹縫通道，渦輪支板位于外涵通道與狹縫通道之間 ； 狹縫通道流通面積沿軸向逐漸減小 ；中心錐壁面上開設(shè)一系列非規(guī)律排布出流孔，其孔徑沿軸向逐漸減小，孔排距與孔列距按照流動參數(shù)沿程優(yōu)化布置。本實用新型結(jié)構(gòu)特點在于，在中心錐內(nèi)部根據(jù)氣流流量和壓力沿程變化規(guī)律，構(gòu)建漸縮狹縫通道，狹縫通道內(nèi)部流速基本不變 ；根據(jù)中心錐內(nèi)外氣流壓差沿程變化規(guī)律，將中心錐壁面沿程分為 4 段，根據(jù)每一段氣動參數(shù)特征，在壁面上布置不同的出流孔。 CN 204283661 U 權(quán)利要求書CN 2042836

3、61 U1/1 頁1. 一種渦扇航空發(fā)動機中心錐出流增加推力的結(jié)構(gòu)，包括中心錐，中心錐外圍依次為內(nèi)涵通道、外涵通道，其特征在于 ：中心錐內(nèi)部形成狹縫通道，狹縫通道流通面積沿軸向逐漸減小 ；渦輪支板位于外涵通道與狹縫通道之間 ；中心錐壁面上開設(shè)一系列非規(guī)律排布出流孔， 其孔徑沿軸向逐漸減小，孔排距與孔列距按照流動參數(shù)沿程優(yōu)化布置。 2. 根據(jù)權(quán)利要求 1 所述的一種渦扇航空發(fā)動機中心錐出流增加推力的結(jié)構(gòu)，其特征在于 ：中心錐沿軸向分為 4 部分，在每一段壁面上布置出流孔，從渦輪支板進口至錐尾依次為第一段出流孔、第二段出流孔、第三段出流孔、第四段出流孔，出流孔的孔間距、孔排距逐漸減小，狹縫通道高度

4、依次為 h1，h2，h3，h4，長度依次為 L1，L2，L3，L4，其中， h1h2h3L2L3L4。 3. 根據(jù)權(quán)利要求 1 所述的一種渦扇航空發(fā)動機中心錐出流增加推力的結(jié)構(gòu)，其特征在于 ：出流孔參數(shù)定義如下 ：孔徑為 D，孔徑與壁面夾角為 ，同一排相鄰兩出流孔間距為 P， 同一列相鄰兩出流孔排距為 S，由此得第一段出流孔參數(shù)為 D1、1、P1、S1，第二段出流孔參數(shù)為 D2、2、P2、S2，第三段出流孔參數(shù)為 D3、3、P3、S3，第四段出流孔參數(shù)為 D4、4、 P4、S4，出流孔為等截面孔 ；中心錐上布置出流孔的壁面軸向總長度為 L，對于第一段，D1 3.0mm，1 15 -25 ,P1

5、 不大于出流孔徑D1 的 10 倍，S1 不大于出流孔徑D1 的 15 倍 ； D2 2.0mm，2 20 -30 ,P2 不大于出流孔徑 D2 的 8 倍，S2 不大于出流孔徑 D1 的12 倍 ；D3 1.2mm，3 25 -35 ,P3 不大于出流孔徑 D3 的 6 倍，S3 不大于出流孔徑 D3 的 10 倍 ；D4 0.4-0.6mm，4 60 -90 ,P4 不大于出流孔徑D4 的 4 倍，S4 不大于 出流孔徑 D4 的 6 倍。 2 說明書CN 204283661 U1/4 頁一種渦扇航空發(fā)動機中心錐出流增加推力的結(jié)構(gòu)技術(shù)領(lǐng)域0001 本實用新型屬于發(fā)動機推力增加技術(shù)，具體涉及

6、一種借助航空發(fā)動機中心錐，使部分外涵氣流增溫增壓、加速膨脹排出，同時降低中心錐尾后流動損失，提高發(fā)動機推力的系統(tǒng)。 背景技術(shù)0002 隨著飛機敏捷性要求的提高，對發(fā)動機推重比要求不斷提升。目前，隨著對飛機機動性、敏捷性要求的提高，發(fā)動機推重比要求也迅速提高，飛行器的發(fā)展很大程度上依賴新概念推進系統(tǒng)的實現(xiàn)和改進。20 世紀(jì) 60 70 年代渦扇發(fā)動機的問世，使戰(zhàn)斗機的飛行速 度、航程和機動性出現(xiàn)了歷史性飛躍。過去幾十年，發(fā)動機推重比從 1 2 提高到 8 10， 預(yù)計21 世紀(jì)前20 年戰(zhàn)斗機發(fā)動機的推重比有可能達到15 20，為未來的國際第五代作戰(zhàn)飛機提供不可或缺的、前所未有的強大動力。 00

7、03 推重比是衡量發(fā)動機性能的一個重要指標(biāo)，也是衡量發(fā)動機的設(shè)計、材料和加工工藝水平的綜合性指標(biāo)。推重比對飛機的飛行性能和有效載荷等都有直接影響 , 垂直和短距起降飛機尤其需要高推重比的發(fā)動機。 現(xiàn)代渦輪噴氣發(fā)動機的推重比在 3.5 4.5 之間，加力渦輪噴氣發(fā)動機約為 5 00047 ；加力渦輪風(fēng)扇發(fā)動機可達 8 以上 ；升力發(fā)動機可達 16 以上，用于飛機的垂直起落。進一步提高推重比，是航空發(fā)動機發(fā)展的一個重要趨勢。2005 年4 月，我國自行研制的首臺高推重比渦扇發(fā)動機點火成功，為進一步發(fā)展出高推重比的先進航空發(fā)動機奠定了技術(shù)基礎(chǔ)。0005 航空發(fā)動機推力的表達式為 ： F mUx+(p

8、e-pa)Ae 式中 m 為噴管的實際質(zhì)量流量 Ux，pe，Ae和分別表示噴管出口的軸向速度、靜壓和面00060007積，pa為環(huán)境靜壓。 0008 可以看出，在發(fā)動機出口面積 Ae不變的條件下，提高發(fā)動機推力主要有如下幾個途徑 ： 0009 ( 一 ) 增大空氣流量 發(fā)動機推力可以用空氣流量和單位推力的乘積表示。若發(fā)動機空氣流量增大 , 而發(fā)0010動機單位推力不變或小幅度下降, 可以使發(fā)動機推力增大, 這是提高推力較直接和有效的方法。 0011 因發(fā)動機進口空氣流量主要受風(fēng)扇的直徑和轉(zhuǎn)速的限制，提高空氣流量主要可以通過 ：一是擴大風(fēng)扇直徑 , 風(fēng)扇進口環(huán)面積隨之增加 , 可以在軸向速度不變

9、的情況下增大空氣流量 , 二是重新設(shè)計流量更大的風(fēng)扇 / 增壓級。 ( 二 ) 提高渦輪進口溫度 渦輪前溫度是影響發(fā)動機綜合性能水平的重要參數(shù) , 提高渦輪前溫度也是提高發(fā)00120013動機推力的主要措施之一, 同時是航空技術(shù)進步的重要標(biāo)志。在總壓比不變的情況下, 渦輪進口溫度提高, 加熱比增大, 發(fā)動機的單位推力提高。渦輪進口溫度的提高需要通過 3 說明書CN 204283661 U2/4 頁對燃燒室的優(yōu)化設(shè)計實現(xiàn)，通過高溫升燃燒室的設(shè)計，提高燃燒室的出口溫度。這對燃燒室的設(shè)計與渦輪的材料的耐溫水平都要有較高的要求，目前，國內(nèi)航空發(fā)動機行業(yè)正在開展此方面的研究。 0014 ( 三 ) 提高

10、總增壓比 0015隨著總增壓比增大 , 發(fā)動機的可用功提高 , 單位推力增大，大推力對應(yīng)高總增壓比。實現(xiàn)壓比增大，可以通過對壓力機級數(shù)以及尺寸的優(yōu)化改型設(shè)計進行，其必然涉及到對壓氣機的重新設(shè)計。設(shè)計過程中，提高效率的同時防止發(fā)生哮喘，優(yōu)化葉片結(jié)構(gòu)。 ) 提高涵道比 涵道比是通過外涵風(fēng)扇與內(nèi)涵核心機的空氣流量的比值。發(fā)動機核心機流量變化不0010017大, 增大的空氣流量絕大部分從外涵道流過, 因此, 使發(fā)動機的涵道比增大。在發(fā)動機核心機流量不變的條件下，要增大涵道比，只能通過增大外涵通道尺寸來實現(xiàn)，這就涉及到進氣機匣的結(jié)構(gòu)調(diào)整。 0018 縱觀以上措施，措施 ( 一)-( 四) 雖然能提高航空

11、發(fā)動機的推力，但是每種措施均需對發(fā)動機中的核心部件進行不同程度的改進乃至重新設(shè)計，具有較大難度，更加適合新一代發(fā)動機的研制，而對現(xiàn)有發(fā)動機的改進設(shè)計則不適用，另外，這個設(shè)計改進周期較為漫長。另外，受到材料、加工工藝等限制，使得航空發(fā)動機推力特性的改進受到較大的限制。0019以上增推措施主要針對內(nèi)涵氣流進行，在渦扇發(fā)動機中，外涵氣流也是推力的重要貢獻者，相比內(nèi)涵燃氣流，其質(zhì)量相當(dāng)，但氣流溫度、壓力較小，使得動量較小，這也說明外涵氣流的動量具有較大的提升空間。如果將對外涵氣流進行加熱，使其膨脹加速，溫度、壓力升高，則其對推力的貢獻將大大增加。 在發(fā)動機中，噴管主要的損失是指總壓損失，其包含局部氣流

12、損失和沿程摩擦損失。0020在中心錐尾后，存在較強的尾后旋渦，使內(nèi)、外涵氣流混合后產(chǎn)生較大的局部氣流損失， 嚴(yán)重影響了發(fā)動機推力特征，據(jù)研究，在發(fā)動機不同工作狀態(tài)下，尾后渦旋產(chǎn)生的局部氣流 損失占噴管總壓損失的 2-5。 實用新型內(nèi)容0021本實用新型基本思想為，利用中心錐外部流動的高溫內(nèi)涵燃氣流加熱流入中心錐的外涵氣流，使對應(yīng)外涵氣流膨脹加速，動量增加，然后通過中心錐壁面上的出流孔流出， 與內(nèi)涵氣流混合流出噴管，提高發(fā)動機推力 ；同時通過在發(fā)動機中心錐尾端布置優(yōu)化安排的出流孔，利用中心錐尾后出流削弱尾后渦旋，減少噴管總壓損失，提高發(fā)動機推力。 0022方法為在中心錐內(nèi)部布置一個漸縮狹縫通道，

13、其流通面積沿軸向逐漸減小，使得氣流速度基本不變 ；在中心錐壁面開設(shè)一系列出流孔，使進入中心錐的外涵氣流加熱后從出流孔排出。 具體技術(shù)方案如下 ：在中心錐內(nèi)部構(gòu)建一個狹縫通道，在壁面布置一系列出流孔。通0023過渦輪支板將溫度、壓力較低的外涵氣體引入狹縫通道，與中心錐外高溫內(nèi)涵燃氣流換熱，升溫升壓，加速膨脹，在沿軸向流動過程中，通過出流孔流出中心錐，使得對應(yīng)氣流動量提高 ；同時，優(yōu)化錐尾部出流孔的布置，通過錐尾部氣流出流，削弱錐尾后部渦旋，降低發(fā)動機噴管局部總壓損失。上述兩方面綜合使用，可以明顯提高發(fā)動機的推力。這種增推形式 結(jié)構(gòu)簡單，容易實現(xiàn)，不需要對發(fā)動機核心部件進行改動。 4 說明書CN

14、204283661 U3/4 頁本實用新型結(jié)構(gòu)特點在于，在中心錐內(nèi)部根據(jù)氣流流量和壓力沿程變化規(guī)律，構(gòu) 0024建漸縮狹縫通道，狹縫通道內(nèi)部流速基本不變 ；根據(jù)中心錐內(nèi)外氣流壓差沿程變化規(guī)律，將中心錐壁面沿程分為 4 段，根據(jù)每一段氣動參數(shù)特征，在壁面上布置不同的出流孔。 實現(xiàn)過程如下 ：一種渦扇航空發(fā)動機中心錐出流增加推力的結(jié)構(gòu)，包括中心錐，中心0025錐外圍依次為內(nèi)涵通道、外涵通道，其特征在于 ：中心錐內(nèi)部形成漸縮狹縫通道，渦輪支板位于外涵通道與狹縫通道之間 ；狹縫通道流通面積沿軸向逐漸減小 ；中心錐壁面上開設(shè)一系列非規(guī)律排布出流孔，其孔徑沿軸向逐漸減小，孔排距與孔列距按照流動參數(shù)沿程優(yōu)化

15、布置。 0026 作為改進 ：中心錐沿軸向分為 4 部分，在每一段壁面上布置出流孔，從渦輪支板進口至錐尾依次為第一段出流孔、第二段出流孔、第三段出流孔、第四段出流孔，出流孔的孔間距、孔排距逐漸減小，狹縫通道高度依次為 h1，h2，h3，h4，長度依次為 L1，L2，L3，L4，其中，h1h2h3L2L3L4。 0027進一步優(yōu)化 ：出流孔參數(shù)定義如下 ：孔徑為 D，孔徑與壁面夾角為 ，同一排相鄰兩出流孔間距為 P，同一列相鄰兩出流孔排距為 S，由此得第一段出流孔參數(shù)為 D1、1、P1、S1，第二段出流孔參數(shù)為 D2、2、P2、S2，第三段出流孔參數(shù)為 D3、3、P3、S3，第四段出流孔參數(shù)為

16、D4、4、P4、S4，出流孔為等截面孔 ；中心錐上布置出流孔的壁面軸向總長度為L，對于第一段 L1，D1 3.0mm，1 15 25 ,P1 不大于出流孔徑 D1 的 10 倍，S1不大于出流孔徑 D1 的 15 倍 ；對于第二段 L2，D2 2.0mm，2 20 -30 ,P2 不大于出 流孔徑 D2 的 8 倍，S2 不大于出流孔徑 D1 的 12 倍 ；對于第三段 L3，D3 1.2mm，3 25 -35 ,P3 不大于出流孔徑D3 的 6 倍，S3 不大于出流孔徑D3 的 10 倍 ；對于第四段 L4， D4 0.4-0.6mm，4 60 -90 ,P4 不大于出流孔徑D4 的 4 倍

17、，S4 不大于出流孔徑D4的 6 倍。 0028本實用新型通過渦輪支板，將部分外涵氣流引入中心錐，在中心錐內(nèi)部的狹縫通道中流動，受到高溫內(nèi)涵燃氣流加熱，加速膨脹 ；沿程流動過程中，部分流體通過出流孔流出，狹縫通道內(nèi)總流量減小，通過恰當(dāng)?shù)牧魍ń孛婷娣e設(shè)計，調(diào)節(jié)流體流動速度，保持換熱效果基本不變，克服了傳統(tǒng)的等截面通道中換熱逐漸減弱的缺點。外涵氣流沿程升溫升壓后，從中心錐壁面上布置的出流孔流出，溫度與壓力均顯著增大，與內(nèi)涵氣流混合后流出噴管，使得推力增大。 0029在航空發(fā)動機中，在與中心錐對應(yīng)的軸向位置附近，內(nèi)涵氣流壓力沿程逐漸降低。而中心錐內(nèi)部氣流壓力降幅小于內(nèi)涵氣流，使得中心錐內(nèi)外壓差增大。

18、在中心錐后段壁面采用較小的出流孔孔徑，降低出流流量，削弱其對內(nèi)涵氣流的擾動，降低氣動損失，提高發(fā)動機推力。考慮到結(jié)構(gòu)的復(fù)雜程度，本實用新型根據(jù)先進發(fā)動機的氣動參數(shù)特點，根據(jù)其氣流壓差沿程變化規(guī)律，將中心錐壁面沿軸向分為 4 個區(qū)域，各區(qū)域的出流孔進行分別優(yōu)化布置，提高出流整體的溫升水平，將推力系數(shù)提高 0.3 -0.7。 0030考慮到中心錐內(nèi)外氣流的壓力差逐漸變大，以及氣流從出流孔沿程排出使狹縫壓力減弱的影響，為了保持中心錐內(nèi)外氣流壓差，狹縫通道采用收斂流道，在亞音流動條件下，使通道氣流壓力有所增加，利于后段出流從出流孔排出。具體截面積設(shè)計根據(jù)實際氣流 壓力進行確定。 5 說明書CN 204

19、283661 U4/4 頁附圖說明0031圖 1 是航空發(fā)動機噴管腔體示意圖 ； 0032圖 2 是航空發(fā)動機中心錐出流孔沿程分布圖。 0033圖中 1- 外涵通道，2- 內(nèi)涵通道，3、狹縫通道，4- 內(nèi)壁面，5- 渦輪支板，6- 中心 錐，7- 波瓣混合器，8- 火焰穩(wěn)定器，9- 噴管后段，10- 加力燃燒室筒體，11- 第四段出流孔， 12- 第三段出流孔，13- 第二段出流孔，14- 第一段出流孔，15- 外壁面。 具體實施方式0034 下面結(jié)合附圖與具體實施方式對本實用新型作進一步詳細地說明。 0035如圖 1 是航空發(fā)動機噴管腔體示意圖。航空發(fā)動機噴管包括內(nèi)涵通道 2、外涵通道 1、

20、波瓣混合器 7、火焰穩(wěn)定器 8、中心錐 6、渦輪支板 5、噴管后段 9。內(nèi)涵通道 2 在外涵通道 1 內(nèi)側(cè)，中心錐 6 在內(nèi)涵通道 2 中，波瓣混合器 7 安裝在外涵通道 1 上，火焰穩(wěn)定器 8 安 裝在波瓣混合器 7 下游，噴管后段 9 安裝在加力燃燒室筒體 10 下游。中心錐 6 具有外壁面15 和內(nèi)壁面 4，其間為狹縫通道 3，渦輪支板 5 位于外涵通道 1 與狹縫通道 3 之間 ；狹縫通道 3 軸向流通面積沿軸向變化 ；外壁面 15 上開設(shè)一系列非規(guī)律排布出流孔，其孔徑與布置 形式按照流動參數(shù)沿程優(yōu)化布置。狹縫通道 3 的流通面積沿軸向從進口至錐尾逐漸減小。如圖 2 是中心錐出流孔沿程分布圖。外涵通道 1 在中心錐 6 前端周向安裝 6 個渦