專利名稱：一種壓噴分燃式環(huán)曲渦輪發(fā)動機的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于航空發(fā)動機領(lǐng)域，涉及一種航空發(fā)動機，尤其是一種適 用于各型飛機的壓噴分燃式環(huán)曲渦輪發(fā)動機。
背景技術(shù)：
自從1941年英國人惠特爾發(fā)明了第一臺離心式渦輪噴氣發(fā)動機， 人類航空發(fā)動機進入了渦輪時代，經(jīng)過近70年的發(fā)展，渦輪航空發(fā)動機 技術(shù)取得了巨大進步，派生出了渦噴、渦扇、渦槳、渦軸等一系列發(fā)動 機，不論用途結(jié)構(gòu)如何變化，其中利用渦輪旋轉(zhuǎn)進行壓氣和做工是發(fā)動 機的核心技術(shù)。為了提高發(fā)動機的性能，人們不斷提高渦輪前的溫度和 壓力，使渦輪工作在一個極其惡劣的環(huán)境中，幾十年來航空發(fā)動機除了 發(fā)動機氣動技術(shù)的進步外，主要是渦輪技術(shù)的提高，高性能的航空發(fā)動 機應用了極其昂貴的材料和復雜的工藝來制造渦輪，其技術(shù)世界上只有 少數(shù)幾個國家掌握，因為航空發(fā)動機技術(shù)在國防、經(jīng)濟領(lǐng)域具有戰(zhàn)略意 義，所以少數(shù)幾個掌握航空發(fā)動機技術(shù)的國家無一例外地將技術(shù)嚴密封 鎖，均把航空發(fā)動機技術(shù)與核技術(shù)一同列為最高機密，世界上已有不少 國家掌握了核技術(shù)，但還未踏進航空發(fā)動機技術(shù)的門檻，例如印度早已 掌握了核技術(shù)，也投入巨大力量研發(fā)航空發(fā)動機，但在摔了多架飛機外， 航空發(fā)動機技術(shù)始終未有突破。我國同樣高度重視航空發(fā)動機技術(shù)，自 從新中國成立以來黨和國家領(lǐng)導人非常關(guān)心我國航空技術(shù)的發(fā)展，我國 的航空發(fā)動機技術(shù)起步晚但起點高，經(jīng)過上一代科技工作者的艱苦努力，我國的航空發(fā)動機技術(shù)從無到有，取得了長足進步，但由于工業(yè)基礎(chǔ)薄 弱，技術(shù)儲備低，航空發(fā)動機始終未能擺脫受制于人的不利局面。近年 來我國的經(jīng)濟基礎(chǔ)科研實力不斷提高，從秦嶺、太行等發(fā)動機的問世以 來說明我國已從模仿到研發(fā)初步掌握了航空發(fā)動機技術(shù)，但從數(shù)據(jù)表明， 性能并不十分穩(wěn)定先進，壽命較低，所以我國還需進口航空發(fā)動機來滿 足一些高性能飛機的需要，我國的航空發(fā)動機技術(shù)來源于俄羅斯，但俄 羅斯的航空發(fā)動機技術(shù)落后于歐美，由此可見我國與世界航空發(fā)動機技 術(shù)的差距?，F(xiàn)在美國的第四代戰(zhàn)機已具備了隱形、垂直起降、超音速巡 航的功能，進一步拉大了與其他國家的差距，歐洲以法國為首的空客公 司在大型飛機發(fā)動機方面具有優(yōu)勢，就連美國大型軍用加油機招標也首 次舍棄了本土的波音公司，選中了空客公司作為最新一代大型軍用加油 機的供貨商。民用大型航空發(fā)動機的穩(wěn)定性，經(jīng)濟性，長壽命也是一個 難以攻克的難題，我國在大型運輸飛機方面尚未起步，主要配備的是俄 制伊爾、美國波音、法國空客系列，整機全部依賴進口，更不用說研發(fā) 大型航空發(fā)動機了，為了擺脫這種不利局面，近年我國成立了大型飛機 集團公司，但在與空客公司合作談判時，受到了諸多刁難，根本無法觸 及發(fā)動機這一核心技術(shù)領(lǐng)域，我國最新下線的翔鳳支線客機，選用了美 國的渦扇發(fā)動機，由此可見我國發(fā)展大型航空發(fā)動機的迫切需要和與世 界先進水平的巨大差距。
飛機的心臟是發(fā)動機，發(fā)動機的心臟是渦輪，實踐證明提高發(fā)動機 的渦輪前溫度是提高發(fā)動機功率的關(guān)鍵，現(xiàn)在渦輪葉片所承受的溫度已
超過140(TC，時速2700多公里的氣流，大部分合金材料制成的葉 無法在這一環(huán)境下保持強度和形狀的，最新采用陶瓷粉末結(jié)晶技術(shù)和葉片 中空通風制冷技術(shù)可以達到這一要求，但包括我國在內(nèi)的大部分國家沒 有掌握，掌握技術(shù)的國家其造價高得驚人，動輒上億美元。其實除了渦 軸、渦槳發(fā)動機外渦輪的主要作用是帶動壓氣機工作，并不直接推動飛 機做工，相反，高速旋轉(zhuǎn)的渦輪對快速通過的氣流還有很大的阻力作用， 因為渦輪帶動壓氣機工作只消耗燃氣一小部分功，大部分燃氣熱膨脹推 動飛機做功，所以讓渦輪承受全部的噴射氣流是不科學的，也是不經(jīng)濟 的，如果先讓一小部分壓縮空氣受熱膨脹推動渦輪帶動壓氣機工作，然 后大部分壓縮氣體受熱膨脹直接噴射對飛機做功是比較先進合理的，因 為沒有高速旋轉(zhuǎn)渦輪的阻力，溫度、壓力的限制影響又降至最低，所以 發(fā)動機的功率壽命都將大大提高。那么設(shè)計一種體積比較小，消耗壓縮 空氣和燃料也較少，又不影響發(fā)動機氣流動力還有足夠功率帶動壓氣機 工作的燃氣渦輪就顯得十分重要。
現(xiàn)代航空發(fā)動機的渦輪結(jié)構(gòu)是軸流葉片式的，由幾十片渦輪葉片連 接在渦輪盤上組成，大的航空發(fā)動機渦輪葉片有上百片，由于渦輪葉片 的結(jié)構(gòu)強度較差，所以耐受的溫度壓力有限，而且是敞開式渦輪，需要 消耗較多的壓縮空氣和較多的燃料，也不利于發(fā)動機的高速氣流動力學， 在其他領(lǐng)域還有徑流式渦輪發(fā)動機，雖然消耗燃料空氣相對較少，但也 存在功率和渦輪葉片強度壽命低的情況。其實人們忽視了另一種氣流方 向，環(huán)流式，即氣流繞軸做環(huán)轉(zhuǎn)運動，推動渦輪工作，以至于沒有開發(fā) 出相應的渦輪。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的在于克服上述現(xiàn)有技術(shù)的缺點，提供一種壓噴分燃式 環(huán)曲渦輪發(fā)動機，這種發(fā)動機改變傳統(tǒng)發(fā)動機的布局結(jié)構(gòu)，并采用環(huán)曲 式渦輪，形成一種新的工作方式，即帶動壓氣機工作的渦輪和推動飛機 做功的噴射氣流是分別燃燒做功完成的，中間環(huán)節(jié)并沒有能量損失，減 少了發(fā)動機的氣動阻力，也大大放寬了發(fā)動機的溫度、壓力限制。
本發(fā)明的目的是通過以下技術(shù)方案來解決的-
這種壓噴分燃式環(huán)曲渦輪發(fā)動機，包括外殼體、內(nèi)殼體、風扇、低 壓壓氣機、高壓壓氣機、渦輪、燃燒室和尾噴口。所述低壓壓氣機、高 壓壓氣機和渦輪依次同軸設(shè)于內(nèi)殼體內(nèi)，低壓壓氣機的出氣口與高壓壓 氣機的進氣口連接，高壓壓氣機的出氣口處設(shè)有渦輪；所述內(nèi)殼體固定 設(shè)于外殼體中，所述風扇設(shè)于外殼體的前側(cè)進氣端并與低壓壓氣機同軸， 所述燃燒室設(shè)于渦輪后方的內(nèi)殼體尾部，燃燒室的噴氣出口后方為尾噴 口；所述渦輪設(shè)有總進氣管和總出氣管，所述總進氣管朝向高壓壓氣機 的出口，所述總出氣管的朝向與高壓壓氣機出口噴出的高壓氣流方向一 致。
上述渦輪為軸向環(huán)曲式渦輪；包括殼體和安裝于殼體內(nèi)的形腔轉(zhuǎn) 子，形腔轉(zhuǎn)子為圓柱型，形腔轉(zhuǎn)子的軸心處固定安裝有貫通軸，所述貫 通軸經(jīng)軸承安裝于殼體上，形腔轉(zhuǎn)子的圓柱面與殼體內(nèi)壁采用動密封， 形腔轉(zhuǎn)子的圓柱形壁面中部的外周壁上開有一圈或多圈以正弦或者余弦 線路徑軸向繞行的自封閉式氣道凹槽；所述殼體的側(cè)壁上設(shè)有一對或多 對進氣口和排氣口，每對進氣口和排氣口設(shè)于殼體的同一側(cè)，且進氣口的一端與氣道凹槽連通，另一端與總進氣管連接，進氣口的軸向與氣道 凹槽相切，排氣口的一端與氣道凹槽連通，另一端與總出氣管連通。
上述形腔轉(zhuǎn)子采用合金鋼材質(zhì)。
上述氣道凹槽的外沿槽口兩側(cè)楞加工有斜面。
上述氣道凹槽內(nèi)貼襯有耐熱陶瓷。
綜上所述，本發(fā)明的這種新型航空發(fā)動機，提供了一種新的工作方 式，即帶動壓氣機工作的渦輪和推動飛機做功的噴射氣流是分別燃燒做 功完成的，由于從高壓壓氣機出氣口出來的高壓燃氣有一部分直接順著 內(nèi)函噴到燃燒室燃燒做功，中間環(huán)節(jié)并沒有能量損失，減少了發(fā)動機的 氣動阻力，也大大放寬了發(fā)動機的溫度、壓力限制。本發(fā)明還提出了一 種新的渦輪結(jié)構(gòu)環(huán)曲式渦輪，即氣流在渦輪內(nèi)繞軸環(huán)形曲折通道中快 速通過，將能量傳遞給曲折通道內(nèi)壁，推動渦輪旋轉(zhuǎn)，此渦輪具備幾個 方面的優(yōu)勢l)氣流運動方向與軸旋轉(zhuǎn)方向一致，所以能夠?qū)⒆畲竽芰?傳遞給渦輪；2)渦輪的內(nèi)壁是一條環(huán)形曲折通道，為非敞開式結(jié)構(gòu)，所 以體積較小，消耗的空氣和燃料也較少；3)由于渦輪內(nèi)環(huán)形曲折通道為 管狀壁面結(jié)構(gòu)，其結(jié)構(gòu)強度遠高于傳統(tǒng)葉片式，所以功率和壽命大大提 高；4)此渦輪制造工藝簡單，材料便宜，可采用整體式鑄造， 一次成形， 由于結(jié)構(gòu)強度高，且內(nèi)壁方便貼襯陶瓷等耐熱復合材料，渦論整體材料 的指標和成本可以大大降低；5)此渦輪只是帶動壓氣機工作，所需燃料 和空氣較少，排出的燃氣能量較低，并不直接推動飛機做功，但可以對 壓縮空氣加熱，提高發(fā)動機的效率。


圖1為本發(fā)明的壓噴分燃式環(huán)曲渦輪發(fā)動機的結(jié)構(gòu)示意圖2為本發(fā)明的軸向環(huán)曲式渦輪的立體示意圖3為本發(fā)明的形腔轉(zhuǎn)子2具有兩道氣道凹槽4時的立體示意圖4為本發(fā)明的軸向環(huán)曲式透平截面示意圖。
其中l(wèi)為殼體；2為形腔轉(zhuǎn)子；3為貫通軸；4為氣道凹槽；5為 進氣口； 6為排氣口； 7為總進氣管；8為總出氣管；9為風扇；10為整 流罩；ll為低壓壓氣機；12為高壓壓氣機；13為外殼體；14為內(nèi)殼體; 15為燃燒室；16為尾噴口； 17為斜面；18為渦輪；19為內(nèi)函；20為外 函。
具體實施例方式
下面結(jié)合附圖對本發(fā)明做進一步詳細描述
參見圖l，該種壓噴分燃式環(huán)曲渦輪發(fā)動機，包括外殼體13、內(nèi)殼
體14、風扇9、低壓壓氣機ll、高壓壓氣機12、渦輪18、燃燒室15和 尾噴口 16，低壓壓氣機ll、高壓壓氣機12和渦輪18依次同軸設(shè)于內(nèi)殼 體14內(nèi)，內(nèi)殼體14固定設(shè)于外殼體13中，風扇9設(shè)于外殼體13的前 側(cè)進氣端并與低壓壓氣機11同軸，風扇9處還設(shè)有整流罩10。燃燒室 15設(shè)于渦輪18后方的內(nèi)殼體14尾部，燃燒室15的噴氣出口后方為尾 噴口 16;渦輪18為軸向環(huán)曲式渦輪，軸向環(huán)曲式渦輪設(shè)有總進氣管7 和總出氣管8，總進氣管7朝向高壓壓氣機12的出口，總出氣管8的朝 向與高壓壓氣機12出口噴出的高壓氣流方向 一致。其中總進氣管7和總 出氣管8是緊貼渦輪18外壁的扁弧形管子，這種設(shè)計是為了減小高壓燃 氣在內(nèi)函19中的阻力參見圖2，圖3和圖4，軸向環(huán)曲式渦輪包括殼體1和安裝于殼體1 內(nèi)的形腔轉(zhuǎn)子2，形腔轉(zhuǎn)子2為圓柱型并采用合金鋼材質(zhì)。形腔轉(zhuǎn)子2 的軸心處固定安裝有貫通軸3，貫通軸3經(jīng)軸承安裝于殼體1上，形腔 轉(zhuǎn)子2的圓柱面與殼體1內(nèi)壁采用動密封，形腔轉(zhuǎn)子2的圓柱形壁面中 部的外周壁上開有一圈或多圈以正弦或者余弦線路徑軸向繞行的自封閉 式氣道凹槽4，氣道凹槽4的外沿槽口兩側(cè)楞加工有斜面17，以便于高 壓氣體進入起到凹槽4內(nèi)，為了防止高壓燃氣的沖擊磨損，氣道凹槽4 內(nèi)還貼襯有耐熱陶瓷。所述殼體1的側(cè)壁上設(shè)有一對或多對進氣口 5和 排氣口 6，每對進氣口 5和排氣口 6設(shè)于殼體1的同一側(cè)，且進氣口 5 的一端與氣道凹槽4連通，另一端與總進氣管7連接，進氣口5的軸向 與氣道凹槽4相切，排氣口6的一端與氣道凹槽4連通，另一端與總出 氣管8連通。需要說明的是，圖中的總進氣管7和總出氣管8僅為示意 圖，這兩個總管的具體形狀和結(jié)構(gòu)應根據(jù)安裝渦輪18時在內(nèi)殼體14內(nèi) 的位置而定，總進氣管7和總出氣管8的形狀應盡量減小發(fā)動機內(nèi)函19 內(nèi)的氣流阻力。
本發(fā)明的工作過程如下所述
如圖1，外界空氣由風扇進入， 一部分進入外殼體13與內(nèi)殼體14 之間的外函19， 一部分由低壓壓氣機ll吸入，空氣由低壓壓氣機ll第 一次壓縮后進入高壓壓氣機12進行再次壓縮形成高壓氣流，從高壓壓氣 機12后部出來的高壓氣流一部分順著內(nèi)函20進入燃燒室15，另一部分 由渦輪18的總進氣管7進入渦輪18內(nèi)的氣道凹槽4內(nèi)，在氣道凹槽4 內(nèi)曲折前進推動型腔轉(zhuǎn)子2轉(zhuǎn)動，型腔轉(zhuǎn)子2上的貫通軸3均與低壓壓氣機11和高壓壓氣機12的主軸連接，當型腔轉(zhuǎn)子2轉(zhuǎn)動時，會帶動低 壓壓氣機11和高壓壓氣機12進行壓氣做功，當高溫燃氣在氣道凹槽4 內(nèi)做功完成后由總出氣管8排出，與在內(nèi)函19流動的高壓燃氣混合后進 入燃燒室15進一步燃燒，在燃燒室15內(nèi)完全燃燒后的高溫高壓氣體同 外函20內(nèi)的氣流一起由尾噴口 16噴出。綜上所述，本發(fā)明降低了材料成本和工藝難度，提高了渦輪的性能 和使用壽命，適用于大型航空發(fā)動機，對我國乃至世界航空發(fā)動機技術(shù) 具有重要意義，也對航空技術(shù)的發(fā)展和普及帶來了巨大的推動力。
權(quán)利要求
1.一種壓噴分燃式環(huán)曲渦輪發(fā)動機，包括外殼體(13)、內(nèi)殼體(14)、風扇(9)、低壓壓氣機(11)、高壓壓氣機(12)、渦輪(18)、燃燒室(15)和尾噴口(16)，其特征在于所述低壓壓氣機(11)、高壓壓氣機(12)和渦輪(18)依次同軸設(shè)于內(nèi)殼體(14)內(nèi)，低壓壓氣機(11)的出氣口與高壓壓氣機(12)的進氣口連接，高壓壓氣機(12)的出氣口處設(shè)有渦輪(18)，所述內(nèi)殼體(14)固定設(shè)于外殼體(13)中，所述風扇(9)設(shè)于外殼體(13)的前側(cè)進氣端并與低壓壓氣機(11)同軸，所述燃燒室(15)設(shè)于渦輪(18)后方的內(nèi)殼體(14)尾部，燃燒室(15)的噴氣出口后方為尾噴口(16)；所述渦輪(18)設(shè)有總進氣管(7)和總出氣管(8)，所述總進氣管(7)朝向高壓壓氣機(12)的出口，所述總出氣管(8)的朝向與高壓壓氣機(12)出口噴出的高壓氣流方向一致。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的壓噴分燃式環(huán)曲渦輪發(fā)動機，其特征在于所述 渦輪(18)為軸向環(huán)曲式渦輪；包括殼體(1)和安裝于殼體(1)內(nèi)的 形腔轉(zhuǎn)子(2)，所述形腔轉(zhuǎn)子(2)為圓柱型，形腔轉(zhuǎn)子(2)的軸心處 固定安裝有貫通軸(3)，所述貫通軸(3)經(jīng)軸承安裝于殼體(1)上， 形腔轉(zhuǎn)子(2)的圓柱面與殼體(1)內(nèi)壁采用動密封，形腔轉(zhuǎn)子(2) 的圓柱形壁面中部的外周壁上開有一圈或多圈以正弦或者余弦線路徑 軸向繞行的自封閉式氣道凹槽(4);所述殼體(1)的側(cè)壁上設(shè)有一對 或多對進氣口 (5)和排氣口 (6)，每對進氣口 (5)和排氣口 (6)設(shè) 于殼體(1)的同一側(cè)，且進氣口 (5)的一端與氣道凹槽(4)連通， 另一端與總進氣管(7)連接，進氣口 (5)的軸向與氣道凹槽(4)相 切，排氣口 (6)的一端與氣道凹槽(4)連通，另一端與總出氣管(8)連通。
3. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的壓噴分燃式環(huán)曲渦輪發(fā)動機，其特征在于形腔 轉(zhuǎn)子(2)采用合金鋼材質(zhì)。
4. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的壓噴分燃式環(huán)曲渦輪發(fā)動機，其特征在于所述氣道凹槽(4)的外沿槽口兩側(cè)楞加工有斜面(17)。
5. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的壓噴分燃式環(huán)曲渦輪發(fā)動機，其特征在于所述 氣道凹槽(4)內(nèi)貼襯有耐熱陶瓷。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種壓噴分燃式環(huán)曲渦輪發(fā)動機，包括外殼體、內(nèi)殼體、風扇、低壓壓氣機、高壓壓氣機、渦輪、燃燒室和尾噴口。所述低壓壓氣機、高壓壓氣機和渦輪依次同軸設(shè)于內(nèi)殼體內(nèi)，所述內(nèi)殼體固定設(shè)于外殼體中，所述風扇設(shè)于外殼體的前側(cè)進氣端并與低壓壓氣機同軸，所述燃燒室設(shè)于渦輪后方的內(nèi)殼體尾部，燃燒室的噴氣出口后方為尾噴口。本發(fā)明提供了一種新的工作方式，即帶動壓氣機工作的渦輪和推動飛機做功的噴射氣流是分別燃燒做功完成的，中間環(huán)節(jié)并沒有能量損失，減少了發(fā)動機的氣動阻力，也大大放寬了發(fā)動機的溫度、壓力限制。
文檔編號F02K3/06GK101624945SQ20091002354
公開日2010年1月13日 申請日期2009年8月7日 優(yōu)先權(quán)日2009年8月7日
發(fā)明者陳效剛 申請人:陳效剛