專利名稱：復(fù)式?jīng)_壓渦扇發(fā)動機的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本實用新型涉及一種飛機的發(fā)動機。
背景技術(shù)：
目前，國內(nèi)外飛機上普通使用的渦扇發(fā)動機是通過前級風扇向壓氣機提供高速高壓氣，在環(huán)形燃燒室燃油燃燒做功，推進動力渦輪產(chǎn)生推力，這種結(jié)構(gòu)的發(fā)動機依靠其核心機即壓氣機、燃燒室和動力渦輪形成熱力循環(huán)的工作方式，這種結(jié)構(gòu)發(fā)動機的缺現(xiàn)為一是受其高速旋轉(zhuǎn)零部件的金屬材料和結(jié)構(gòu)工藝限制，再提高渦輪前溫度和渦輪轉(zhuǎn)數(shù)幅度已不大，這些零部件受到機械重量、強度和壽命的影響，發(fā)動機性能有限，故只能作亞音速巡航；二是作超音速巡航是靠向尾噴管噴燃油產(chǎn)生的加力推力使飛機飛行的，由于耗油率高、燃油燃燒不充分，影響飛機的航程，且噴管溫度過高，飛行安全可靠性差，所以，一般渦扇發(fā)動機只能作短時間的間歇超音速巡航，而不能長時間作超音速巡航。

發(fā)明內(nèi)容
本實用新型的目的是要提供一種推力大、能長時間作超音速巡航的復(fù)式?jīng)_壓渦扇發(fā)動機。
本實用新型的目的是這樣實現(xiàn)的該發(fā)動機由渦扇發(fā)動機和沖壓發(fā)動機組成，沖壓發(fā)動機進氣道固定在渦扇發(fā)動機的低壓壓氣機和高壓壓氣機外側(cè)，沖壓發(fā)動機燃燒室置于渦扇發(fā)動機的環(huán)形燃燒室里面，組成內(nèi)環(huán)燃燒室和外環(huán)燃燒室，外環(huán)燃燒室的噴氣道上有外環(huán)高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片，內(nèi)環(huán)燃燒室的噴氣道上有內(nèi)環(huán)高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片和內(nèi)環(huán)低壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片，內(nèi)環(huán)燃燒室和外環(huán)燃燒室的噴口和外涵道的排氣口連接尾噴管，內(nèi)環(huán)燃燒室的進氣口兩側(cè)和噴氣道外側(cè)有回熱進氣口，與外環(huán)燃燒室相通，外環(huán)燃燒室內(nèi)側(cè)有內(nèi)空氣冷卻層，外側(cè)有外空氣冷卻層，內(nèi)空氣冷卻層上有氣動轉(zhuǎn)子葉片，發(fā)動機的前級風扇和后級渦輪間有雙轉(zhuǎn)子中軸連接。
外環(huán)高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片通過高壓導(dǎo)向葉片連接內(nèi)環(huán)高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片，內(nèi)環(huán)高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片通過工作葉片連接內(nèi)環(huán)低壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片，外環(huán)高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片、內(nèi)環(huán)高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片和內(nèi)環(huán)低壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片均固定在雙轉(zhuǎn)子中軸上，內(nèi)環(huán)低壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片通過低壓導(dǎo)向葉片連接后導(dǎo)向器，后導(dǎo)向器連接噴口。
雙轉(zhuǎn)子中軸的前端有前內(nèi)軸承和前外軸承，同外側(cè)的前導(dǎo)向器連接，雙轉(zhuǎn)子中軸的末端有外軸承和末端軸承，同外側(cè)的后導(dǎo)向器連接。
尾噴管上有V形穩(wěn)流槽、空氣冷卻層，外側(cè)有隔熱保護層。雙轉(zhuǎn)子中軸的前端有前內(nèi)軸承和前外軸承，同外側(cè)的前導(dǎo)向器連接，雙轉(zhuǎn)子中軸的末端有外軸承和末端軸承，同外側(cè)的后導(dǎo)向器連接。
有益效果利用現(xiàn)行飛機上使用的渦扇發(fā)動機，將若干臺沖壓發(fā)動機進氣道同渦輪核心機固定在外側(cè)，連為一體，沖壓燃燒室同渦扇燃燒室組成內(nèi)、外環(huán)燃燒室，在結(jié)構(gòu)上簡單、合理、重量輕、推力大，能有效提高渦輪前溫度和發(fā)動機轉(zhuǎn)速，使發(fā)動機推重比為10，燃油燃燒充分，有利于環(huán)保，能長時間作超音速巡航。該發(fā)動機在起飛前和降落前，內(nèi)環(huán)燃燒室不工作，外環(huán)燃燒室為慢車狀態(tài)，起飛和巡航時啟動沖壓燃燒室工作，大推力高速度推動飛機作馬赫數(shù)1.6倍超音速巡航，這樣即節(jié)油又提高了發(fā)動機的效用比，延長了發(fā)動機的使用壽命，節(jié)約了大量的維修費用。


圖1為本實用新型的結(jié)構(gòu)圖。
圖2為圖1A-A結(jié)構(gòu)圖。
圖3為圖1的右視圖。
圖中1可調(diào)進口導(dǎo)向葉片、2前級風扇、3靜葉片、4可調(diào)進出導(dǎo)向葉片、5前導(dǎo)向器、6內(nèi)涵道、7進口導(dǎo)向葉片、8低壓壓氣機、9沖壓發(fā)動機進氣道、10高壓壓氣機、11外涵道、12外環(huán)燃燒室、13回熱進氣口、14內(nèi)環(huán)燃燒室、15內(nèi)空氣冷卻層、16外空氣冷卻層、17進氣口、18外環(huán)高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片、19高壓導(dǎo)向葉片、20內(nèi)環(huán)高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片、21工作葉片、22內(nèi)環(huán)低壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片、23低壓導(dǎo)向葉片、24后導(dǎo)向器、25外環(huán)噴口、26噴口、27排氣口、28尾噴管、29V形穩(wěn)流槽、30空氣冷卻層、31隔熱保護層、32末端軸承、33外軸承、34雙轉(zhuǎn)子中軸、35氣動轉(zhuǎn)子葉片、36前外軸承、37靜葉片調(diào)節(jié)柄、38啟動傳動軸、39前內(nèi)軸承、40梯形封嚴。
具體實施方式
實施例1該發(fā)動機由渦扇發(fā)動機和沖壓發(fā)動機組成，沖壓發(fā)動機同渦扇發(fā)動機的核心機燃燒室數(shù)量相等，沖壓發(fā)動機進氣道9固定在渦扇發(fā)動機的低壓壓氣機8和高壓壓氣機10外側(cè)，沖壓發(fā)動機燃燒室置于渦扇發(fā)動機的環(huán)形燃燒室里面，組成內(nèi)環(huán)燃燒室14和外環(huán)燃燒室12，外環(huán)燃燒室12的噴氣道上有外環(huán)高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片18，內(nèi)環(huán)燃燒室14的噴氣道上有內(nèi)環(huán)高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片20和內(nèi)環(huán)低壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片22，外環(huán)高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片18固定在雙轉(zhuǎn)子中軸34上并連接高壓導(dǎo)向葉片19，高壓導(dǎo)向葉片19連接內(nèi)環(huán)高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片20，內(nèi)環(huán)高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片20固定在雙轉(zhuǎn)子中軸34上，內(nèi)環(huán)高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片20連接工作葉片21，工作葉片21連接內(nèi)環(huán)低壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片22并固定在雙轉(zhuǎn)子中軸34上，內(nèi)環(huán)低壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片22連接低壓導(dǎo)向葉片23，低壓導(dǎo)向葉片23連接后導(dǎo)向器24，后導(dǎo)向器24連接噴口26，內(nèi)環(huán)燃燒室14和外環(huán)燃燒室12的噴口26和外涵道11的排氣口27連接尾噴管28，尾噴管28上有V形穩(wěn)流槽29和空氣冷卻層30，外側(cè)有隔熱保護層31，內(nèi)環(huán)燃燒室14的進氣口18兩側(cè)和噴氣道外側(cè)有回熱進氣口14，同外環(huán)燃燒室12相通，外壞燃燒室12內(nèi)側(cè)有內(nèi)空氣冷卻層15，外側(cè)有外空氣冷卻層16，內(nèi)空氣冷卻層15上有氣動轉(zhuǎn)子葉片35，發(fā)動機的前級風扇2和后級渦輪間有雙轉(zhuǎn)子中軸34連接，雙轉(zhuǎn)子中軸34的前端有前內(nèi)軸承39和前外軸承36，同外側(cè)的前導(dǎo)向器5連接，支撐外殼，雙轉(zhuǎn)子中軸34的末端有外軸承33和末端軸承32，同外側(cè)的后導(dǎo)向器24連接，支撐外殼。
當飛機起飛時，可調(diào)進口導(dǎo)向葉片1為最佳角度，渦扇發(fā)動機啟動至最大，渦扇發(fā)動機的前級風扇2，高速氣流通過靜葉片3、可調(diào)進出導(dǎo)向葉片4、前導(dǎo)向器5、內(nèi)涵道6、進口導(dǎo)向葉片7、低壓壓氣機8和高壓壓氣機10，在外環(huán)形燃燒室12做功，高速高壓燃氣沖動外環(huán)高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片18、內(nèi)環(huán)高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片20和內(nèi)環(huán)低壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片22，氣流從噴口26噴出，使發(fā)動機慢車運行。外環(huán)燃燒室12的燃氣從回熱進氣口13、進氣口17加熱內(nèi)環(huán)燃燒室14氣流溫度，并沖動高、低壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片慢車轉(zhuǎn)動。起飛前，啟動內(nèi)環(huán)燃燒室14做功，高速高壓燃氣沖動內(nèi)環(huán)高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片20和內(nèi)環(huán)低壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片22旋轉(zhuǎn)，高速氣流從噴口26噴出，高速氣流進入尾噴管28，推動飛機起飛?？刂朴烷T中等供油，使飛機作馬赫數(shù)0.95倍高亞音速巡航，在大油門時，該發(fā)動機推動飛機作馬赫數(shù)1.6倍超音速巡航。飛機降落時，關(guān)閉沖壓發(fā)動機，發(fā)動機慢車降落，這即節(jié)油又延長發(fā)動機壽命，同時降低尾部煙氣和噪音，有利于環(huán)保。
權(quán)利要求1.一種復(fù)式?jīng)_壓渦扇發(fā)動機，由渦扇發(fā)動機和沖壓發(fā)動機組成，其特征是沖壓發(fā)動機進氣道固定在渦扇發(fā)動機的低壓壓氣機和高壓壓氣機外側(cè)，沖壓發(fā)動機燃燒室置于渦扇發(fā)動機的環(huán)形燃燒室里面，組成內(nèi)環(huán)燃燒室和外環(huán)燃燒室，外環(huán)燃燒室的噴氣道上有外環(huán)高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片，內(nèi)環(huán)燃燒室的噴氣道上有內(nèi)環(huán)高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片和內(nèi)環(huán)低壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片，內(nèi)環(huán)燃燒室和外環(huán)燃燒室的噴口和外涵道的排氣口連接尾噴管，內(nèi)環(huán)燃燒室的進氣口兩側(cè)和噴氣道外側(cè)有回熱進氣口，與外環(huán)燃燒室相通，外環(huán)燃燒室內(nèi)側(cè)有內(nèi)空氣冷卻層，外側(cè)有外空氣冷卻層，內(nèi)空氣冷卻層上有氣動轉(zhuǎn)子葉片，發(fā)動機的前級風扇和后級渦輪間有雙轉(zhuǎn)子中軸連接。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的復(fù)式?jīng)_壓渦扇發(fā)動機，其特征是外環(huán)高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片通過高壓導(dǎo)向葉片連接內(nèi)環(huán)高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片，內(nèi)環(huán)高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片通過工作葉片連接內(nèi)環(huán)低壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片，外環(huán)高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片、內(nèi)環(huán)高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片和內(nèi)環(huán)低壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片均固定在雙轉(zhuǎn)子中軸上，內(nèi)環(huán)低壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片通過低壓導(dǎo)向葉片連接后導(dǎo)向器，后導(dǎo)向器連接噴口。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的復(fù)式?jīng)_壓渦扇發(fā)動機，其特征是雙轉(zhuǎn)子中軸的前端有前內(nèi)軸承和前外軸承，同外側(cè)的前導(dǎo)向器連接，雙轉(zhuǎn)子中軸的末端有外軸承和末端軸承，同外側(cè)的后導(dǎo)向器連接。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的復(fù)式?jīng)_壓渦扇發(fā)動機，其特征是尾噴管上有V形穩(wěn)流槽、空氣冷卻層，外側(cè)有隔熱保護層。
專利摘要一種復(fù)式?jīng)_壓渦扇發(fā)動機，由渦扇發(fā)動機和沖壓發(fā)動機組成，沖壓發(fā)動機燃燒室置于渦扇發(fā)動機的環(huán)形燃燒室里面，組成內(nèi)、外環(huán)燃燒室，外環(huán)燃燒室的噴氣道上有外環(huán)高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片，內(nèi)環(huán)燃燒室的噴氣道上有內(nèi)環(huán)高、低壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片，內(nèi)、外環(huán)燃燒室的噴口和外涵道的排氣口連接尾噴管，內(nèi)環(huán)燃燒室的進氣口兩側(cè)和噴氣道外側(cè)有回熱進氣口，與外環(huán)燃燒室相通，外環(huán)燃燒室內(nèi)側(cè)有內(nèi)空氣冷卻層，外側(cè)有外空氣冷卻層。利用現(xiàn)行飛機上使用的渦扇發(fā)動機，將若干臺沖壓發(fā)動機進氣道同渦輪核心機固定在外側(cè)，結(jié)構(gòu)簡單可靠，重量輕、推力大，能有效提高渦輪前溫度和發(fā)動機轉(zhuǎn)速，使發(fā)動機推重比為10，燃油燃燒充分，有利于環(huán)保，能長時間作超音速巡航。
文檔編號F02K7/00GK2695659SQ20042002749
公開日2005年4月27日 申請日期2004年5月28日 優(yōu)先權(quán)日2004年5月28日
發(fā)明者孔德昌 申請人:孔德昌