兩種航空航天渦扇發(fā)動機的制作方法
【專利摘要】本發(fā)明涉及兩種航空航天渦扇發(fā)動機。第一種是進氣道進富氧氣。第二種是進氣道和加力燃燒室分別單獨或兩處一起進富氧氣。針對航空渦扇發(fā)動機的工作高度有限，通過設(shè)置進氣道富氧氣噴注組件，延用現(xiàn)有航空渦扇發(fā)動機的主體結(jié)構(gòu)，采用兩種有聲腔和隔板再生冷卻式加力燃燒室，使得航空渦扇發(fā)動機可變成在任何高度工作的兩種航空航天渦扇發(fā)動機。這是以現(xiàn)有航空渦扇發(fā)動機為主的航空航天一體化發(fā)動機，技術(shù)繼承性好，利于開發(fā)應(yīng)用。能推進飛機飛到30?50km高度和達到3?5馬赫的速度，乃至更高更快，適用于多次重復(fù)使用的多種航空航天結(jié)合一體飛行器。
【專利說明】
兩種航空航天渦扇發(fā)動機
技術(shù)領(lǐng)域
[0001]本發(fā)明涉及兩種航空航天渦扇發(fā)動機，屬于能充分利用大氣中氧氣進行燃燒和在任何高度工作的航空航天一體化發(fā)動機。
【背景技術(shù)】
[0002]經(jīng)過七十多年的發(fā)展，以航空渦扇發(fā)動機為代表的航空燃氣渦輪發(fā)動機已經(jīng)有很高的技術(shù)水平。但是，由于大氣密度和氧氣量隨著高度的增加而減少，使得以空氣作為氧化劑的此類發(fā)動機推力下降，推進的飛機不能飛得太高太快。民航客機通常在1km高度以I馬赫速度巡航。軍用飛機能以超音速飛得更高，但馬赫數(shù)和高度有限。
[0003]為了使飛機飛得更高更快，本人提出〃兩種有聲腔再生冷卻式加力燃燒室及其應(yīng)用〃(中國發(fā)明專利申請201510725064.2)。這些加力燃燒室裝在航空燃氣渦輪發(fā)動機的后部，構(gòu)成〃一種長加力航空燃氣渦輪發(fā)動機〃和〃一種串聯(lián)式渦輪火箭組合發(fā)動機〃。這兩種新型發(fā)動機能使新型超音速客機、先期太空旅游飛機等飛機在20km高度以2馬赫的速度巡航。
[0004]經(jīng)過七十多年的發(fā)展，能在任何高度工作的液體火箭發(fā)動機也有很高的技術(shù)水平。有的用于推進超過20km高度和2馬赫以上速度的火箭飛機，如美國空軍的AR2-3火箭發(fā)動機。但是，該型發(fā)動機需消耗比航空煤油多得多的高濃度90%過氧化氫作為氧化劑。既不經(jīng)濟，又影響飛行高度和續(xù)航能力。
[0005]現(xiàn)在很需要既能充分吸收大氣中氧氣進行燃燒，又能在任何高度工作，而且結(jié)構(gòu)變化不大的航空航天一體化發(fā)動機。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006]針對航空燃氣渦輪發(fā)動機和本人提出的兩種新型發(fā)動機有工作高度限制，而能在任何高度工作的液體火箭發(fā)動機又不能利用空氣進行燃燒，為了解決此矛盾，研制出能充分利用大氣的氧氣進行燃燒并可在任何高度工作的發(fā)動機，本發(fā)明把航空燃氣渦輪發(fā)動機和液體火箭發(fā)動機合而為一，提出兩種航空航天渦扇發(fā)動機。
[0007]第一種航空航天渦扇發(fā)動機是進氣道進富氧氣渦扇發(fā)動機，由四部分組成。前部是進氣道富氧氣噴注組件，中部是小改動主體結(jié)構(gòu)，后部中間是加力燃燒室中間部分，后部外圈是加力燃燒室外圈部分。
[0008]第一種航空航天渦扇發(fā)動機的進氣道富氧氣噴注組件，由富氧氣三通管、富氧氣導(dǎo)入管、富氧氣集合器和富氧氣噴注環(huán)組成。富氧氣噴注環(huán)焊接在進氣道外壁上。通過富氧氣噴注環(huán)上開的沿圓周均布徑向孔，在需要時向進氣道內(nèi)噴注熱的富氧氣，以彌補高空工作的冷空氣缺少和沒有。
[0009]富氧氣是催化分解中等濃度70-79%過氧化氫生成的氣體，由氧氣和水蒸汽組成。最高分解溫度為322-485°C。與航空煤油的最高燃燒溫度為1958-2228°C，與液氫的最高燃燒溫度為2020—2277°C，都與空氣/航空煤油的最高燃燒溫度2000°C差不多。70-79%過氧化氫無毒無色無氣味，腐蝕性小，安全性高。冰點低至-40--25°C，沸點高至125-132°C，使用方便。25°C的密度高達1.287-1.330g/cm3，與航空煤油的組合密度高達1.227-1.255g/cm3。與液氫的組合密度為0.764-0.741g/cm3，比液氧液氫的組合密度0.354g/cm3高一倍多。是良好的再生冷卻劑，冷卻溫升一般只有20-30°C。價格較低，經(jīng)濟性較好。
[0010]第一種航空航天渦扇發(fā)動機的小改動主體結(jié)構(gòu)，是對現(xiàn)有航空渦扇發(fā)動機主體結(jié)構(gòu)作適宜與加力燃燒室連接的小改動，增加了外涵道外壁法蘭盤和加厚外涵道內(nèi)壁。由進氣道外壁、低壓壓氣機、高壓壓氣機、主燃燒室、高壓渦輪、低壓渦輪、中心尾噴管，外涵道外壁、加厚外涵道內(nèi)壁和外涵道外壁法蘭盤組成。對于與來自進氣道氣體相接觸的零部件，所使用的材料要從適應(yīng)溫度低的空氣轉(zhuǎn)變?yōu)檫m應(yīng)溫度較高的空氣與富氧氣混合氣，乃至適應(yīng)溫度更高的單一富氧氣。
[0011]第一種航空航天渦扇發(fā)動機的加力燃燒室中間部分，由噴管外壁、燃料集合器和燃料導(dǎo)入管組成。噴管外壁上開有沿圓周均布的燃料垂直孔。燃料集合器上開有沿圓周均布的燃料傾斜孔。這些孔用來向加力燃燒室內(nèi)噴注航空煤油或液氫燃料，供補燃用。
[0012]第一種航空航天渦扇發(fā)動機的加力燃燒室外圈部分，設(shè)置直槽聲腔和隔板抑制高頻不穩(wěn)定燃燒，達到減振的目的。沿圓周開有寬度和弧長相同的扇形直槽。直槽之間是聲腔肋，因周圍溫度不太高而不像火箭推力室聲腔肋那樣進行再生冷卻。直槽的深度有兩種，深聲腔用來抑制一階切向聲學(xué)振動，淺聲腔用來抑制一階徑向聲學(xué)振動。深聲腔與淺聲腔相間排列，相間比例為2對1、1對I或I對2。當(dāng)不設(shè)置隔板時，該相間比例為2對I。當(dāng)設(shè)置有抑制一階切向聲學(xué)振動的隔板時，該相間比例選用I對I或I對2。數(shù)目為6或大于6的淺聲腔部位的金屬實體部分開有螺椿孔。隔板是耐高溫的長方形板材，數(shù)量不少于6塊，沿圓周均布，焊接固定在直槽聲腔的內(nèi)側(cè)面上。
[0013]第一種航空航天渦扇發(fā)動機的加力燃燒室外圈部分，其它零件為螺椿、螺帽、冷卻劑流出集合器、冷卻劑導(dǎo)出管、螺旋槽內(nèi)壁、外壁、冷卻劑流入集合器和冷卻劑導(dǎo)入管。螺旋槽內(nèi)壁上銑有供再生冷卻降溫用70-79 %過氧化氫流動的多頭數(shù)螺旋通槽。外壁整體加工后沿縱向剖切成對稱的兩半，扣合在螺旋槽內(nèi)壁上后焊為一體。
[0014]第一種航空航天渦扇發(fā)動機的加力燃燒室中間部分和加力燃燒室外圈部分組成第一種有聲腔和隔板再生冷卻式加力燃燒室。
[0015]為了解決飛機乘客在高空的吸氧問題，富氧氣三通管有一通是向飛機氣源系統(tǒng)輸送富氧氣。
[0016]本發(fā)明第二種航空航天渦扇發(fā)動機是兩處進富氧氣渦扇發(fā)動機。是指進氣道和加力燃燒室分別單獨或兩處一起進富氧氣。該發(fā)動機與第一種航空航天渦扇發(fā)動機一樣由四部分組成，而且前三部分完全一樣，只是第四部分的后部外圈由加力燃燒室外圈部分改成又一種加力燃燒室外圈部分。后者與前者的差別在于把冷卻劑流出集合器改成有富氧氣流入和冷卻劑流出雙集合功能的雙集合器，除增設(shè)一個富氧氣導(dǎo)入管及其連接的富氧氣三通管外，還增加環(huán)蓋板和角形蓋板這兩個零件，其余零件不變。
[0017]第二種航空航天渦扇發(fā)動機的加力燃燒室中間部分和又一種加力燃燒室外圈部分組成第二種有聲腔和隔板再生冷卻式加力燃燒室。
[0018]本發(fā)明兩種航空航天渦扇發(fā)動機，主要優(yōu)點和有益效果是:
[0019]1.在各高度以不同速度飛行時，不同量的空氣進入進氣道，發(fā)動機能充分利用大氣中氧氣進行燃燒。
[0020]2.發(fā)動機在推進飛機上升和下降時，有在O-1Okm高度的非加力工況，既不消耗氧化劑，又節(jié)省燃料。還有在1km以上高度的不消耗氧化劑加力工況，相應(yīng)在系統(tǒng)上設(shè)置再生冷卻劑的循環(huán)冷卻裝置，保證中等濃度過氧化氫對螺旋槽內(nèi)壁的可靠冷卻。
[0021]3.第二種航空航天渦扇發(fā)動機有在15_25km高度向加力燃燒室噴注富氧氣的加力工況，還有在20-30km高度向進氣道和加力燃燒室一起噴富氧氣的加力工況，能顯著提高飛機的飛行高度和速度。
[0022]4.兩種航空航天渦扇發(fā)動機有向進氣道單獨噴富氧氣工況，能使飛機飛到30-50km高度，達到3-5馬赫的速度。還能在更高處乃至太空工作，推進飛機達到高超音速。
[0023]5.延用現(xiàn)有航空渦扇發(fā)動機發(fā)動機的主體結(jié)構(gòu)，引用液體火箭發(fā)動機的聲腔、隔板和再生冷卻技術(shù)，技術(shù)繼承性好，利于開發(fā)應(yīng)用。
[0024]本發(fā)明兩種航空航天渦扇發(fā)動機，是除液體火箭發(fā)動機以外可在任何高度工作的又一類發(fā)動機，且能充分利用大氣中氧氣進行燃燒。屬于航空航天一體化發(fā)動機，適于推進多次重復(fù)使用的新型超音速客機、先期和正式的太空旅游飛機、火箭飛機、空天飛機、高超音速飛機、發(fā)射火箭用超大型飛機、星際飛機、單級入軌飛行器、可回收火箭等航空航天結(jié)合一體飛行器。
【附圖說明】
[0025]圖1是第一種航空航天渦扇發(fā)動機簡圖
[0026]圖2是第二種航空航天渦扇發(fā)動機簡圖
[0027]圖3是進氣道富氧氣噴注組件簡圖
[0028]圖4是小改動主體結(jié)構(gòu)簡圖
[0029]圖5是第一種有聲腔和隔板再生冷卻式加力燃燒室簡圖
[0030]圖6是第二種有聲腔和隔板再生冷卻式加力燃燒室簡圖
[0031]圖7是直槽聲腔結(jié)構(gòu)簡圖
[0032]圖7-1是直槽聲腔仰視圖
[0033]圖7-2是圖7-1的A-A剖面圖
[0034]圖7-3是圖7-1的B-B剖面圖
【具體實施方式】
[0035]圖1、圖2、圖3、圖4、圖5、圖6和圖7是本發(fā)明兩種航空航天渦扇發(fā)動機的優(yōu)選實施例。
[0036]如圖1、圖3、圖4、圖5和圖7所示，本發(fā)明第一種航空航天渦扇發(fā)動機，由進氣道富氧氣噴注組件1、小改動主體結(jié)構(gòu)2、加力燃燒室中間部分3和加力燃燒室外圈部分4組成，進氣道富氧氣噴注組件I包括富氧氣三通管10、富氧氣導(dǎo)入管11、富氧氣集合器12和富氧氣噴注環(huán)13，小改動主體結(jié)構(gòu)2包括進氣道外壁20、低壓壓氣機21、高壓壓氣機22、主燃燒室23、高壓渦輪24、低壓渦輪25、中心尾噴管26、外涵道外壁27、加厚外涵道內(nèi)壁28和外涵道外壁法蘭盤29，加力燃燒室中間部分3包括噴管外壁30、燃料集合器31和燃料導(dǎo)入管32，加力燃燒室外圈部分4包括直槽聲腔40、螺樁41、螺帽42、冷卻劑流出集合器43、冷卻劑導(dǎo)出管44、螺旋槽內(nèi)壁45、外壁46、冷卻劑流入集合器47、冷卻劑導(dǎo)入管48和隔板49，除小改動主體結(jié)構(gòu)2、螺椿41和螺帽42外的各零件均焊接固定。富氧氣噴注環(huán)13上開有把70-79%過氧化氫分解生成富氧氣噴入進氣道內(nèi)15的沿圓周均布徑向孔14，噴管外壁30和燃料集合器31上開有向加力燃燒室內(nèi)50噴注航空煤油或液氫燃料的燃料垂直孔33和燃料傾斜孔34，與外壁46釬焊一體的螺旋槽內(nèi)壁45的外表面銑有供再生冷卻降溫用70-79%過氧化氫流動的多頭數(shù)螺旋通槽51。
[0037]如圖2、圖3、圖4、圖6和圖7所示，本發(fā)明第二種航空航天渦扇發(fā)動機，由進氣道富氧氣噴注組件1、小改動主體結(jié)構(gòu)2、加力燃燒室中間部分3和又一種加力燃燒室外圈部分5組成，又一種加力燃燒室外圈部分5包括直槽聲腔40、螺椿41、螺帽42、雙集合器52、環(huán)蓋板53、富氧氣導(dǎo)入管11、富氧氣三通管10、角形蓋板54、冷卻劑導(dǎo)出管44、螺旋槽內(nèi)壁45、外壁46、冷卻劑流入集合器47、冷卻劑導(dǎo)入管48和隔板49，除小改動主體結(jié)構(gòu)2、螺椿41和螺帽42外的各零件均焊接固定。富氧氣噴注環(huán)13上開有把70-79%過氧化氫分解生成富氧氣噴入進氣道內(nèi)15的沿圓周均布徑向孔14，雙集合器52上開有把富氧氣噴入加力燃燒室內(nèi)50的沿圓周均布富氧氣孔55，噴管外壁30和燃料集合器31上開有向加力燃燒室內(nèi)50噴注航空煤油或液氫燃料的燃料垂直孔33和燃料傾斜孔34，與外壁46釬焊一體的螺旋槽內(nèi)壁45的外表面銑有供再生冷卻降溫用70-79%過氧化氫流動的多頭數(shù)螺旋通槽51。
[0038]如圖4所示，第一種或第二種航空航天渦扇發(fā)動機的小改動主體結(jié)構(gòu)2是延用現(xiàn)有航空渦扇發(fā)動機主體結(jié)構(gòu)，增設(shè)了外涵道外壁法蘭盤29和加厚內(nèi)涵道內(nèi)壁28。
[0039]如圖5和圖6所示，第一種或第二種航空航天渦扇發(fā)動機的噴管外壁30與中心尾噴管26配對，開有與壁面垂直和有不同直徑的燃料垂直孔33，燃料集合器31上開有與軸線夾角為10-60度的燃料傾斜孔34，兩種孔都沿圓周均布，燃料傾斜孔34還與富氧氣孔55組成夾角為60-100度的氣液噴注單元。
[0040]如圖5、圖6和圖7所示，第一種或第二種航空航天渦扇發(fā)動機的直槽聲腔40上沿圓周開有寬度和弧長相同的扇形直槽，直槽之間是不再生冷卻的聲腔肋56，直槽的深度有兩種，深聲腔57與淺聲腔58相間排列，相間比例為2對1、I對I或I對2，數(shù)目為6或大于6的淺聲腔58部位的金屬實體部分開有螺椿孔59。
[0041]如圖5、圖6和圖7所示，第一種或第二種航空航天渦扇發(fā)動機的隔板49是耐高溫的長方形板材，數(shù)量不少于6塊，沿圓周均布，焊接固定在直槽聲腔40的內(nèi)側(cè)面上，位于聲腔肋56的徑向延長線上。
[0042]如圖5和圖6所示，第一種或第二種航空航天渦扇發(fā)動機的外壁46整體加工后沿縱向剖切成對稱的兩半，扣合在螺旋槽內(nèi)壁45上后焊為一體。
[0043]如圖1、圖2、圖3和圖6所示，第一種或第二種航空航天渦扇發(fā)動機的富氧氣三通管10有一通是向飛機氣源系統(tǒng)輸送富氧氣。
【主權(quán)項】
1.第一種航空航天渦扇發(fā)動機，由進氣道富氧氣噴注組件(I)、小改動主體結(jié)構(gòu)(2)、加力燃燒室中間部分(3)和加力燃燒室外圈部分(4)組成，進氣道富氧氣噴注組件(I)包括富氧氣三通管(10)、富氧氣導(dǎo)入管(11)、富氧氣集合器(12)和富氧氣噴注環(huán)(13)，小改動主體結(jié)構(gòu)(2)包括進氣道外壁(20)、低壓壓氣機(21)、高壓壓氣機(22)、主燃燒室(23)、高壓渦輪(24)、低壓渦輪(25)、中心尾噴管(26)、外涵道外壁(27)、加厚外涵道內(nèi)壁(28)和外涵道外壁法蘭盤(29)，加力燃燒室中間部分(3)包括噴管外壁(30)、燃料集合器(31)和燃料導(dǎo)入管(32),加力燃燒室外圈部分(4)包括直槽聲腔(40)、螺樁(41)、螺帽(42)、冷卻劑流出集合器(43)、冷卻劑導(dǎo)出管(44)、螺旋槽內(nèi)壁(45)、外壁(46)、冷卻劑流入集合器(47)、冷卻劑導(dǎo)入管(48)和隔板(49)，除小改動主體結(jié)構(gòu)(2)、螺樁(41)和螺帽(42)外的各零件均焊接固定，其特征在于:富氧氣噴注環(huán)(13)上開有把70-79%過氧化氫分解生成富氧氣噴入進氣道內(nèi)(15)的沿圓周均布徑向孔(14)，噴管外壁(30)和燃料集合器(31)上開有向加力燃燒室內(nèi)(50)噴注航空煤油或液氫燃料的燃料垂直孔(33)和燃料傾斜孔(34)，與外壁(46)釬焊一體的螺旋槽內(nèi)壁(45)的外表面銑有供再生冷卻降溫用70-79%過氧化氫流動的多頭數(shù)螺旋通槽(51)。2.第二種航空航天渦扇發(fā)動機，由進氣道富氧氣噴注組件(I)、小改動主體結(jié)構(gòu)(2)、加力燃燒室中間部分(3)和又一種加力燃燒室外圈部分(5)組成，又一種加力燃燒室外圈部分(5)包括直槽聲腔(40)、螺樁(41)、螺帽(42)、雙集合器(52)、環(huán)蓋板(53)、富氧氣導(dǎo)入管(11)、富氧氣三通管(10)、角形蓋板(54)、冷卻劑導(dǎo)出管(44)、螺旋槽內(nèi)壁(45)、外壁(46)、冷卻劑流入集合器(47)、冷卻劑導(dǎo)入管(48)和隔板(49)，除小改動主體結(jié)構(gòu)(2)、螺樁(41)和螺帽(42)外的各零件均焊接固定，其特征在于:富氧氣噴注環(huán)(13)上開有把70-79%過氧化氫分解生成富氧氣噴入進氣道內(nèi)(15)的沿圓周均布徑向孔(14)，雙集合器(52)上開有把富氧氣噴入加力燃燒室內(nèi)(50)的沿圓周均布富氧氣孔(55)，噴管外壁(30)和燃料集合器(31)上開有向加力燃燒室內(nèi)(50)噴注航空煤油或液氫燃料的燃料垂直孔(33)和燃料傾斜孔(34)，與外壁(46)釬焊一體的螺旋槽內(nèi)壁(45)的外表面銑有供再生冷卻降溫用70-79%過氧化氫流動的多頭數(shù)螺旋通槽(51)。3.如權(quán)利要求1或2所述的第一種或第二種航空航天渦扇發(fā)動機，其特征在于:所述的小改動主體結(jié)構(gòu)(2)是延用現(xiàn)有航空渦扇發(fā)動機主體結(jié)構(gòu)，增設(shè)了外涵道外壁法蘭盤(29)和加厚內(nèi)涵道內(nèi)壁(28)。4.如權(quán)利要求1或2所述的第一種或第二種航空航天渦扇發(fā)動機，其特征在于:所述的噴管外壁(30)與中心尾噴管(26)配對，開有與壁面垂直和有不同直徑的燃料垂直孔(33)，燃料集合器(31)上開有與軸線夾角為10-60度的燃料傾斜孔(34)，兩種孔都沿圓周均布，燃料傾斜孔(34)還與富氧氣孔(55)組成夾角為60-100度的氣液噴注單元。5.如權(quán)利要求1或2所述的第一種或第二種航空航天渦扇發(fā)動機，其特征在于:所述的直槽聲腔(40)上沿圓周開有寬度和弧長相同的扇形直槽，直槽之間是不再生冷卻的聲腔肋(56)，直槽的深度有兩種，深聲腔(57)與淺聲腔(58)相間排列，相間比例為2對1、1對I或I對2，數(shù)目為6或大于6的淺聲腔(58)部位的金屬實體部分開有螺樁孔(59)。6.如權(quán)利要求1或2所述的第一種或第二種航空航天渦扇發(fā)動機，其特征在于:所述的隔板(49)是耐高溫的長方形板材，數(shù)量不少于6塊，沿圓周均布，焊接固定在直槽聲腔(40)的內(nèi)側(cè)，位于聲腔肋(56)的徑向延長線上。7.如權(quán)利要求1或2所述的第一種或第二種航空航天渦扇發(fā)動機，其特征在于:所述的外壁(46)整體加工后沿縱向剖切成對稱的兩半，扣合在螺旋槽內(nèi)壁(45)上后焊為一體。8.如權(quán)利要求1或2所述的第一種或第二種航空航天渦扇發(fā)動機，其特征在于:所述的富氧氣三通管(10)有一通是向飛機氣源系統(tǒng)輸送富氧氣。
【文檔編號】F02K9/42GK105841193SQ201610326598
【公開日】2016年8月10日
【申請日】2016年5月18日
【發(fā)明人】葛明龍
【申請人】葛明龍