分流式燃气涡轮发动机

摘要

一种航空用燃气涡轮发动机，用增加空气流量和增设分流喷管的方式，在结构质量不增加或增加不多的情况下，使发动机的功率和推力增加大约2.2倍以上；可使不加力推重比达到大约14.8左右；加力推重比达到22.528或更大，并且可在加力状态下连续工作到加力工质耗尽。耗油率较通常战斗机用涡轮发动机大约低50％左右。本发动机具有极好的加速性能，推力增加的速度几乎和驾驶员操作油门的速度同步。寿命也比通常战斗机用涡轮发动机长30％以上。本发动机可轻松进入3Ma以上状态巡航，也可进行出入大气层飞行。

权利要求

1.一种航空用分流式燃气涡轮发动机，由高压气流发生器和分流喷管两大部分组成，其特征在于高压气流发生器不直接产生推力，而是把全部燃烧产生的可用功都给了压气机，用以产生比高压气流发生器自身工作用量更多的高压气流量，在分流燃烧室内和超过高压气流发生器自身燃烧用量更多的燃料混合燃烧产生出比高压气流发生器可用功直接变为推力大很多倍的功率和推力；分流喷管由冲压进气管、高压输气管、气流功能转换阀、分流燃烧室、推力喷管、可调尾喷口、长效点火装置和燃料供应系统组成。

2.根据权利要求1所述的分流式燃气涡轮发动机，其特征在于分流喷管内没有转动机构，工作特性不受惯性矩的制约。

3.根据权利要求1所述的分流式燃气涡轮发动机，通过改变气流功能转换阀的工作位置，具有3种工作状态，其特征在于分流式燃气涡轮发动机工作状态；冲压发动机工作状态；反推力工作状态。

说明书

分流式燃气涡轮发动机

技术领域

[0001] 本发明属航空发动机领域

背景技术

[0002] 通常航空燃气涡轮发动机由于结构原理、设计制造和材料等方面的原因，推重比很少有达到10的。由于通常带加力的燃气涡轮发动机，加力燃烧室是在较低压力下工作，使发动机的总耗油率较高。在这两方面的制约下，现代飞行器很难在飞行性能上有较大的提高。

发明内容

[0003] 本发明的目的是提供一种应用现有设计制造技术就能够实施的大功率、大推力、大推重比、低耗油率、多功能航空燃气涡轮发动机的结构模式。

[0004] 为了达到上述目的，本发明的技术方案是：大幅度增加高压空气流量和增设分流喷管。具体做法是：适当加长高压气流发生器压气机的叶片长度，适当增加燃气涡轮的级数，使高压气流发生器燃烧室燃烧产生的可用功，全部被涡轮和压气机吸收，从而产生出超过高压气流发生器自身工作用量几倍的高压气流量，进入分流燃烧室和更多的燃料混合燃烧，产生出比高压气流发生器燃烧产生的可用功直接变为推力大很多倍的功率和推力。因而，也使推重比得到大幅度提高。由于分流式燃气涡轮发动机的所有燃烧过程都是在高温高压下进行的，因此做功效率高于在高温低压下工作的燃气涡轮发动机，因而耗油也相对较低。

[0005] 分流式燃气涡轮发动机由高压气流发生器和分流喷管两大部分组成，高压气流发生器由压气机、燃烧室、燃气涡轮、燃料供应系统和长效点火装置组成。

[0006] 分流喷管由冲压进气管、高压输气管、气流功能转换阀、分流燃烧室、推力喷管、可调尾喷口、长效点火装置和燃料供应系统组成。

[0007] 由于分流喷管内没有转动机构，工作特性不受惯性矩的制约。

[0008] 分流式燃气涡轮发动机通过改变气流功能转换阀的工作位置，具有三种工作状态，分流式燃气涡轮发动机工作状态；冲压式发动机工作状态；和反推力工作状态。

附图说明

[0009] 下面结合附图对本发明作进一步详细说明。

[0010] 图1是本发明分流式燃气涡轮发动机的原理结构图。

[0011] 图2是本发明分流式燃气涡轮发动机的分流式燃气涡轮发动机工作状态图。

[0012] 图3是本发明分流式燃气涡轮发动机的冲压式发动机工作状态图。

[0013] 图4是本发明分流式燃气涡轮发动机的反推力工作状态图。

具体实施方式

[0014] 本发明分流式燃气涡轮发动机的结构如图1所示，由高压气流发生器1、分流喷管5两大部分组成。

[0015] 高压气流发生器1由压气机2、燃烧室3、燃气涡轮4、燃料供应系统12和长效点火装置13等组成。

[0016] 分流喷管5由冲压进气管6、高压输气管7、气流功能转换阀8、分流燃烧室9、推力喷管10、可调尾喷口11、燃料供应系统12和长效点火装置13等组成。

[0017] 分流式燃气涡轮发动机的分流式燃气涡轮发动机工作状态

[0018] 如图2所示，通过改变气流功能转换阀8的工作位置，使冲压进气管6出口关闭；分流燃烧室9进口开放；高压输气管7出口开放；空气由高压气流发生器1入口进入压气机2内，经压缩后从压气机2出口流出，一小部分进入燃烧室3内和燃料混合燃烧做功，推动涡轮4高速转动，通过传动轴带动压气机2一起转动，连续产生高压气流，维持发动机正常运转；大部分高压气流进入分流燃烧室9和更多的燃料混合燃烧，产生出比高压气流发生器1燃烧产生的可用功直接变为推力大很多倍的功率和推力，从而使推重比也得到大幅度提高。分流燃烧室9和高压气流发生器1的燃烧室3都是在高温高压环境中工作，因此耗油率相对较低。此时整个发动机进入分流式燃气涡轮发动机状态。

[0019] 分流式燃气涡轮发动机的冲压式发动机工作状态

[0020] 如图3所示，当飞行速度产生的进气压力接近分流式燃气涡轮发动机的设计总增压比时，通过气流功能转换阀8使冲压进气管6开放；分流燃烧室9的进口开放；高压输气管7的出口关闭；高压气流发生器1停止工作；迎面气流直接从冲压进气管6进入分流燃烧室9，和燃料混合燃烧后，经推力喷管10从可调尾喷口11喷出，产生推力。整个发动机进入冲压发动机工作状态。

[0021] 分流式燃气涡轮发动机的反推力工作状态

[0022] 如图4所示，通过气流功能转换阀8使分流燃烧室9进口关闭；冲压进气管6开放；高压输气管7的出口开放；从压气机2流出的高压气流，从冲压进气管6的进口喷出，产生反推力，使飞行器减速，整个发动机进入反推力工作状态。