[发明专利]一种涡扇航空发动机中心锥出流增加推力的结构

说明书

技术领域

本发明属于发动机推力增加技术，具体涉及一种借助航空发动机中心锥，使部分外涵气流增温增压、加速膨胀排出，同时降低中心锥尾后流动损失，提高发动机推力的系统。

背景技术

随着飞机敏捷性要求的提高，对发动机推重比要求不断提升。目前，随着对飞机机动性、敏捷性要求的提高，发动机推重比要求也迅速提高，飞行器的发展很大程度上依赖新概念推进系统的实现和改进。20世纪60～70年代涡扇发动机的问世，使战斗机的飞行速度、航程和机动性出现了历史性飞跃。过去几十年，发动机推重比从1～2提高到8～10，预计21世纪前20年战斗机发动机的推重比有可能达到15～20，为未来的国际第五代作战飞机提供不可或缺的、前所未有的强大动力。

推重比是衡量发动机性能的一个重要指标，也是衡量发动机的设计、材料和加工工艺水平的综合性指标。推重比对飞机的飞行性能和有效载荷等都有直接影响,垂直和短距起降飞机尤其需要高推重比的发动机。

现代涡轮喷气发动机的推重比在3.5～4.5之间，加力涡轮喷气发动机约为5～7；加力涡轮风扇发动机可达8以上；升力发动机可达16以上，用于飞机的垂直起落。进一步提高推重比，是航空发动机发展的一个重要趋势。2005年4月，我国自行研制的首台高推重比涡扇发动机点火成功，为进一步发展出高推重比的先进航空发动机奠定了技术基础。

航空发动机推力的表达式为：

F＝mU_x+(p_e-p_a)A_e

式中m为喷管的实际质量流量U_x，p_e，A_e和分别表示喷管出口的轴向速度、静压和面积，p_a为环境静压。

可以看出，在发动机出口面积A_e不变的条件下，提高发动机推力主要有如下几个途径：

(一)增大空气流量

发动机推力可以用空气流量和单位推力的乘积表示。若发动机空气流量增大,而发动机单位推力不变或小幅度下降,可以使发动机推力增大,这是提高推力较直接和有效的方法。

因发动机进口空气流量主要受风扇的直径和转速的限制，提高空气流量主要可以通过：一是扩大风扇直径,风扇进口环面积随之增加,可以在轴向速度不变的情况下增大空气流量,二是重新设计流量更大的风扇/增压级。

(二)提高涡轮进口温度

涡轮前温度是影响发动机综合性能水平的重要参数,提高涡轮前温度也是提高发动机推力的主要措施之一,同时是航空技术进步的重要标志。在总压比不变的情况下,涡轮进口温度提高,加热比增大,发动机的单位推力提高。涡轮进口温度的提高需要通过对燃烧室的优化设计实现，通过高温升燃烧室的设计，提高燃烧室的出口温度。这对燃烧室的设计与涡轮的材料的耐温水平都要有较高的要求，目前，国内航空发动机行业正在开展此方面的研究。

(三)提高总增压比

随着总增压比增大,发动机的可用功提高,单位推力增大，大推力对应高总增压比。实现压比增大，可以通过对压力机级数以及尺寸的优化改型设计进行，其必然涉及到对压气机的重新设计。设计过程中，提高效率的同时防止发生哮喘，优化叶片结构。

(四)提高涵道比

涵道比是通过外涵风扇与内涵核心机的空气流量的比值。发动机核心机流量变化不大,增大的空气流量绝大部分从外涵道流过,因此,使发动机的涵道比增大。在发动机核心机流量不变的条件下，要增大涵道比，只能通过增大外涵通道尺寸来实现，这就涉及到进气机匣的结构调整。

纵观以上措施，措施(一)-(四)虽然能提高航空发动机的推力，但是每种措施均需对发动机中的核心部件进行不同程度的改进乃至重新设计，具有较大难度，更加适合新一代发动机的研制，而对现有发动机的改进设计则不适用，另外，这个设计改进周期较为漫长。另外，受到材料、加工工艺等限制，使得航空发动机推力特性的改进受到较大的限制。

以上增推措施主要针对内涵气流进行，在涡扇发动机中，外涵气流也是推力的重要贡献者，相比内涵燃气流，其质量相当，但气流温度、压力较小，使得动量较小，这也说明外涵气流的动量具有较大的提升空间。如果将对外涵气流进行加热，使其膨胀加速，温度、压力升高，则其对推力的贡献将大大增加。