[发明专利]涡轮涡扇发动机及航天器

说明书

本发明公开了一种涡轮涡扇发动机及航天器。涡轮涡扇发动机，包括置于主轴外周的内支承结构以及置于内支承结构外周的外支承结构，内支承结构与外支承结构之间构成外涵道气流通道，燃烧室置于外涵道气流通道外侧的外支承结构内，内涵道气流通道从内支承结构进气口进气并沿径向贯穿外涵道气流通道连通至燃烧室内。整个结构简单，在低涡轮前温度的条件下能实现大涵道比，增大发动机推力，降低耗油率。

技术领域

本发明涉及航空发动机结构技术领域，特别地，涉及一种涡轮涡扇发动机。此外，本发明还涉及一种包括上述涡轮涡扇发动机的航天器。

背景技术

常规涡扇发动机的风扇、高压压气机、燃烧室、高压涡轮以及低压涡轮在同一轴线上，原理结构图如图3所示。高速旋转的风扇将空气压缩到一定压力，经过分流装置，将空气分为两部分，一部分空气进入外涵道，另外一部分空气进入内涵道。进入内涵道的压缩空气被以更高速度旋转的高压压气机将压缩到更高的压力。高压空气进入燃烧室后与燃料快速混合，被点燃后形成高温、高压的燃气。燃气经过高压涡轮导向器加速，驱动高压涡轮的转子快速旋转，高压涡轮通过涡轮轴与高压压气机连接，驱动高压压气机转子以相同的速度旋转，燃气的温度和压力降低。离开高压涡轮的燃气在低压涡轮中继续膨胀做功，在低压涡轮导叶加速后，驱动低压涡轮转子高速旋转，低压涡轮转子通过涡轮轴与风扇相连接，风扇与低压涡轮以相同的速度旋转。低压涡轮后的燃气与外涵的空气混合后继续加速，排除发动机，产生推力。

常规涡扇发动机为增大推力、降低油耗，通过提升发动机热力循环参数来实现，如增大压比、增加涡轮前温度和提高涵道。提高涡轮前温度受材料性能和冷却限制，提高压比将带来轴向长度尺寸增加等，提高涵道比受涡轮前温度、叶尖转速限制等条件的约束。提升常规涡轮风扇发动机的性能变得越来越难。

发明内容

本发明提供了一种涡轮涡扇发动机及航天器，以解决现有常规涡扇发动机为实现推力大和低耗油率的目的，导致高压比的压缩系统结构复杂，长度和重量方面均存在劣势的技术问题。

根据本发明的一个方面，提供一种涡轮涡扇发动机，包括置于主轴外周的内支承结构以及置于内支承结构外周的外支承结构，内支承结构与外支承结构之间构成外涵道气流通道，燃烧室置于外涵道气流通道外侧的外支承结构内，内涵道气流通道从内支承结构进气口进气并沿径向贯穿外涵道气流通道连通至燃烧室内。

进一步地，内支承结构包括外支承机匣以及内支承机匣，外支承机匣与内支承机匣之间设有处于内支承结构进气端的压气机以及处于内支承结构尾端的变速器。

进一步地，外支承结构包括外短舱以及多个固定于外短舱上并沿主轴周向均匀分布的进气导向叶片，燃烧室置于外短舱内，压气机出口通过进气导向叶片的内腔通道连通至燃烧室内。

进一步地，外短舱、外支承机匣和内支承机匣围合的空间内还设有风扇转子，风扇转子处于压气机与变速器之间，风扇转子通过变速器联接压气机的转子。

进一步地，风扇转子的风扇叶片叶尖部位设有涡轮叶片，涡轮叶片置于燃烧室后并用于将燃烧室输出的燃气进行导向、加压和加速后输出。

进一步地，涡轮叶片与风扇转子的风扇叶片采用一体制作成型的整体结构；或者涡轮叶片与风扇转子分别制作，涡轮叶片固接于风扇转子的风扇叶片叶尖。

进一步地，涡轮叶片与风扇转子的风扇叶片一一对应布设并构成涡轮机构；压气机、进气导向叶片、燃烧室、涡轮机构以及外短舱的尾端通道构成内涵道气流通道，相邻进气导向叶片之间的间隔通道、风扇转子所在空间以及内支承结构与外支承结构之间的尾端通道构成外涵道气流通道。

进一步地，涡轮机构还包括处于涡轮叶片外的涡轮机匣以及处于涡轮叶片后端的导向器。

进一步地，内支承结构和外支承结构同时与主轴中心线同轴安装。

根据本发明的另一方面，还提供了一种航天器，其包括上述涡轮涡扇发动机。