[发明专利]变循环大涵道比涡扇发动机

说明书

本发明提供了一种变循环大涵道比涡扇发动机，包括多个涡轮导叶，所述涡轮导叶包括固定结构的叶片部分，以及多个可动叶片段，所述多个可动叶片段通过铰链连接，并与所述固定结构的叶片部分组成一空心区域；通过变动所述可动叶片段向所述涡轮导叶内部或外部转动，实现调节两个所述涡轮导叶之间的喉部面积。本发明在高涵道比条件下，减小涡轮导叶通流面积，改变增压级导叶安装角，可起到增压级防喘效果；避免了增压级后放气带来的能量损失，实现全包线增压级无放气；内涵能够通过更多的空气，可为发动机推力的发展提供更大的裕度。

技术领域

本发明涉及航空发动机领域，特别涉及一种变循环大涵道比涡扇发动机。

背景技术

图1为现有技术中双轴直驱大涵道比涡扇发动机的结构示意图。如图1所示，一般的双轴直驱大涵道比涡扇发动机按照气流轴向流动方向，将依次经过对气流初步压缩的风扇、进一步压缩内涵气流的增压级和高压压气机、对气流进行加热的燃烧室、分别驱动高压压气机和风扇(包括增压级)的高压涡轮以及低压涡轮、让高温高压气流高速喷出的喷管。

为了改善发动机推进效率，较为有效的方法是将通过发动机的空气分成两路，一路流过内涵道的压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管，另一路流过外涵风扇和外涵尾喷管。外涵空气流量与内涵空气流量之比，我们称之为涵道比。

在整个工作包线内，飞机对发动机的性能要求随工作状态变化而变化。例如，在地面起飞及爬升时，飞机对发动机的推力要求较高。而在巡航状态时，飞机对发动机的耗油率要求较高。

目前，为了解决上述这种需求，一般通过变涵道比的变循环发动机设计方法解决，即地面起飞及爬升时，发动机在低涵道比状态下运行，经济巡航时在高涵道比状态下运行。

变循环发动机通过改变发动机一些部件的几何形状、尺寸或位置来改变其热力循环的发动机。传统的变涵道比的变循环发动机设计方法，在地面起飞时，通过提高燃烧室出口总温(目前国外已达到2000-2100K之间)，进而增大核心机抽吸能力，使得流过发动机内涵的空气流量较多，实现低涵道比状态。但此时增压级共同工作线下降较大，部件效率下降较多，并且增压级通流能力有限，高压压气机进口物理流量实际增大的不够多，影响变循环的效能。同时燃烧室温度高，将极大影响发动机热端部件冷却设计和寿命。在经济巡航时，降低核心机抽吸能力，使得内涵空气流量减少，提高发动机推进效率。但同时使得增压级共同工作线上升，影响增压级喘振裕度，尤其在发动机减速过程中，增压级极易发生喘振。目前只能通过在增压级出口放气解决，然而这种方式将会牺牲一部分经过增压级压缩的空气，带来能量损失。

因此，传统的变涵道比设计使得涡轮前总温变高并且增压级不能很好的匹配各部件的气动性能，降低了变涵道比带来的各项优势。

发明内容

本发明要解决的技术问题是为了克服现有技术中涡扇发动机地面起飞和爬升状态下，燃烧室出口温度高、推力裕度发展受限以及发动机寿命受限、同时变涵道比还带来增压级工作不匹配等缺陷，提供一种变循环大涵道比涡扇发动机，其结合可变涡轮导叶与增压级可调导叶协调运转，实时改变航空发动机涵道比。

本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：

一种变循环大涵道比涡扇发动机，包括多个涡轮导叶，其特点在于，所述涡轮导叶包括固定结构的叶片部分，以及多个可动叶片段，所述多个可动叶片段通过铰链连接，并与所述固定结构的叶片部分组成一空心区域；通过变动所述可动叶片段向所述涡轮导叶内部或外部转动，实现调节两个所述涡轮导叶之间的喉部面积。

根据本发明的一个实施例，所述可动叶片段包括第一段可动叶片段和第二段可动叶片段，所述第一段可动叶片段的一端通过第一铰链与所述固定结构的叶片部分的一端连接，所述第二段可动叶片段的一端通过第二铰链与所述固定结构的叶片部分的另一端连接；

所述第一段可动叶片段的另一端和所述第二段可动叶片段的另一端相互贴合。