[发明专利]一种喷气式航空发动机及其调节方法

说明书

本发明公开了一种喷气式航空发动机及其调节方法，该喷气式航空发动机包括风扇、可切换压气机、压气机，在风扇与压气机之间设置有可切换压气机，可切换压气机设置有可切换压气机涵道，在可切换压气机涵道的出口处以滑动方式设置有环形挡板；该调节方法包括通过调节可切换压气机涵道面积、进口导叶角度，压气机涵道面积，高低压涡轮的进口导叶角度，从而实现了在同一台发动机上兼顾高单位推力和低耗油率。

技术领域

本发明属于航空发动机技术领域，具体涉及一种喷气式航空发动机及其调节方法。

背景技术

目前，航空发动机主要采用“布雷顿循环”喷气式涡扇发动机，从其循环机理本质来看，难以兼顾高单位推力和低耗油率两种要求。因此，现有技术中航空发动机均针对主要飞行条件下的需求设计为：对主要飞行条件需求是降低亚音速耗油率的发动机采用“较大的整机涵道比、较低的外涵压比、较高的内涵压比”，即大涵道比涡扇式发动机；对于主要飞行任务需求是较高推力的发动机采用“较低的整机涵道比、较高的外涵压比、较低的内涵压比”，即小涵道比涡扇式发动机。上述两种类型的任意一种航空发动机均无法兼顾另一种航空发动机的特性，即不能同时具备较低的耗油率以及较高的单位推力。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述问题。

发明内容

本发明的目的在于提供一种喷气式航空发动机及其调节方法来克服或至少减轻现有技术中的至少一个上述问题。

为实现上述目的，本发明提供了一种喷气式航空发动机，所述喷气式航空发动机包括风扇、可切换压气机、压气机，在所述风扇与所述压气机之间设置有可切换压气机，所述可切换压气机设置有可切换压气机涵道，在所述可切换压气机涵道的出口处以滑动方式设置有环形挡板。

优选的，所述喷气式航空发动机还包括主燃烧室和可变几何涡轮，所述主燃烧室与所述压气机连接，所述可变几何涡轮与所述主燃烧室连接。

在另一方面，本发明还提供一种喷气式航空发动机调节方法，包括：当所述喷气式航空发动机需要执行高推力模式时，增大可切换压气机进口导叶角度，同时减小压气机涵道面积，同时增大可切换压气机涵道面积，同时增大高压涡轮进口导叶角度，同时增大低压涡轮进口导叶角度；当所述喷气式航空发动机需要执行地耗油率模式时，减小可切换压气机进口导叶角度，同时增大压气机涵道面积，同时减小可切换压气机涵道面积，同时增大高压涡轮进口导叶角度，同时增大低压涡轮进口导叶角度。

优选的，增大或减小可切换压气机的流量，包括：开大可切换压气机进口导叶角度以增大可切换压气机的流量，关小可切换压气机进口导叶角度以减小可切换压气机的流量。

优选的，减小或增大外涵道面积，包括：减小外涵道出口面积以减小外涵道面积，增大外涵道出口面积以增大外涵道面积。

优选的，增大或减小高压涡轮换算流量，包括：开大高压涡轮进口导叶角度以增大高压涡轮换算流量，关小高压涡轮进口导叶角度以减小高压涡轮换算流量。

优选的，增大或减小低压涡轮换算流量，包括：开大低压涡轮进口导叶角度以增大低压涡轮换算流量，关小低压涡轮进口导叶角度以减小低压涡轮换算流量。

本发明的有益效果：通过环形挡板以及其他发动机部件的调节，能够实现在不同需求的情况下切换高单位推力或者低耗油率，从而实现了在同一台发动机上兼顾高单位推力和低耗油率。

在另一方面，本发明提供了一种喷气式发动机调节方法，通过调节可切换压气机涵道面积、进口导叶角度，压气机涵道面积、进口导叶角度，高低压涡轮的换算流量，从而实现了在同一台发动机上兼顾高单位推力和低耗油率。

附图说明

图1是本发明实施例提供的喷气式航空发动机结构示意图；

图2是本发明实施例提供的喷气式航空发动机调节方法的流程示意图；