[发明专利]航空发动机核心机、控制方法和航空发动机

说明书

本发明涉及一种航空发动机核心机、控制方法和航空发动机，其中航空发动机核心机包括风扇、低压压气机、高压压气机、喷管、第一可动件和第二可动件，低压压气机设置在风扇的下游；第一可动件设置在风扇和低压压气机之间，用于通过自身运动来调节航空发动机核心机的涵道比；高压压气机设置在低压压气机的下游；喷管设置在低压压气机和高压压气机之间，用于将低压压气机的出口气流导出；第二可动件设置在喷管的进口处，用于打开或关闭喷管的进口。航空发动机包括上述核心机。本发明通过第一可动件和第二可动件的配合，可以实现对发动机不同运行工况的自适应性。

技术领域

本发明涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种航空发动机核心机、控制方法和航空发动机。

背景技术

目前得到普遍应用的大涵道比涡扇发动机，内涵道气流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内涵、进一步压缩的低压压气机和高压压气机、对其进行加热的燃烧室，然后形成的高温高压气流依次驱动高压压气机和风扇(包括低压压气机)的高低压涡轮、以及让气流高速喷出的内涵喷管；外涵气流则经过风扇外涵的压缩作用，最终从外涵喷管流出，产生相应的推力。

对于大涵道比涡扇发动机而言，经济性优化需要发动机在设计时采用较高的增压比、较大的涵道比和较高的涡轮进口温度来实现。但发动机在实际运行过程中总是运行在起飞、爬升或巡航等工况，往往偏离各部件的设计点。例如，在起飞工况时燃烧室出口温度相对较高，为满足该工况运行要求，发动机的高温部件需要采用耐温程度相对较高的材料来制造，这大大增加了发动机的设计成本和实现难度，也限制了其使用寿命；而在巡航等典型的空中工况，发动机所需的推力要求与起飞工况相比相对较低，此时的燃烧室出口温度也相对较低，如果只针对巡航等空中工况进行发动机设计，发动机高温部件的使用材料限制就可以适当放宽。

目前，大部分发动机不具备对不同工况的自适应能力，对高温部件的耐温性能要求较高。

需要说明的是，公开于本发明背景技术部分的信息仅仅旨在增加对本发明的总体背景的理解，而不应当被视为承认或以任何形式暗示该信息构成已为本领域技术人员所公知的现有技术。

发明内容

本发明的目的是提出一种航空发动机核心机、控制方法和航空发动机，以提高核心机对不同工况的自适应能力。

为实现上述目的，本发明提供了一种航空发动机核心机，包括：

风扇；

低压压气机，设置在风扇的下游；

第一可动件，设置在风扇和低压压气机之间，用于通过自身运动来调节航空发动机核心机的涵道比；

高压压气机，设置在低压压气机的下游；

喷管，设置在低压压气机和高压压气机之间，用于将低压压气机的出口气流导出；和

第二可动件，设置在喷管的进口处，用于打开或关闭喷管的进口。

在一些实施例中，航空发动机核心机还包括内涵道和外涵道，第一可动件用于同时调节内涵道的进口大小和外涵道的进口大小。

在一些实施例中，航空发动机核心机还包括第一机匣和第二机匣，第一机匣用于包容风扇并用于形成外涵道，第二机匣用于包容低压压气机并用于分隔内涵道和外涵道，第一可动件的一端可转动地安装在第二机匣上，第一可动件沿远离第二机匣的方向延伸。

在一些实施例中，航空发动机核心机还包括第二机匣和第三机匣，第二机匣用于包容低压压气机，第三机匣用于包容高压压气机，第二机匣和第三机匣之间具有间隙，喷管安装在第二机匣和第三机匣上并封堵间隙，喷管的出口与航空发动机的外部环境相通。

在一些实施例中，第二可动件的第一端与第二机匣搭接或相抵靠，第二可动件的第二端与第三机匣可转动地连接。

在一些实施例中，第二可动件被配置为朝着远离喷管的方向被打开。