[发明专利]一种涡轮发动机一二次流组合变循环方法

说明书

本发明公开一种涡轮发动机一二次流组合变循环方法，通过变循环机构的模式切换，使核心机流路在高速飞行和低速飞行状态下分别实现涡喷模式二次流制冷循环和涡扇模式内涵道布雷顿循环。从而在高速飞行模式下，大幅度提升二次流冷气品质，实现超高涡轮前温度和超宽的速域范围。在低速飞行模式下，利用风扇与压气机的巨大流量差异，实现超高的涵道比和超低的耗油率。本发明突破现有涡轮发动机速域极限、并兼顾长航程需求。

技术领域

本发明涉及一种涡轮发动机，具体来说是一种涡轮发动机一二次流组合变循环方法。

背景技术

宽速域和长航程兼备的飞机设计中，动力装置至关重要：宽速域要求小涵道比、低增压比、高涡轮前温度；长航程要求大涵道比、高增压比、适中涡轮前温度。变循环发动机是实现这些相互矛盾要求的极具前景的动力装置。20世纪60年代，美国通用电气公司首先提出了变循环发动机(VCE)的概念，目的是想结合涡喷和涡扇发动机的技术优势，在同一台发动机上实现涡喷和涡扇循环。迄今，VCE技术已有近60年的探索研究与发展历程。并针对超音速运输类飞机和战斗机动力系统需求，发展出双外涵、三外涵自适应变循环等基于不同几何调节方法的变循环技术方案。

根据涡轮发动机工作原理，影响航空燃气涡轮发动机空域、速域、效率指标进一步提升的三个最重要参数是涵道比、总增压比、涡轮前温度。但现有的变循环发动机受技术路线的局限，只能小幅度改变发动机涵道比调节范围，对扩大发动机增压比调节范围和提升涡轮前温度几乎没有作用，无法有效增加变循环发动机速域范围和提高循环效率。总体而言，传统变循环发动机的局限性表现在两个方面：

(1)针对高速飞行需求，无法有效拓宽工作增压比范围和提高涡轮前总温，导致速域和空域范围受限。传统变循环发动机为保证低速经济性，会采用较高的设计增压比，而基于外涵道变几何为主的技术路线，并不能对动力循环增压比进行有效调节，这将导致高速飞行时燃烧室加热量不足，如图1所示，从而导致发动机高速飞行的循环功不足和推力过早过快的衰减。因此，要突破传统变循环发动机3.2Ma的速域极限，必须在大幅度拓宽压气机增压比范围的同时提高涡轮前温度水平。

(2)针对低速飞行需求，无法有效提高工作增压比和涵道比，导致低速耗油率降幅受限。传统变循环发动机为扩大速域，高速飞行时需要采用涡喷动力循环。受机匣尺寸的限制和外涵道变几何技术的局限，涵道比的极限变化幅度无法超过1.3，也无法有效调节增压比，这使低速飞行时的循环热效率和推进效率的难以得到有效提升，如图2所示(图2中，T₀为环境温度，T₂为常规变循环发动机压气机出口温度，T_2.i为期望的压气机出口温度)。因此，要显著降低传统变循环发动机低速耗油率，突破航程极限，必须在大幅度增加发动机涵道比的同时提高其增压比。

综上，以外涵道几何调节为主的传统变循环发动机技术路线，存在可调涵道比范围受限，可调增压比范围、涡轮前温度上限均难以扩大的“痛点”问题，极大的限制了变循环发动机速域、空域范围和航程极限。因此，必须从源头上颠覆传统变循环的思路和方法，提出新概念、新原理、新方案，才能有望突破现有涡轮发动机空域、速域极限，并兼顾长航程需求。

发明内容

为突破变循环发动机的上述速域、空域及耗油率的性能瓶颈，针对现有变循环发动机方案可调涵道比、增压比可调范围、涡轮前温度受限的“痛点”，本发明提出一种涡轮发动机一二次流组合变循环方法，从源头上改变了传统变循环的思路和方法，可以大幅度突破变循环发动机循环参数的可调范围极限，实现跨速域与长航程兼顾。

本发明涡轮发动机一二次流组合变循环方法，在高速飞行模式下,流经进气道和风扇的气流分成两股，令分别为气流A与气流B。其中气流A直接进入涡轮发动机的燃烧室、并顺次流经低压涡轮和尾喷管；由此，由进气道、风扇、燃烧室、低压涡轮、尾喷管共同构成一次流的布莱顿循环，产生推力。气流B用作二次流空气系统冷气，依次经过高压压气机、空-空换热器、高压涡轮构成冷气制冷循环后，将进入高压压气机的部分降温。