一种涡扇航空发动机中心锥出流增加推力的结构制造技术

一种涡扇航空发动机中心锥出流增加推力的结构，包括中心锥，中心锥外围依次为内涵通道、外涵通道，其特征在于：中心锥内部形成渐缩狭缝通道，涡轮支板位于外涵通道与狭缝通道之间；狭缝通道流通面积沿轴向逐渐减小；中心锥壁面上开设一系列非规律排布出流孔，其孔径沿轴向逐渐减小，孔排距与孔列距按照流动参数沿程优化布置。本实用新型专利技术结构特点在于，在中心锥内部根据气流流量和压力沿程变化规律，构建渐缩狭缝通道，狭缝通道内部流速基本不变；根据中心锥内外气流压差沿程变化规律，将中心锥壁面沿程分为4段，根据每一段气动参数特征，在壁面上布置不同的出流孔。

【技术实现步骤摘要】

本技术属于发动机推力增加技术，具体涉及一种借助航空发动机中心锥，使部分外涵气流增温增压、加速膨胀排出，同时降低中心锥尾后流动损失，提高发动机推力的系统。
技术介绍
随着飞机敏捷性要求的提高，对发动机推重比要求不断提升。目前，随着对飞机机动性、敏捷性要求的提高，发动机推重比要求也迅速提高，飞行器的发展很大程度上依赖新概念推进系统的实现和改进。20世纪60～70年代涡扇发动机的问世，使战斗机的飞行速度、航程和机动性出现了历史性飞跃。过去几十年，发动机推重比从1～2提高到8～10，预计21世纪前20年战斗机发动机的推重比有可能达到15～20，为未来的国际第五代作战飞机提供不可或缺的、前所未有的强大动力。推重比是衡量发动机性能的一个重要指标，也是衡量发动机的设计、材料和加工工艺水平的综合性指标。推重比对飞机的飞行性能和有效载荷等都有直接影响,垂直和短距起降飞机尤其需要高推重比的发动机。现代涡轮喷气发动机的推重比在3.5～4.5之间，加力涡轮喷气发动机约为5～7；加力涡轮风扇发动机可达8以上；升力发动机可达16以上，用于飞机的垂直起落。进一步提高推重比，是航空发动机发展的一个重要趋势。2005年4月，我国自行研制的首台高推重比涡扇发动机点火成功，为进一步发展出高推重比的先进航空发动机奠定了技术基础。航空发动机推力的表达式为：F＝mUx+(pe-pa)Ae式中m为喷管的实际质量流量Ux，pe，Ae和分别表示喷管出口的轴向速度、静压和面积，pa为环境静压。可以看出，在发动机出口面积Ae不变的条件下，提高发动机推力主要有如下几个途径：(一)增大空气流量发动机推力可以用空气流量和单位推力的乘积表示。若发动机空气流量增大,而发动机单位推力不变或小幅度下降,可以使发动机推力增大,这是提高推力较直接和有效的方法。因发动机进口空气流量主要受风扇的直径和转速的限制，提高空气流量主要可以通过：一是扩大风扇直径,风扇进口环面积随之增加,可以在轴向速度不变的情况下增大空气流量,二是重新设计流量更大的风扇/增压级。(二)提高涡轮进口温度涡轮前温度是影响发动机综合性能水平的重要参数,提高涡轮前温度也是提高发动机推力的主要措施之一,同时是航空技术进步的重要标志。在总压比不变的情况下,涡轮进口温度提高,加热比增大,发动机的单位推力提高。涡轮进口温度的提高需要通过对燃烧室的优化设计实现，通过高温升燃烧室的设计，提高燃烧室的出口温度。这对燃烧室的设计与涡轮的材料的耐温水平都要有较高的要求，目前，国内航空发动机行业正在开展此方面的研究。(三)提高总增压比随着总增压比增大,发动机的可用功提高,单位推力增大，大推力对应高总增压比。实现压比增大，可以通过对压力机级数以及尺寸的优化改型设计进行，其必然涉及到对压气机的重新设计。设计过程中，提高效率的同时防止发生哮喘，优化叶片结构。(四)提高涵道比涵道比是通过外涵风扇与内涵核心机的空气流量的比值。发动机核心机流量变化不大,增大的空气流量绝大部分从外涵道流过,因此,使发动机的涵道比增大。在发动机核心机流量不变的条件下，要增大涵道比，只能通过增大外涵通道尺寸来实现，这就涉及到进气机匣的结构调整。纵观以上措施，措施(一)-(四)虽然能提高航空发动机的推力，但是每种措施均需对发动机中的核心部件进行不同程度的改进乃至重新设计，具有较大难度，更加适合新一代发动机的研制，而对现有发动机的改进设计则不适用，另外，这个设计改进周期较为漫长。另外，受到材料、加工工艺等限制，使得航空发动机推力特性的改进受到较大的限制。以上增推措施主要针对内涵气流进行，在涡扇发动机中，外涵气流也是推力的重要贡献者，相比内涵燃气流，其质量相当，但气流温度、压力较小，使得动量较小，这也说明外涵气流的动量具有较大的提升空间。如果将对外涵气流进行加热，使其膨胀加速，温度、压力升高，则其对推力的贡献将大大增加。在发动机中，喷管主要的损失是指总压损失，其包含局部气流损失和沿程摩擦损失。在中心锥尾后，存在较强的尾后旋涡，使内、外涵气流混合后产生较大的局部气流损失，严重影响了发动机推力特征，据研究，在发动机不同工作状态下，尾后涡旋产生的局部气流损失占喷管总压损失的2-5％。
技术实现思路
本技术基本思想为，利用中心锥外部流动的高温内涵燃气流加热流入中心锥的外涵气流，使对应外涵气流膨胀加速，动量增加，然后通过中心锥壁面上的出流孔流出，与内涵气流混合流出喷管，提高发动机推力；同时通过在发动机中心锥尾端布置优化安排的出流孔，利用中心锥尾后出流削弱尾后涡旋，减少喷管总压损失，提高发动机推力。方法为在中心锥内部布置一个渐缩狭缝通道，其流通面积沿轴向逐渐减小，使得气流速度基本不变；在中心锥壁面开设一系列出流孔，使进入中心锥的外涵气流加热后从出流孔排出。具体技术方案如下：在中心锥内部构建一个狭缝通道，在壁面布置一系列出流孔。通过涡轮支板将温度、压力较低的外涵气体引入狭缝通道，与中心锥外高温内涵燃气流换热，升温升压，加速膨胀，在沿轴向流动过程中，通过出流孔流出中心锥，使得对应气流动量提高；同时，优化锥尾部出流孔的布置，通过锥尾部气流出流，削弱锥尾后部涡旋，降低发动机喷管局部总压损失。上述两方面综合使用，可以明显提高发动机的推力。这种增推形式结构简单，容易实现，不需要对发动机核心部件进行改动。本技术结构特点在于，在中心锥内部根据气流流量和压力沿程变化规律，构建渐缩狭缝通道，狭缝通道内部流速基本不变；根据中心锥内外气流压差沿程变化规律，将中心锥壁面沿程分为4段，根据每一段气动参数特征，在壁面上布置不同的出流孔。实现过程如下：一种涡扇航空发动机中心锥出流增加推力的结构，包括中心锥，中心锥外围依次为内涵通道、外涵通道，其特征在于：中心锥内部形成渐缩狭缝通道，涡轮支板位于外涵通道与狭缝通道之间；狭缝通道流通面积沿轴向逐渐减小；中心锥壁面上开设一系列非规律排布出流孔，其孔径沿轴向逐渐减小，孔排距与孔列距按照流动参数沿程优化布置。作为改进：中心锥沿轴向分为4部分，在每一段壁面上布置出流孔，从涡轮支板进口至锥尾依次为第一段出流孔、第二段出流孔、第三段出流孔、第四段出流孔，出流孔的孔间距、孔排距逐渐减小，狭缝通道高度依次为h1，h2，h3，h4，长度依次为L1，L2，L3，L4，其中，h1<h2<h3<h4,L1>L2&g本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种涡扇航空发动机中心锥出流增加推力的结构，包括中心锥，中心锥外围依次为内涵通道、外涵通道，其特征在于：中心锥内部形成狭缝通道，狭缝通道流通面积沿轴向逐渐减小；涡轮支板位于外涵通道与狭缝通道之间；中心锥壁面上开设一系列非规律排布出流孔，其孔径沿轴向逐渐减小，孔排距与孔列距按照流动参数沿程优化布置。

【技术特征摘要】
1.一种涡扇航空发动机中心锥出流增加推力的结构，包括中心锥，中心锥外围
依次为内涵通道、外涵通道，其特征在于：中心锥内部形成狭缝通道，狭缝通
道流通面积沿轴向逐渐减小；涡轮支板位于外涵通道与狭缝通道之间；中心锥
壁面上开设一系列非规律排布出流孔，其孔径沿轴向逐渐减小，孔排距与孔列
距按照流动参数沿程优化布置。
2.根据权利要求1所述的一种涡扇航空发动机中心锥出流增加推力的结构，其
特征在于：中心锥沿轴向分为4部分，在每一段壁面上布置出流孔，从涡轮支
板进口至锥尾依次为第一段出流孔、第二段出流孔、第三段出流孔、第四段出
流孔，出流孔的孔间距、孔排距逐渐减小，狭缝通道高度依次为h1，h2，h3，
h4，长度依次为L1，L2，L3，L4，其中，h1<h2<h3<h4,L1>L2>L3>L4。
3.根据权利要求1所述的一种涡扇航空发动机中心锥出流增加推力的结构，其...

【专利技术属性】
技术研发人员：张勃，何哲旺，吉洪湖，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：新型
国别省市：江苏;32