一种多电飞机用航空发动机架构的制作方法

1.本技术属于多电飞机用航空发动机架构设计技术领域，具体涉及一种多电飞机用航空发动机架构。


背景技术：

2.飞机所需的功率多来自航空发动机，多电飞机用电能代替了部分或全部的气压能、机械能、液压能等传统二次能源，对航空发动机的功率提取具有较大需求。
3.航空发动机主要包括依次设置的进气机匣、风扇、中介机匣、压气机、主燃烧室、高压涡轮、低压涡轮、后机匣、加力燃烧室以及喷管，其中，风扇与低压涡轮通过低压轴连接，共轴工作，压气机与高压涡轮通过高压轴连接，共轴工作。
4.当前，为了自航空发动机提取功率，设计有高压轴中央传动，提取高压轴功率，通过高压传动杆连接发附机匣，将高压轴功率传递给发附机匣，发附机匣内通过齿轮传动链带动发动机附件工作，同时将剩余高压轴功率输出传递给飞机附件机匣，飞附机匣内通过齿轮传动链带动相关飞机附件工作，以及带动发电机工作，为飞机上用电设备供电，此外，飞机附件机匣上连接起动机，起动机能够通过飞附机匣、发附机匣、高压轴中央传动向高压轴输出轴功，起动航空发动机，如图1所示，该种航空发动机架构，仅从高压轴提取功率，受高压轴中央传动尺寸、布局空间、锥齿轮材料、结构强度等因素限制，考虑成本、航空发动机主机结构维持等情况，难以提取到较大的功率，通过提取的功率为400kw级，难以满足多电飞机的电功率需求。
5.鉴于上述技术缺陷的存在提出本技术。
6.需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本技术的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本技术的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本技术的新颖性和创造性。


技术实现要素：

7.本技术的目的是提供一种多电飞机用航空发动机架构，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
8.本技术的技术方案是：
9.一种多电飞机用航空发动机架构，包括进气机匣、风扇、中介机匣、压气机、主燃烧室、高压涡轮、低压涡轮、后机匣、加力燃烧室以及喷管，其中，风扇与低压涡轮通过低压轴连接，共轴工作，压气机与高压涡轮通过高压轴连接，共轴工作；
10.所述多电飞机用航空发动机架构，还包括高压轴中央传动、发附飞附一体化机匣、低压轴中央传动、低压轴功提取传动机匣；
11.高压轴中央传动能够提取高压轴功率，通过高压传动杆连接发附飞附一体化机匣，将高压轴功率传递给发附飞附一体化机匣，发附飞附一体化机匣内通过齿轮传动链带动发动机附件、飞机附件工作，同时带动对应的发电机工作，为飞机上用电设备供电；
12.发附飞附一体化机匣上连接起动机，起动机能够通过发附飞附一体化机匣、高压轴中央传动向高压轴输出轴功，起动航空发动机；
13.低压轴中央传动、低压轴功提取传动机匣
14.低压轴中央传动能够提取低压轴功率，通过低压传动杆连接低压轴功提取传动机匣，将低压轴功率传递给低压轴功提取传动机匣，低压轴功提取传动机匣内通过齿轮传动链带动对应的发电机工作，为飞机上用电设备供电。
15.可选的，上述的多电飞机用航空发动机架构中，发附飞附一体化机匣对应的发电机与起动机，集成为一体化起动/发电机。
16.本技术至少存在以下有益技术效果：
17.提供一种多电飞机用航空发动机架构，能够在维持航空发动机主机结构基础上，设计除了自高压轴提取功率外，同时能够自低压轴提取功率，此外，对发附机匣、飞附机匣进行了集成设计，采用发附飞附一体化机匣，以及对用发附飞附一体化机匣对应的发电机与起动机进行了集成设计，采用一体化起动/发电机，可促进自高压轴上提取功率，能够很好的满足多电飞机的电功率需求。
附图说明
18.图1是现有航空发动机架构的示意图；
19.图2是本技术实施例提供的多电飞机用航空发动机架构的示意图；
20.为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本技术的限制。
具体实施方式
21.为使本技术的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本技术的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本技术的部分实施例，其仅用于解释本技术，而非对本技术的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本技术相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本技术中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
22.此外，除非另有定义，本技术描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本技术所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本技术描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本技术的限制。本技术描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本技术描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本技术描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
23.此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本技术的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本技术中的具体含义。
24.下面结合附图1至图2对本技术做进一步详细说明。
25.一种多电飞机用航空发动机架构，包括进气机匣、风扇、中介机匣、压气机、主燃烧室、高压涡轮、低压涡轮、后机匣、加力燃烧室以及喷管，其中，风扇与低压涡轮通过低压轴连接，共轴工作，压气机与高压涡轮通过高压轴连接，共轴工作；
26.所述多电飞机用航空发动机架构，还包括高压轴中央传动、发附飞附一体化机匣、低压轴中央传动、低压轴功提取传动机匣；
27.高压轴中央传动能够提取高压轴功率，通过高压传动杆连接发附飞附一体化机匣，将高压轴功率传递给发附飞附一体化机匣，发附飞附一体化机匣是对现有发附机匣、飞附机匣的集成设计，可从整机上减小航空发动机的外廓尺寸，并可减少传动损耗，利于自高压轴上提取功率，发附飞附一体化机匣内通过齿轮传动链带动发动机附件、飞机附件工作，同时带动对应的发电机工作，为飞机上用电设备供电；
28.发附飞附一体化机匣上连接起动机，起动机能够通过发附飞附一体化机匣、高压轴中央传动向高压轴输出轴功，起动航空发动机，起动机可与飞附一体化机匣对应的发电机进行集成设计，采用一体化起动/发电机，以能够进一步从整机上减小航空发动机的外廓尺寸，以及促进自高压轴上提取功率，经验证自高压轴上提取的功率可达500kw；
29.低压轴中央传动能够提取低压轴功率，通过低压传动杆连接低压轴功提取传动机匣，将低压轴功率传递给低压轴功提取传动机匣，低压轴功提取传动机匣内通过齿轮传动链带动对应的发电机工作，为飞机上用电设备供电，其中，低压轴中央传动可参考高压轴中央传动进行适应性设计，低压轴功提取传动机匣可参考发附机匣、飞附机匣进行适应性设计，通过低压轴中央传动、低压轴功提取传动机匣自低压轴上提取功率，经验证可达500kw，且在实际应用中，仅需要对中介机匣进行适应性改进设计即可，可维持航空发动机主机结构，便于进行改装。
30.本技术实施例提供的多电飞机用航空发动机架构，能够在维持航空发动机主机结构基础上，设计除了自高压轴提取功率外，同时能够自低压轴提取功率，此外，对发附机匣、飞附机匣进行了集成设计，采用发附飞附一体化机匣，以及对用发附飞附一体化机匣对应的发电机与起动机进行了集成设计，采用一体化起动/发电机，可促进自高压轴上提取功率，自高压轴、低压轴上提取的功率合计可到1000kw，能够很好的满足多电飞机的电功率需求。
31.说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
32.至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本技术的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本技术的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本技术的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本技术的保护范围之内。

技术特征：
1.一种多电飞机用航空发动机架构，其特征在于，包括进气机匣、风扇、中介机匣、压气机、主燃烧室、高压涡轮、低压涡轮、后机匣、加力燃烧室以及喷管，其中，风扇与低压涡轮通过低压轴连接，共轴工作，压气机与高压涡轮通过高压轴连接，共轴工作；所述多电飞机用航空发动机架构，还包括高压轴中央传动、发附飞附一体化机匣、低压轴中央传动、低压轴功提取传动机匣；高压轴中央传动能够提取高压轴功率，通过高压传动杆连接发附飞附一体化机匣，将高压轴功率传递给发附飞附一体化机匣，发附飞附一体化机匣内通过齿轮传动链带动发动机附件、飞机附件工作，同时带动对应的发电机工作，为飞机上用电设备供电；发附飞附一体化机匣上连接起动机，起动机能够通过发附飞附一体化机匣、高压轴中央传动向高压轴输出轴功，起动航空发动机；低压轴中央传动、低压轴功提取传动机匣低压轴中央传动能够提取低压轴功率，通过低压传动杆连接低压轴功提取传动机匣，将低压轴功率传递给低压轴功提取传动机匣，低压轴功提取传动机匣内通过齿轮传动链带动对应的发电机工作，为飞机上用电设备供电。2.根据权利要求1所述的多电飞机用航空发动机架构，其特征在于，发附飞附一体化机匣对应的发电机与起动机，集成为一体化起动/发电机。

技术总结
本申请属于多电飞机用航空发动机架构设计技术领域，具体涉及一种多电飞机用航空发动机架构，能够在维持航空发动机主机结构基础上，设计除了自高压轴提取功率外，同时能够自低压轴提取功率，此外，对发附机匣、飞附机匣进行了集成设计，采用发附飞附一体化机匣，以及对用发附飞附一体化机匣对应的发电机与起动机进行了集成设计，采用一体化起动/发电机，可促进自高压轴上提取功率，能够很好的满足多电飞机的电功率需求。飞机的电功率需求。飞机的电功率需求。


技术研发人员：张冬梅 孟庆明 于学明
受保护的技术使用者：中国航发沈阳发动机研究所
技术研发日：2023.03.24
技术公布日：2023/7/4