一种级间涵道航空发动机的制作方法

1.本技术属于航空发动机设计领域，特别涉及一种级间涵道航空发动机。


背景技术：

2.随着飞行器机载设备功率持续提升等，其各类设备对散热的需求也逐渐增大，导致飞机储存的燃油在进入航空发动机之前，已被飞机自身各类设备换热导致温度较高，再结合航空发动机性能水平的持续提升，航空发动机内部拟用于空气换热的流道气流温度也越来越高，较高温度的飞机燃油和航空发动机自身气流，都导致飞发一体化综合热管理愈发困难。
3.目前需要一型需具备“内涵高总压比、外涵较高压比、内外涵出口压力平衡混合排气”等性能匹配需求的中等涵道比涡扇发动机，其中实现外涵较高压比需布置多级压缩部件转子，而空气经由多级压缩转子增压后，其温度往往也较高；在飞机来油温度较高、燃油热沉有限的背景下，发动机自身气流温度高的区域，不利于综合热管理系统布置换热器的需要，急需在符合本发明所述航空发动机性能匹配的前提下，创造更有利于综合热管理系统换热器布局且不产生严重危害的总体布局。
4.现有技术中，常在经过多级压缩部件转子增压的外涵机匣区域布置换热器，或直接在发动机进气口流道布置换热器，布置在经由多级压缩部件转子增压、增温后的外涵机匣区域的换热器，其环境温度较高，换热效果差，并会导致换热器体积较大、重量较重，且会损失外涵气流总压恢复系数，不利于性能匹配、重量控制、可靠性提升等需求。
5.现有技术中，布置在发动机进气口的换热器，因航空发动机进气口常有异物吸入，若因异物打伤导致换热器破裂，其内部油液泄漏后，有随内涵气流进入飞机引气的可能，进而存在污染飞行员座舱引气、危害飞行安全的风险。
6.因此如何保证燃油高热沉的同时不产生严重危害故障模式是一种需要解决的问题。


技术实现要素：

7.本技术的目的是提供了一种级间涵道航空发动机，以解决现有技术中难以在保证高热沉的同时不产生严重危害故障模式的问题。
8.本技术的技术方案是：一种级间涵道航空发动机，包括机匣、高压轴系和低压轴系，所述低压轴系包括进气风扇转子、增压级转子、涡轮风扇组合件和低压涡轮轴；所述进气风扇转子、增压级转子和涡轮风扇组合件均连接于低压涡轮轴上，所述高压轴系包括高压压气机转子、高压涡轮和高压涡轮轴，所述高压压气机转子和高压涡轮均连接于高压涡轮轴上；所述机匣包括进气口机匣、外涵机匣和中介机匣，所述增压级转子外侧设有分流环，所述分流环与中介机匣相连，所述进气口机匣与分流环之间形成外涵通道，所述外涵机匣设于外涵通道外侧，所述分流环内侧形成内涵通道，所述进气风扇转子设于分流环的前端，所述增压级转子、高压压气机转子和高压涡轮的转子均设于内涵通道内，所述涡轮风扇
组合件的设于高压涡轮的后端，所述涡轮风扇组合件间共有多级低压涡轮风扇转子并且一部分低压涡轮风扇转子设于内涵通道内、另一部分低压涡轮风扇转子同时设于内涵通道和外涵通道内，设于所述外涵机匣内的低压涡轮风扇转子与进气风扇转子之间形成一级增压区；还包括换热器，所述换热器与外环机匣相连并且所述换热器设于一级增压区内。
9.优选地，所述涡轮风扇组合件包括进口级涡轮转子、中间级涡轮转子和出口级涡轮风扇转子，所述进口级涡轮转子和中间级涡轮转子设于内涵通道内，所述出口级涡轮风扇转子同时设于外涵通道和内涵通道内。
10.优选地，所述出口级涡轮风扇转子包括压缩空气段叶片、整环段机匣、做功段叶片和盘体段；所述整环段机匣同轴设于压缩空气段叶片和做功段叶片之间，所述做功段叶片同轴连接于盘体段的外侧，所述压缩空气段叶片设于外涵通道内，所述做功段叶片设于内涵通道内。
11.优选地，所述压缩空气段叶片的数量小于做功段叶片的数量。
12.优选地，所述机匣还包括排气机匣，所述排气机匣与外涵机匣相连，所述排气机匣设于出口级涡轮风扇转子的后端，所述排气机匣上连接有混合器，所述混合器的后方设有喷管。
13.优选地，所述出口级涡轮风扇转子的前端设有沿发动机周向均匀布设的多组可调叶片，所述可调叶片铰接于外涵机匣上。
14.优选地，还包括燃烧室，所述燃烧室设于高压压气机转子和高压涡轮之间，所述燃烧室外侧机匣上连接有飞机引气管，所述飞机引气管沿发动机径向从换热器的后端伸出。
15.本技术的一种级间涵道航空发动机，包括机匣、燃烧室、高压轴系、低压轴系和换热器；低压轴系包括进气风扇转子、增压级转子、涡轮风扇组合件和低压涡轮轴，高压轴系包括高压压气机转子、高压涡轮和高压涡轮轴；工作时，外界大气从进气口机匣处进入，经过进气风扇转子后，气流被分流环分成内涵气流和外涵气流，内涵气流进入到内涵通道内，外涵气流进入到外涵通道内；外涵气流流经中介机匣的外涵流道后，经过一级增压区内部的换热器，之后经过低压涡轮风扇转子的继续增压，最后从发动机后端排出。由于换热器仅经过进气风扇转子的一级增压，其环境温度较低、换热效果较好，保证外涵气流总压恢复系数的稳定。
附图说明
16.为了更清楚地说明本技术提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本技术的一些实施例。
17.图1为本技术整体结构示意图；图2为本技术内涵气流、外涵气流与换热器布局结构示意图；图3为本技术涡轮风扇组合件示意图；图4为本技术出口级涡轮风扇转子截面结构示意图；图5为本技术出口级涡轮风扇转子周向分布结构示意图；图6为本技术内涵气流与外涵气流混合结构示意图。
18.1、进气口机匣；2、进气风扇转子；3、增压级转子；4、中介机匣；5、外涵机匣；6、高压压气机转子；7、燃烧室；8、高压涡轮；9、涡轮间机匣；10、涡轮风扇组合件；11、排气机匣；12、
第一滚棒轴承；13、第一滚珠轴承；14、前支点滚珠轴承；15、换热器；16、低压涡轮轴；17、后支点滚棒轴承；18、第三滚棒轴承；19、外界大气；20、分流环；21、外涵气流；22、内涵气流；23、飞机引气管；24、进口级涡轮转子；25、中间级涡轮转子；26、出口级涡轮风扇转子；27、压缩空气段叶片；28、整环段机匣；29、做功段叶片；30、盘体段；31、可调叶片；32、混合器；33、喷管。
具体实施方式
19.为使本技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
20.一种级间涵道航空发动机，如图1-2所示，包括机匣、燃烧室7、高压轴系、低压轴系和换热器15。低压轴系包括进气风扇转子2、增压级转子3、涡轮风扇组合件10和低压涡轮轴16；进气风扇转子2、增压级转子3和涡轮风扇组合件10均连接于低压涡轮轴16上，高压轴系包括高压压气机转子6、高压涡轮8和高压涡轮轴，高压压气机转子6和高压涡轮8均连接于高压涡轮轴上。
21.机匣包括进气口机匣1、外涵机匣5、涡轮间机匣9和中介机匣4。进气口机匣1设于发动机进气口处，外涵机匣5设于发动机的外涵通道外侧，涡轮间机匣9设于高压压气机转子6后端，中介机匣4设于增压级转子3的后端。
22.本技术的前端为发动机的进气方向，后端为发动机的排气方向。
23.进气风扇转子2通过第一滚棒轴承12支承于中介机匣4，增压级转子3通过第一滚珠轴承13支承于中介机匣4。高压压气机转子6前端通过前支点滚珠轴承14支承于中介机匣4、后端通过后支点滚棒轴承17支承于涡轮间机匣9。涡轮风扇组合件10通过第三滚棒轴承18支承于涡轮间机匣9上。
24.增压级转子3外侧设有分流环20，分流环20与中介机匣4相连，进气口机匣1与分流环20之间形成外涵通道，外涵机匣5设于外涵通道外侧，分流环20内侧形成内涵通道，进气风扇转子2设于分流环20的前端，增压级转子3、高压压气机转子6和高压涡轮8的转子均设于内涵通道内。
25.涡轮风扇组合件10的设于高压涡轮8的后端，涡轮风扇组合件10间共有多级低压涡轮风扇转子并且一部分低压涡轮风扇转子设于内涵通道内、另一部分低压涡轮风扇转子同时设于内涵通道和外涵通道内，设于外涵机匣5内的低压涡轮风扇转子与进气风扇转子2之间形成一级增压区。
26.换热器15与外涵机匣5相连并且换热器15设于一级增压区内，该换热器15的结构为现有结构，具体不再赘述。
27.工作时，外界大气19从进气口机匣1处进入，经过进气风扇转子2后，气流被分流环20分成内涵气流22和外涵气流21，内涵气流22进入到内涵通道内，外涵气流21进入到外涵通道内。
28.外涵气流21流经中介机匣4的外涵流道后，经过一级增压区内部的换热器15，之后经过低压涡轮风扇转子的继续增压，保障从发动机进气口机匣1到喷管33段的外涵气，在与内涵气流22掺混前具备相应的压力，最后从发动机后端排出。
29.内涵气流22先进入到增压级转子3处进一步增加，之后经过中介机匣4内涵流道，
再经过多级高压压气机转子6，形成高总压比内涵气流22，而后内涵气流22进入到燃烧室7燃烧，燃烧后的内涵气流22陆续对双级高压涡轮8转子和涡轮风扇组件间的部分转子做功，结合图3，其中涡轮风扇组合件10包括进口级涡轮转子24、中间级涡轮转子25和出口级涡轮风扇转子26，进口级涡轮转子24和中间级涡轮转子25设于内涵通道内，出口级涡轮风扇转子26设于同时设于外涵通道和内涵通道内。高总压比内涵气流22对进口级涡轮转子24和中间级涡轮转子25做功后，排出至发动机的后端，并与外涵气流21掺混汇合，一同经由喷管33出口排出该航空发动机。
30.由于换热器15仅经过进气风扇转子2的一级增压，其环境温度较低、换热效果较好，保证外涵气流21总压恢复系数的稳定，由于环境温度低，其重量和体积也不需要太大，从而保证性能匹配、重量控制和可靠性提升的需求。换热后的外涵气流21，因其气流紊乱，经过出口级涡轮风扇转子继续增压，是本技术航空发动机总体匹配对外涵压比控制的需要。
31.进气风扇转子2与出口级涡轮风扇转子26之间称为级间涵道，布置在其中的换热器15，若因破裂导致换热器15内部的油液泄露，会被外涵气流21直接带着排出该航空发动机，不会造成风险。相比布置在进气口机匣1区域的换热器15，若出现破裂并导致油液泄露，会出现随着内涵气流22通过飞机引气污染飞行员座舱环境的风险。
32.结合图4-5，优选地，出口级涡轮风扇转子26包括一体化设置的压缩空气段叶片27、整环段机匣28、做功段叶片29和盘体段30；整环段机匣28同轴设于压缩空气段叶片27和做功段叶片29之间，做功段叶片29同轴连接于盘体段30的外侧，压缩空气段叶片27设于外涵通道内，做功段叶片29设于内涵通道内。
33.当内涵气流22在做功段叶片29内旋转时，会直接带动压缩空气段叶片27同步旋转，进而使得压缩空气段叶片27对外涵气流21产生增压效果。由于压缩空气段叶片27仅随着做功段叶片29随动，因此其数量可以远远小于做功段叶片29的数量，以保证外涵气流21的流量，其具体数量根据外涵气流21增压的需要设置。整环段机匣28用于隔离内涵气流22与外涵气流21。
34.结合图6，优选地，机匣还包括排气机匣11，排气机匣11与外涵机匣5相连，排气机匣11设于出口级涡轮风扇转子26的后端，排气机匣11上连接有混合器32，混合器32的后方设有喷管33。排气机匣11外部链接外涵机匣5，内部与航空发动机的中间锥体相连，排气机匣11对混合器32进行支撑，以保证混合器32能够对内涵气流22和外涵气流21有效混合。
35.在经过换热器15换热后的外涵气流21紊乱，因此在出口级涡轮风扇转子26的前端设有沿发动机周向均匀布设的多组可调叶片31，可调叶片31对外涵气流21进行整流，可调叶片31铰接于外涵机匣5上，可通过在外涵机匣5的外部连接作动筒来控制可调叶片31的角度。
36.优选地，燃烧室7设于高压压气机转子6和高压涡轮8之间，燃烧室7外侧机匣上连接有飞机引气管23，飞机引气管23沿发动机径向从换热器15的后端伸出，进入到燃烧室7内的高总压比内涵气流22大部分进入到燃烧室7内，小部分通过通过飞机引气管23引出，进入到飞机的座舱内。
37.以上所述，仅为本技术的具体实施方式，但本技术的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本技术揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应
涵盖在本技术的保护范围之内。因此，本技术的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

技术特征：
1.一种级间涵道航空发动机，包括机匣、高压轴系和低压轴系，所述低压轴系包括进气风扇转子(2)、增压级转子(3)、涡轮风扇组合件(10)和低压涡轮轴(16)；所述进气风扇转子(2)、增压级转子(3)和涡轮风扇组合件(10)均连接于低压涡轮轴(16)上，所述高压轴系包括高压压气机转子(6)、高压涡轮(8)和高压涡轮轴，所述高压压气机转子(6)和高压涡轮(8)均连接于高压涡轮轴上；所述机匣包括进气口机匣(1)、外涵机匣(5)和中介机匣(4)，其特征在于：所述增压级转子(3)外侧设有分流环(20)，所述分流环(20)与中介机匣(4)相连，所述进气口机匣(1)与分流环(20)之间形成外涵通道，所述外涵机匣(5)设于外涵通道外侧，所述分流环(20)内侧形成内涵通道，所述进气风扇转子(2)设于分流环(20)的前端，所述增压级转子(3)、高压压气机转子(6)和高压涡轮(8)的转子均设于内涵通道内，所述涡轮风扇组合件(10)的设于高压涡轮(8)的后端，所述涡轮风扇组合件(10)间共有多级低压涡轮风扇转子并且一部分低压涡轮风扇转子设于内涵通道内、另一部分低压涡轮风扇转子同时设于内涵通道和外涵通道内，设于所述外涵机匣(5)内的低压涡轮风扇转子与进气风扇转子(2)之间形成一级增压区；还包括换热器(15)，所述换热器(15)与外环机匣相连并且所述换热器(15)设于一级增压区内。2.如权利要求1所述的级间涵道航空发动机，其特征在于：所述涡轮风扇组合件(10)包括进口级涡轮转子(24)、中间级涡轮转子(25)和出口级涡轮风扇转子(26)，所述进口级涡轮转子(24)和中间级涡轮转子(25)设于内涵通道内，所述出口级涡轮风扇转子(26)同时设于外涵通道和内涵通道内。3.如权利要求2所述的级间涵道航空发动机，其特征在于：所述出口级涡轮风扇转子(26)包括压缩空气段叶片(27)、整环段机匣(28)、做功段叶片(29)和盘体段(30)；所述整环段机匣(28)同轴设于压缩空气段叶片(27)和做功段叶片(29)之间，所述做功段叶片(29)同轴连接于盘体段(30)的外侧，所述压缩空气段叶片(27)设于外涵通道内，所述做功段叶片(29)设于内涵通道内。4.如权利要求3所述的级间涵道航空发动机，其特征在于：所述压缩空气段叶片(27)的数量小于做功段叶片(29)的数量。5.如权利要求2所述的级间涵道航空发动机，其特征在于：所述机匣还包括排气机匣(11)，所述排气机匣(11)与外涵机匣(5)相连，所述排气机匣(11)设于出口级涡轮风扇转子(26)的后端，所述排气机匣(11)上连接有混合器(32)，所述混合器(32)的后方设有喷管(33)。6.如权利要求2所述的级间涵道航空发动机，其特征在于：所述出口级涡轮风扇转子(26)的前端设有沿发动机周向均匀布设的多组可调叶片(31)，所述可调叶片(31)铰接于外涵机匣(5)上。7.如权利要求1所述的级间涵道航空发动机，其特征在于：还包括燃烧室(7)，所述燃烧室(7)设于高压压气机转子(6)和高压涡轮(8)之间，所述燃烧室(7)外侧机匣上连接有飞机引气管(23)，所述飞机引气管(23)沿发动机径向从换热器(15)的后端伸出。

技术总结
本申请属于航空发动机设计领域，为一种级间涵道航空发动机，包括机匣、燃烧室、高压轴系、低压轴系和换热器；低压轴系包括进气风扇转子、增压级转子、涡轮风扇组合件和低压涡轮轴，高压轴系包括高压压气机转子、高压涡轮和高压涡轮轴；工作时，外界大气从进气口机匣处进入，经过进气风扇转子后，气流被分流环分成内涵气流和外涵气流，内涵气流进入到内涵通道内，外涵气流进入到外涵通道内；外涵气流流经中介机匣的外涵流道后，经过一级增压区内部的换热器，之后经过低压涡轮风扇转子的继续增压，最后从发动机后端排出。由于换热器仅经过进气风扇转子的一级增压，其环境温度较低、换热效果较好，保证外涵气流总压恢复系数的稳定。定。定。


技术研发人员：王相平 金海 怀时卫 陈军梁 刘诗尧 李宜明 魏德明 周建超 琚奕鹏 周伟朋 王晓蕾 张宏宇 闫述
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：2023.05.04
技术公布日：2023/5/30