一种基于双风扇结构的中等变涵道比涡扇发动机构型

1.本发明属于航空发动机技术领域，特别是航空涡扇发动机技术领域，涉及一种中等变涵道比涡扇发动机结构，具体涉及一种应用于中等变涵道比双轴涡扇发动机中双风扇双涵道的气动布局结构形式。


背景技术：

2.高空长航时无人机(high altitude long endurance unmanned aerial vehicle，hale uav)是一种可以在高空飞行并且能够长时间留空的无人机，一般来说，这类无人机的飞行高度在15000米以上，留空时间可以达到数天甚至更长时间，并具有较高的隐身性能。相比传统的有人飞机或卫星，高空长航时无人机通常具有成本低、灵活性高、可重复使用、可搭载多种载荷等优势，可以满足军事和民用领域对于长时间、大范围、高精度的监视侦察、通信覆盖、气象观测、环境监测、搜索救援等需求。为了提高其信息获取能力、任务执行效率和战场生存能力，高空长航时无人机飞行的高度越来越高，留空时间要求越来越长，隐身要求也越来越高。
3.为了实现较长的留空时间和较强的隐身性能，对高空长航时无人机的发动机的性能和设计提出了更高的要求。为了实现较长的留空时间对发动机的耗油率要求越来越高，一般需要采用低油耗的发动机设计，以最大限度地延长无人机的飞行时间。这通常要求发动机具有高效的燃烧和推力输出，以及较低的燃油消耗率。例如，涡扇发动机通常在高空飞行中具有较高的效率，因为它们可以利用大气层的稀薄和气流，减少空气阻力和能源消耗。而为了实现较强的隐身性能，一般需要采用较小的发动机尺寸和全遮盖的进出口设计，从而减少无人机的整体尺寸和雷达反射截面积，提高隐身性能。为了实现这一目标，常常对发动机的直径提出严格要求，使得可实现进出口的全遮盖，以最大限度地减少反射信号。此外，还需要考虑发动机的可靠性、维护成本等因素。
4.为了满足高空长航时无人机的苛刻要求，发动机需要采用尽可能高的涵道比来降低耗油率。涵道比是航空发动机的主要性能指标之一，它是指外涵道空气流量与内涵道空气流量之比。通常而言，涵道比越高，航空发动机的耗油率通常越低，因为绕过发动机核心机进入推进器的空气流量越大，可以降低排气速度，提高推进效率，产生相同推力情况下减少燃料消耗。较高的涵道比可以提高发动机的燃油效率和推力输出，但也会增加发动机的重量和尺寸，而在尺寸和重量的严格要求下，高涵道比发动机的推力就会受到限制，极易造成无人机没有足够的推力实现高空爬升，爬升的高度受限制；另外，也会造成发动机推力不能支撑飞机的高速飞行，因此在上述两种状态下需要极大提高发动机的推力水平，就需发展一种中等变涵道比涡扇发动机。在飞机爬升和高速飞行过程中采用较小的涵道比，提供较大推力支撑飞行，提高飞机的爬升高度和速度；在飞机高空巡航中采用较大的涵道比，从而降低全程的耗油量，从而提高飞机的留空时间，进一步延长航程。
5.实现涡扇发动机涵道比的变化，主要需要改变外涵和内涵的流量之比。在进口总流量不变的情况下，增加内涵的流量可提高进入燃烧室的空气工质质量，提升发动机的推
力。为了实现涡扇发动机内外涵流量的变化，则需要改变发动机压缩系统和排气系统的几何结构，从而达到涵道比变化的目的，现有技术中以中国发明专利申请cn202210488043.3所公开的“基于级间燃烧室驱动低压涡轮转子的宽速域变循环发动机”、cn202110937625.0所公开的“一种带flade风扇和核心机驱动风扇级的三涵道ace发动机”等，一定程度上都可以实现发动机涵道比的调节和变化。然而包括上述专利在内的现有技术在实现涡扇发动机涵道比的变化(例如实现涵道比为3～6的中等变涵道比)仍然面临一定的困难和挑战，主要表现在：涡扇发动机的工作范围较宽，需要同时满足低速和高速两种工作状态，这要求压缩系统、燃烧室、膨胀系统等关键部件都需要具有较好的适应性，否则会影响发动机性能，增加实现中等变涵道比的难度。同时，中等涵道比范围对应的进气量和压比变化较大，需要复杂的控制系统来精确调节风扇和其他部件以实现不同的涵道比，这无疑增加了实现中等变涵道比的难度。此外，涡扇发动机在不同涵道比下工作条件会发生较大变化，这就要求发动机各部件的匹配性较好，否则会影响发动机的工作稳定性，增加实现中等变涵道比的难度。


技术实现要素：

6.(一)发明目的
7.针对高空长航时无人机的动力需求以及现有技术在实现中等涵道比变化调节所面临的困难和挑战，本发明提出了一种基于双风扇结构的中等变涵道比涡扇发动机构型，具体涉及一种带进口可调叶片的双风扇与可调喷管的涡扇发动机结构，通过采用双风扇结构，设置低压风扇和高压风扇，分别进气并增压，这有利于扩大涵道比调节范围和减小单级风扇的工作变化幅度；通过设置可变分流锥和高压风扇进口可调叶片，并通过控制其角度实现外涵流道和内涵流道的流量比例调节，实现不同的涵道比，这是实现中等变涵道比的关键所在；通过设置第二涵道，将部分内涵流道流量引入外涵流道，这进一步增大了涵道比调节范围，有利于实现3～6范围内的中等变涵道比，本发明提出的该发动机构型，具有涵道比调节范围大、高空爬升能力强、高空巡航耗油率低的优点，适用于高空长航时无人机的动力需求。
8.(二)技术方案
9.为实现该发明目的，本发明采用如下技术方案：
10.一种基于双风扇结构的中等变涵道比涡扇发动机构型，至少包括一位于其头部的进气道，所述进气道的下游设置一沿发动机旋转中心的轴向延伸的内涵机匣，所述内涵机匣将流道分隔为一位于其径向外侧并沿轴向延伸的外涵流道和一位于其径向内侧并沿轴向延伸的内涵流道，所述外涵流道的外侧为外涵机匣，所述进气道内至少设有一低压风扇组件，所述内涵流道内沿流向至少依次设置有一高压风扇组件和一核心机组件，所述外涵机匣的下游尾部至少设置一可调尾喷管，所述内涵机匣的下游尾部至少设置一波瓣掺混器，其特征在于，
11.所述内涵机匣沿流向至少包括一位于其上游的进口段和一位于进口段下游的主体段，所述高压风扇组件设置在所述内涵机匣的进口段内，所述核心机组件设置在所述内涵机匣的主体段内，
12.且，所述内涵机匣的进口段与主体段之间形成为一连通所述内涵流道与外涵流道的第二涵道，所述第二涵道在流向上位于所述高压风扇组件与所述核心机组件中的高压压
气机之间，
13.并且，所述内涵机匣的进口段的上游前缘设有一可变分流锥，所述可变分流锥通过一分流锥旋转轴以在径向上角度可调的方式连接在所述内涵机匣的进口段的上游前缘上，当所述可变分流锥调整角度向外侧翻转时，进入所述外涵流道内的空气流量减小而进入所述内涵流道的空气流量增加，反之当所述可变分流锥调整角度向内侧翻转时，进入所述内涵流道内的空气流量减小而进入所述外涵流道的空气流量增加。
14.优选地，所述低压风扇组件至少包括一低压风扇转子和一位于所述低压风扇转子下游的低压风扇静子，且所述低压风扇静子临近所述进气道的出口位置设置。
15.优选地，所述高压风扇组件设置在所述内涵流道的进口段内，并至少包括沿流向依次设置的一高压风扇进口导叶、一高压风扇转子和一高压风扇静子。
16.进一步地，所述高压风扇组件中，所述高压风扇进口导叶的出口角度可调，当需要提升发动机涵道比而增大外涵流量并减少内涵流量时，调节所述高压风扇进口导叶以增大其出口角度，从而降低通入其下游高压风扇组件的气体流量，与之相适应地，调节所述可变分流锥的角度使其向内侧翻转，以降低分流至所述内涵流道的气体流量。
17.进一步地，当需要降低发动机涵道比而增大内涵流量并减少外涵流量时，调节所述高压风扇进口导叶以降低其出口角度，从而增大通入其下游高压风扇组件的气体流量，与之相适应地，调节所述可变分流锥的角度使其向外侧翻转，以降低分流至所述外涵流道的气体流量。
18.优选地，所述第二涵道中设有开度可调的控制阀门，所述控制阀门的开度根据发动机的工况进行调节。
19.优选地，所述核心机组件设置在所述内涵流道的主体段内，并至少包括沿流向依次设置的高压压气机、燃烧室、高压涡轮组件、低压涡轮组件，所述高压涡轮组件与低压涡轮组件之间的轴向空间为高低压涡轮过渡段，所述高压涡轮组件通过一高压轴与所述高压风扇组件、高压压气机传动连接并提供驱动动力，所述低压涡轮组件通过一低压轴与所述低压风扇组件传动连接并提供驱动动力。
20.进一步地，所述高压涡轮组件至少包括沿流向依次设置的一高压涡轮导向器、一高压涡轮转子，所述高压涡轮转子通过高压轴与所述高压风扇组件、高压压气机的转子部分传动连接并提供驱动动力，所述低压涡轮组件至少包括沿流向依次设置的一级低压涡轮和二级低压涡轮，所述一级低压涡轮至少包括沿流向依次设置的一级低压涡轮导向器、一级低压涡轮转子，所述二级低压涡轮至少包括沿流向依次设置的二级低压涡轮导向器、二级低压涡轮转子，所述一级低压涡轮转子、二级低压涡轮转子均与所述低压轴传动连接并通过所述低压轴与所述低压风扇组件的转子部分传动连接并提供驱动动力。
21.本发明的基于双风扇结构的中等变涵道比涡扇发动机构型，其工作过程为：发动机运转过程中，通过设置在进气道内的低压风扇吸入空气，经过低压风扇增压后，由可变分流锥分为两股，一股进入外涵涵道，另外一股进入内涵流道，经过内涵流道进口段中的高压风扇进口导叶对气流进行调整流向，再进入高压风扇转子和静子进行增压，后进一步进行分流，一股继续向前流动进入高压压气机，一股通过第二涵道进入外涵涵道，经过高压压气机增压后的气流进入燃烧室，经过燃烧提升温度后进入高压涡轮做功，之后进入低压涡轮做功，尾气在波瓣掺混器与外涵流道内的气流进行掺混，掺混均匀的气流经过可调喷管喷
射出去产生推力。
22.(三)技术效果
23.同现有技术相比，本发明的基于双风扇结构的中等变涵道比涡扇发动机构型，具有以下有益且显著的技术效果：
24.(1)本发明的基于双风扇结构的中等变涵道比涡扇发动机构型，通过采用双风扇结构，使得发动机具有更高的涵道比调节潜力，更宽的工作范围，有利于实现中等变涵道比。
25.(2)本发明的基于双风扇结构的中等变涵道比涡扇发动机构型，通过设置可调分流锥和高压风扇进口可调叶片这一简单有效的实现不同涵道比的手段，可显著减小实现中等变涵道比的难度。
26.(3)本发明的基于双风扇结构的中等变涵道比涡扇发动机构型，通过设置第二涵道，可以进一步增大涵道比调节范围，这为实现3～6范围内的中等变涵道比提供了可能。
27.(4)本发明的基于双风扇结构的中等变涵道比涡扇发动机构型，可以实现涵道比的连续可调，满足高空长航时无人机对涵道比的精细控制需求。
28.(5)本发明的基于双风扇结构的中等变涵道比涡扇发动机构型，可以实现相对独立的低压风扇和高压风扇控制，有利于实现所需的涵道比变化，同时保证发动机工作性能。
29.(6)本发明的基于双风扇结构的中等变涵道比涡扇发动机构型，通过采用双风扇结构与设置可调分流装置等技术手段，可以有效减小实现中等变涵道比的困难，实现3～6范围内的涵道比精细可调，这对高空长航时无人机等提出的动力需求有重要应用价值。
附图说明
30.图1为本发明的基于双风扇结构的中等变涵道比涡扇发动机构型示意图；
31.图2为本发明的中等变涵道比涡扇发动机转子系统示意图；
32.图3为本发明的中等变涵道比涡扇发动机压缩系统流路示意图；
33.图4为本发明的中等变涵道比涡扇发动机高压风扇进口导叶调节示意图。
34.附图标记说明：
35.旋转中心1，低压轴2，高压轴3，低压风扇转子4，低压风扇静子5，可变分流锥6，分流锥旋转轴7，外涵流道8，高压风扇进口导叶9，高压风扇转子10，高压风扇静子11，第二涵道12，高压压气机13，燃烧室14，高压涡轮导向器15，高压涡轮转子16，高低压涡轮过渡段17，一级低压涡轮导向器18，一级低压涡轮转子19，二级低压涡轮导向器20，二级低压涡轮转子21，波瓣掺混器22，可调尾喷管23，内涵流道24。
具体实施方式
36.为了更好的理解本发明，下面结合实施例进一步阐明本发明的内容。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的结构、技术方案作进一步的具体描述，给出本发明
的一个实施例。
37.如图1～3所示，本发明的基于双风扇结构的中等变涵道比涡扇发动机构型，至少包括一位于其头部的进气道，进气道的下游设置一沿发动机旋转中心1的轴向延伸的内涵机匣，内涵机匣将流道分隔为一位于其径向外侧并沿轴向延伸的外涵流道8和一位于其径向内侧并沿轴向延伸的内涵流道24，外涵流道8的外侧为外涵机匣，进气道内至少设有一低压风扇组件，低压风扇组件至少包括一低压风扇转子4和一位于低压风扇转子4下游的低压风扇静子5，且低压风扇静子5临近进气道的出口位置设置。内涵流道24内沿流向至少依次设置有一高压风扇组件和一核心机组件，外涵机匣的下游尾部至少设置一可调尾喷管23，内涵机匣的下游尾部至少设置一波瓣掺混器22。高压风扇组件设置在内涵流道24的进口段内，并至少包括沿流向依次设置的一高压风扇进口导叶9、一高压风扇转子10和一高压风扇静子11。核心机组件设置在内涵流道24的主体段内，并至少包括沿流向依次设置的高压压气机13、燃烧室14、高压涡轮组件、低压涡轮组件，高压涡轮组件与低压涡轮组件之间的轴向空间为高低压涡轮过渡段17，高压涡轮组件通过一高压轴3与高压风扇组件、高压压气机13传动连接并提供驱动动力，低压涡轮组件通过一低压轴2与低压风扇组件传动连接并提供驱动动力。高压涡轮组件至少包括沿流向依次设置的一高压涡轮导向器15、一高压涡轮转子16，高压涡轮转子16通过高压轴3与高压风扇组件、高压压气机13的转子部分传动连接并提供驱动动力，低压涡轮组件至少包括沿流向依次设置的一级低压涡轮和二级低压涡轮，一级低压涡轮至少包括沿流向依次设置的一级低压涡轮导向器18、一级低压涡轮转子19，二级低压涡轮至少包括沿流向依次设置的二级低压涡轮导向器20、二级低压涡轮转子21，一级低压涡轮转子19、二级低压涡轮转子21均与低压轴2传动连接并通过低压轴2与低压风扇组件的转子部分传动连接并提供驱动动力。
38.本发明的基于双风扇结构的中等变涵道比涡扇发动机构型中，内涵机匣沿流向至少包括一位于其上游的进口段和一位于进口段下游的主体段，高压风扇组件设置在内涵机匣的进口段内，核心机组件设置在内涵机匣的主体段内，且内涵机匣的进口段与主体段之间形成为一连通内涵流道24与外涵流道8的第二涵道12，第二涵道12在流向上位于高压风扇组件与核心机组件中的高压压气机13之间，并且内涵机匣的进口段的上游前缘设有一可变分流锥6，可变分流锥6通过一分流锥旋转轴7以在径向上角度可调的方式连接在内涵机匣的进口段的上游前缘上，当可变分流锥6调整角度向外侧翻转时，进入外涵流道8内的空气流量减小而进入内涵流道24的空气流量增加，反之当可变分流锥6调整角度向内侧翻转时，进入内涵流道24内的空气流量减小而进入外涵流道8的空气流量增加。
39.本发明的基于双风扇结构的中等变涵道比涡扇发动机构型，其工作原理为：发动机运转过程中，通过低压风扇4吸入空气，经过低压风扇4增压后，由可变分流锥6分为两股，一股进入外涵涵道8，另外一股进入内涵流道24，经过高压风扇进口导叶9对气流进行调整流向，再进入高压风扇转子10和静子11进行增压，后进一步进行分流，一股进入高压压气机13，一股通过第二涵道12进入外涵涵道8，经过高压压气机13增压后的气流进入燃烧室14，经过燃烧提升温度后，进入高压涡轮做功16，后进入低压涡轮19和20做功，尾气在波瓣掺混器22与外涵流道内的气流8进行掺混，掺混均匀的气流经过可调喷管23，喷射出去，产生推力。
40.图2是此种发动机的转子结构。低压风扇4和低压涡轮19由低压轴2相连接，低压风
扇4所需功由低压涡轮19提供；高压风扇10和高压压气机13和高压涡轮16由高压轴3相连接，高压风扇10和高压压气机13的功由高压涡轮16提供，转速相同。
41.图3为中等变涵道比涡扇发动机压缩系统流路。在低压风扇后设置了一个可变分流锥6，其具有一个旋转轴7，可以根据不同的内涵进气流量进行调节，实现较优的分流锥攻角，降低分流锥和过渡段附件的流动损失。在高压风扇10前设置一个可调的进口导叶9，通过调整其出口角度见图4，实现低压风扇进口气流方向调节。在高压风扇10和高压压气机13之间设置一个第二涵道12，不同进口导叶的角度情况下，其起到自动调节作用，实现高压压气机的合理匹配。当涵道比发生变化时，可调喷管23根据不同的排气状况进行合理的调整尾喷管大小，实现发动机最优的气动性能。
42.本发明的基于双风扇结构的中等变涵道比涡扇发动机构型中，高压风扇进口导叶9的出口角度可调，当需要提升发动机涵道比而增大外涵流量并减少内涵流量时，调节高压风扇进口导叶9以增大其出口角度，从而降低通入其下游高压风扇组件的气体流量，与之相适应地，调节可变分流锥6的角度使其向内侧翻转，以降低分流至内涵流道24的气体流量。反之，当需要降低发动机涵道比而增大内涵流量并减少外涵流量时，调节高压风扇进口导叶9以降低其出口角度，从而增大通入其下游高压风扇组件的气体流量，与之相适应地，调节可变分流锥6的角度使其向外侧翻转，以降低分流至外涵流道8的气体流量。图4给出了高压风扇进口导叶调节示意图。从图中可以看出，当进口导叶9的出口角度变化时，高压风扇进口速度三角形发生变化，例如上面高压风扇转子进口角度为0度和下面进口角度为30度相比，高压风扇转子叶片的进口几何角度∠1不变，弯角∠2不变，切线速度u不变，但进口的气流c1的角度∠3发生变化，由原来的0度变化为了30度，导致高压风扇的流量发生变化，流量主要决定于cm，根据三角形关系，可以发现cm＞cm’，所以流量会减小；另外，会降低高压风扇的压比，其主要决定于u*
△
wu，通过几何关系可以发现，u不变，
△
wu＞
△
wu’，所以压比降低。此例中，发动机的涵道比可实现6至4.5的调节变化。
43.综上，本发明的基于双风扇结构的中等变涵道比涡扇发动机构型，通过采用双风扇结构，具有更高的涵道比调节潜力，更宽的工作范围，有利于实现中等变涵道比，通过设置可调分流锥和高压风扇进口可调叶片，是一种简单有效的实现不同涵道比的手段，这可以显著减小实现中等变涵道比的难度，通过设置第二涵道，可以进一步增大涵道比调节范围，这为实现3～6范围内的中等变涵道比提供了可能，本发明的发动机结构可以实现涵道比的连续可调，满足高空长航时无人机对涵道比的精细控制需求，可以实现相对独立的低压风扇和高压风扇控制，有利于实现所需的涵道比变化，同时保证发动机工作性能，可以有效减小实现中等变涵道比的困难，实现3～6范围内的涵道比精细可调，这对高空长航时无人机等提出的动力需求有重要应用价值。
44.通过上述实施例，完全有效地实现了本发明的目的。该领域的技术人员可以理解本发明包括但不限于附图和以上具体实施方式中描述的内容。虽然本发明已就目前认为最为实用且优选的实施例进行说明，但应知道，本发明并不限于所公开的实施例，任何不偏离本发明的功能和结构原理的修改都将包括在权利要求书的范围中。

技术特征：
1.一种基于双风扇结构的中等变涵道比涡扇发动机构型，至少包括一位于其头部的进气道，所述进气道的下游设置一沿发动机旋转中心的轴向延伸的内涵机匣，所述内涵机匣将流道分隔为一位于其径向外侧并沿轴向延伸的外涵流道和一位于其径向内侧并沿轴向延伸的内涵流道，所述外涵流道的外侧为外涵机匣，所述进气道内至少设有一低压风扇组件，所述内涵流道内沿流向至少依次设置有一高压风扇组件和一核心机组件，所述外涵机匣的下游尾部至少设置一可调尾喷管，所述内涵机匣的下游尾部至少设置一波瓣掺混器，其特征在于，所述内涵机匣沿流向至少包括一位于其上游的进口段和一位于进口段下游的主体段，所述高压风扇组件设置在所述内涵机匣的进口段内，所述核心机组件设置在所述内涵机匣的主体段内，且，所述内涵机匣的进口段与主体段之间形成为一连通所述内涵流道与外涵流道的第二涵道，所述第二涵道在流向上位于所述高压风扇组件与所述核心机组件中的高压压气机之间，并且，所述内涵机匣的进口段的上游前缘设有一可变分流锥，所述可变分流锥通过一分流锥旋转轴以在径向上角度可调的方式连接在所述内涵机匣的进口段的上游前缘上，当所述可变分流锥调整角度向外侧翻转时，进入所述外涵流道内的空气流量减小而进入所述内涵流道的空气流量增加，反之当所述可变分流锥调整角度向内侧翻转时，进入所述内涵流道内的空气流量减小而进入所述外涵流道的空气流量增加。2.根据权利要求1所述的基于双风扇结构的中等变涵道比涡扇发动机构型，其特征在于，所述低压风扇组件至少包括一低压风扇转子和一位于所述低压风扇转子下游的低压风扇静子，且所述低压风扇静子临近所述进气道的出口位置设置。3.根据权利要求1所述的基于双风扇结构的中等变涵道比涡扇发动机构型，其特征在于，所述高压风扇组件设置在所述内涵流道的进口段内，并至少包括沿流向依次设置的一高压风扇进口导叶、一高压风扇转子和一高压风扇静子。4.根据权利要求3所述的基于双风扇结构的中等变涵道比涡扇发动机构型，其特征在于，所述高压风扇组件中，所述高压风扇进口导叶的出口角度可调，当需要提升发动机涵道比而增大外涵流量并减少内涵流量时，调节所述高压风扇进口导叶以增大其出口角度，从而降低通入其下游高压风扇组件的气体流量，与之相适应地，调节所述可变分流锥的角度使其向内侧翻转，以降低分流至所述内涵流道的气体流量。5.根据权利要求4所述的基于双风扇结构的中等变涵道比涡扇发动机构型，其特征在于，当需要降低发动机涵道比而增大内涵流量并减少外涵流量时，调节所述高压风扇进口导叶以降低其出口角度，从而增大通入其下游高压风扇组件的气体流量，与之相适应地，调节所述可变分流锥的角度使其向外侧翻转，以降低分流至所述外涵流道的气体流量。6.根据权利要求1所述的基于双风扇结构的中等变涵道比涡扇发动机构型，其特征在于，所述第二涵道中设有开度可调的控制阀门，所述控制阀门的开度根据发动机的工况进行调节。7.根据权利要求1所述的基于双风扇结构的中等变涵道比涡扇发动机构型，其特征在于，所述核心机组件设置在所述内涵流道的主体段内，并至少包括沿流向依次设置的高压压气机、燃烧室、高压涡轮组件、低压涡轮组件，所述高压涡轮组件与低压涡轮组件之间的
轴向空间为高低压涡轮过渡段，所述高压涡轮组件通过一高压轴与所述高压风扇组件、高压压气机传动连接并提供驱动动力，所述低压涡轮组件通过一低压轴与所述低压风扇组件传动连接并提供驱动动力。8.根据权利要求7所述的基于双风扇结构的中等变涵道比涡扇发动机构型，其特征在于，所述高压涡轮组件至少包括沿流向依次设置的一高压涡轮导向器、一高压涡轮转子，所述高压涡轮转子通过高压轴与所述高压风扇组件、高压压气机的转子部分传动连接并提供驱动动力，所述低压涡轮组件至少包括沿流向依次设置的一级低压涡轮和二级低压涡轮，所述一级低压涡轮至少包括沿流向依次设置的一级低压涡轮导向器、一级低压涡轮转子，所述二级低压涡轮至少包括沿流向依次设置的二级低压涡轮导向器、二级低压涡轮转子，所述一级低压涡轮转子、二级低压涡轮转子均与所述低压轴传动连接并通过所述低压轴与所述低压风扇组件的转子部分传动连接并提供驱动动力。

技术总结
本发明提出了一种基于双风扇结构的中等变涵道比涡扇发动机构型，具体涉及一种带进口可调叶片的双风扇与可调喷管的涡扇发动机结构，通过采用双风扇结构，设置低压风扇和高压风扇，分别进气并增压，这有利于扩大涵道比调节范围和减小单级风扇的工作变化幅度；通过设置可变分流锥和高压风扇进口可调叶片，并通过控制其角度实现外涵流道和内涵流道的流量比例调节，实现不同的涵道比，这是实现中等变涵道比的关键所在；通过设置第二涵道，将部分内涵流道流量引入外涵流道，这进一步增大了涵道比调节范围，有利于实现3～6范围内的中等变涵道比，本发明具有涵道比调节范围大、高空爬升能力强、高空巡航耗油率低的优点，适用于高空长航时无人机的动力需求。长航时无人机的动力需求。长航时无人机的动力需求。


技术研发人员：赵胜丰 姚利盼 罗乔丹 韩戈 阳诚武 卢新根
受保护的技术使用者：中国科学院工程热物理研究所
技术研发日：2023.06.30
技术公布日：2023/8/13