3-筛选及标引后的专利著录项目数据及专利全文cn104454234b

1、 (19)人民国家知识产权局(12)发明专利CN 104454234 B(10)授权公告号(45)授权公告日 2016.06.29(21)申请号 201410758928.6US 2008/0264034 A1,2008.10.30, 王殿磊等.气膜孔布置形式对发动机中心锥冷却与红外抑制特性的影响.红外技术.2012,第 34 卷( 第 3 期 ), (22)申请日 2014.12.10(73)专利权人 南京航空航天大学 地址 210016 江苏省南京市秦淮区御道街29 号 审查员张祥(72)发明人张勃 何哲旺 吉洪湖(74)专利机构 南京专利32252 戴朝荣 有限公司人(51)Int.Cl

2、.F02K 1/78(2006.01)(56)对比文件CN 203175702U,2013.09.04,A,2011.04.27,U,2015.04.22,102032072204283661CNCN权利要求书1页说明书4页 附图1页(54) 发明名称一种涡扇航空发动机中心锥出流增加推力的结构 (57) 摘要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

3、动参数沿程优化布置。本发明结构特点在于，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。 CN 104454234 B 权利要求书CN 104454234 B1/1 页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

4、与孔列距按照流动参数沿程优化布置； 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，h1h2h3 L2L3L4。 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：出流孔参数定义如下：孔径为D，孔径与壁面夹角为，同一排相邻两出流孔间距为P，同一列相邻两出流孔排距为S，由此得第一段出流孔参数为D1、1、P1、S1 ，第二段出流孔参数为D2、2、P2、S

5、2，第三段出流孔参数为D3、3、P3、S3，第四段出流孔参数为D4、4、P4、S4，出流孔为等截面孔；中心锥上布置出流孔的壁面轴向总长度为L，对于第一段，D13 .0mm，1 15-25,P1不大于出流孔径D1的10倍，S1不大于出流孔径D1的15倍；D22 .0mm ，2 20-30,P2不大于出流孔径D2的8倍，S2不大于出流孔径D1的12倍；D31 .2mm，325- 35,P3不大于出流孔径D3的6倍，S3不大于出流孔径D3的10倍；D40 .4-0 .6mm，460- 90,P4不大于出流孔径D4的4倍，S4不大于出流孔径D4的6倍。 2 说明书CN 104454234 B1/4 页

6、一种涡扇航空发动机中心锥出流增加推力的结构技术领域0001本发明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。 背景技术0002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6070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12提高到810，预计21世纪前20 年战斗机发动机的推重比有可能达到1

7、520，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。 0003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。 0004现代涡轮喷气发动机的推重比在3 .54 .5之间，加力涡轮喷气发动机约为57； 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

8、。 000500060007航空发动机推力的表达式为： FmUx+( 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0008途径：00090010( 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。 0011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

9、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。 00120013( 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 3 说明书CN 104454234 B2/4 页室的优化设计实现，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。 001400

10、15( 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。 00160017(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

11、推力，但是每种措施均需 0018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。 0019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。 0020在发动机中，喷管主要的损失是指总压损失

12、，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。 发明内容0021本发明基本思想为，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。 0022方法为在中心锥内部布置一个渐缩狭缝通道，

13、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。 0023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。 4 说明书CN

14、104454234 B3/4 页0024本发明结构特点在于，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。 0025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。 00

15、26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， h1h2h3L2L3L4。 进一步优化：出流孔参数定义如下：孔径为D，孔径与壁面夹角为，同一排相邻两 0027出流孔间距为P，同一列相邻两出流孔排距为S，由此得第一段出流孔参数为D1、1、P1、S1， 第二段出流孔参数为D2、2、P2、S2，第三段出流孔参数为D3、3、P3、S3，第四段出流孔参数为D4、4、P4、S4，出流孔为等截面

16、孔；中心锥上布置出流孔的壁面轴向总长度为L，对于第一段L1 ，D13 .0mm，11525,P1不大于出流孔径D1的10倍，S1不大于出流孔径D1的15 倍；对于第二段L2，D22 .0mm，220-30,P2不大于出流孔径D2的8倍，S2不大于出流孔径D1的12倍；对于第三段L3，D31 .2mm，325-35,P3不大于出流孔径D3的6倍，S3不大于出流孔径D3的10倍；对于第四段L4，D40 .4-0 .6mm，460-90,P4不大于出流孔径D4 的4倍，S4不大于出流孔径D4的6倍。 0028本发明通过涡轮支板，将部分外涵气流引入中心锥，在中心锥内部的狭缝通道中 流动，受到高温内涵燃

17、气流加热，加速膨胀；沿程流动过程中，部分流体通过出流孔流出，狭缝通道内总流量减小，通过恰当的流通截面面积设计，调节流体流动速度，保持换热效果基本不变， 克服了传统的等截面通道中换热逐渐减弱的缺点。外涵气流沿程升温升压后，从中心锥壁面上布置的出流孔流出，温度与压力均显著增大，与内涵气流混合后流出喷管，使得 推力增大。 0029在航空发动机中，在与中心锥对应的轴向位置附近，内涵气流压力沿程逐渐降低。 而中心锥内部气流压力降幅小于内涵气流，使得中心锥内外压差增大。在中心锥后段壁面采用较小的出流孔孔径，降低出流流量，削弱其对内涵气流的扰动，降低气动损失，提高发动机推力。考虑到结构的复杂程度，本发明根据

18、先进发动机的气动参数特点，根据其气流压差沿程变化规律，将中心锥壁面沿轴向分为4个区域，各区域的出流孔进行分别优化布置， 提高出流整体的温升水平，将推力系数提高0 .3-0 .7。 0030考虑到中心锥内外气流的压力差逐渐变大，以及气流从出流孔沿程排出使狭缝压 力减弱的影响，为了保持中心锥内外气流压差，狭缝通道采用收敛流道，在亚音流动条件 下，使通道气流压力有所增加，利于后段出流从出流孔排出。具体截面积设计根据实际气流压力进行确定。 附图说明5 说明书CN 104454234 B4/4 页003100320033图1是航空发动机喷管腔体示意图； 图2是航空发动机中心锥出流孔沿程分布图。 图中1-

19、外涵通道，2-内涵通道，3、狭缝通道，4-内壁面，5-涡轮支板，6-中心锥，7- 波瓣混合器，8-火焰稳定器，9-喷管后段，10-加力燃烧室筒体，11-第四段出流孔，12-第三 段出流孔，13-第二段出流孔，14-第一段出流孔，15-外壁面。 具体实施方式00340035下面结合附图与具体实施方式对本发明作进一步详细地说明。 如图1是航空发动机喷管腔体示意图。航空发动机喷管包括内涵通道2、外涵通道 1、波瓣混合器7、火焰稳定器8、中心锥6、涡轮支板5、喷管后段9。内涵通道2在外涵通道1内侧，中心锥6在内涵通道2中，波瓣混合器7安装在外涵通道1上，火焰稳定器8安装在波瓣混合器7下游，喷管后段9安装在加力燃烧室筒体10下游。中心锥6具有外壁面15和内壁面4，其间为狭缝通道3，涡轮支板5位于外涵通道1与狭缝通道3之间；狭缝通道3轴向流通面积沿轴向变化；外壁面15上开设一系列非规律排布出流孔，其孔径与布置形式按照流动参数沿程