一种多级涡轮风扇发动机-发明-分案（母案申请号：202110911970.7

本发明公开了一种多级涡轮风扇发动机，属于航空涡轮风扇发动机技术领域，包括加压涵道、多级涡轮风扇、尾部增压喷嘴，加压涵道中设置有多级涡轮风扇，尾部增压喷嘴设置在所述高压加速通道的出口处。本发明解决了常规敞开式单级螺旋桨发动机在负载大、气流速度高时叶片效率低下的问题，通过中部封闭的加压涵道和多级涡轮风扇驱动单元的连续涡轮增压能力以及尾部增压喷嘴的增压喷流功能，来提升发动机的整体输出效率，可在不增加静叶的情况下，通过两级相邻叶片的反向对转，来提高级间增压效率，降低发动机重量。用于涡轮风扇叶片封闭于加速涵道内部的新型直升机或相关飞行器的高效驱动动力系统。

1、一种多级涡轮风扇发动机，其特征在于，包括加压涵道、多级涡轮风扇、尾部增压喷嘴，所述加压涵道包括依次设置的低压气流入口、中压加速通道、高压加速通道，所述尾部增压喷嘴设置在所述高压加速通道的出口处，所述多级涡轮风扇分别设置在所述低压气流入口、中压加速通道、高压加速通道的内部，所述尾部增压喷嘴的气流截面积小于所述气流入口、中压加速通道、高压加速通道的截面积；

所述低压气流入口、中压加速通道、高压加速通道内部的各级涡轮风扇均包括两个或两个以上相互紧密靠近的成对安装的涡轮风扇，成对安装的涡轮风扇叶片在工作时的运动方向呈反向对转状态。

2、根据权利要求1所述的一种多级涡轮风扇发动机，其特征在于：所述多级涡轮风扇发动机还包括多个用于驱动多级涡轮风扇中各级涡轮风扇的驱动单元，直接控制每级涡轮风扇的转速和输出功率。

3、根据权利要求1所述的一种多级涡轮风扇发动机，其特征在于：所述多级涡轮风扇发动机还包括一个用于驱动多级涡轮风扇中各级涡轮风扇的驱动单元，所述驱动单元与各级所述涡轮风扇之间均设置有传动结构，所述驱动单元通过所述传动结构间接控制每级涡轮风扇的转速和输出功率。

4、根据权利要求2或3所述的一种多级涡轮风扇发动机，其特征在于：所述驱动单元为电机驱动单元或化学燃料驱动单元。

5、根据权利要求4所述的一种多级涡轮风扇发动机，其特征在于：所述加压涵道为直线型气流加压通道、弧线弯道、直角拐弯型气流连续加压通道中任一种。

6、根据权利要求5所述的一种多级涡轮风扇发动机，其特征在于：所述加压涵道的外表面涂覆电磁波吸波材料。

7、根据权利要求6所述的一种多级涡轮风扇发动机，其特征在于：所述尾部增压喷嘴的喷管出口结构设计为拉瓦尔喷管形式。

8、根据权利要求7所述的一种多级涡轮风扇发动机，其特征在于：所述尾部增压喷嘴的气流截面积A，按照公式（1）进行调整、测试、并最终固定下来，调整的目标是使得发动机，在给定固定的额定输入总功率的状态下，能够获得最高效的输出效率：

一种多级涡轮风扇发动机

技术领域

本发明涉及航空涡轮风扇发动机技术领域，具体涉及一种多级涡轮风扇发动机。

背景技术

普通直升机、四旋翼无人机等驱动装置，一般为开放式单浆或者双螺旋浆旋翼系统。螺旋桨产生的升力，与通过螺旋桨向下的气流速度，近似呈平方反比关系。当通过直升机螺旋桨的垂直向下的气流速度过大时，会导致螺旋桨的升力和发动机效能的迅速下降，从而影响和限制了普通直升机或多旋翼无人机的载重能力和续航时间的进一步提升。为此，提出一种多级涡轮风扇发动机。

公开号为CN209483501U、公开日2019年10月11日的中国实用新型专利申请公开了多级电动涡轮风扇喷气发动机，不足之处是：在两个相对的电机涡轮扇叶之间，其结构旋向没有反置；工作时运动方向也不是反向对转的；在该技术方案中此处通过静叶风扇来阻止气流的圆周向高速旋转，而大量的静叶风扇的设置，增加了发动机本身的重量，降低了发动机的推重比和持续增压效率。为此，提出一种多级涡轮风扇发动机。

发明内容

本发明所要解决的技术问题在于：如何解决因大量静叶风扇的设置，增加了发动机本身的重量，降低了发动机的推重比和持续增压效率的问题，提供了一种多级涡轮风扇发动机。

本发明是通过以下技术方案解决上述技术问题的，本发明包括加压涵道、多级涡轮风扇、尾部增压喷嘴，所述加压涵道包括依次设置的低压气流入口、中压加速通道、高压加速通道，所述尾部增压喷嘴设置在所述高压加速通道的出口处，所述多级涡轮风扇分别设置在所述低压气流入口、中压加速通道、高压加速通道内部，所述尾部增压喷嘴的气流截面积小于所述气流入口、中压加速通道、高压加速通道的截面积；

所述低压气流入口、中压加速通道、高压加速通道内部的各级涡轮风扇均包括两个或两个以上相互紧密靠近的成对涡轮风扇，成对安装的涡轮风扇叶片在工作时的运动方向呈反向对转状态。

更进一步地，所述多级涡轮风扇发动机还包括多个用于驱动多级涡轮风扇中各级涡轮风扇的驱动单元，直接控制每级涡轮风扇的转速和输出功率。

更进一步地，所述各级涡轮风扇均包括四个涡轮风扇，分别为自首至尾依次设置的第一涡轮风扇、第二涡轮风扇、第三涡轮风扇、第四涡轮风扇，所述驱动单元包括自首至尾依次设置的第一驱动单元、中间驱动单元与第二驱动单元，所述第一涡轮风扇与所述第一驱动单元连接，所述第二涡轮风扇、第三涡轮风扇分别与所述中间驱动单元连接，所述第四涡轮风扇与所述第二驱动单元连接。

更进一步地，所述第一驱动单元与所述加压涵道之间设置有支撑板，所述第一驱动单元与所述加压涵道之间通过支撑板连接，所述中间驱动单元、第二驱动单元与所述加压涵道之间均设置有静叶，所述中间驱动单元、第二驱动单元与所述加压涵道之间均通过所述静叶连接，所述第一涡轮风扇、第二涡轮风扇的叶片结构旋向相反，所述第二涡轮风扇的叶片与中间驱动单元上的静叶结构旋向相反，所述第三涡轮风扇、第四涡轮风扇的叶片结构旋向相反，所述第四涡轮风扇的叶片与第二驱动单元上的静叶结构旋向相反。

更进一步地，所述多级涡轮风扇发动机还包括一个用于驱动多级涡轮风扇中各级涡轮风扇的驱动单元，所述驱动单元与各级所述涡轮风扇之间均设置有传动结构，所述驱动单元通过所述传动结构间接控制每级涡轮风扇的转速和输出功率。

更进一步地，所述驱动单元为电机驱动单元或化学燃料驱动单元。

更进一步地，所述加压涵道为直线型气流加压通道、弧线弯道、直角拐弯型气流连续加压通道中任一种。

更进一步地，所述加压涵道的外表面涂覆电磁波吸波材料。

更进一步地，所述尾部增压喷嘴的喷管出口结构设计为拉瓦尔喷管形式。

更进一步地，所述尾部增压喷嘴的气流截面积A，按照公式（1）进行调整、测试、并最终固定下来，调整的目标是使得发动机，在给定固定的额定输入总功率的状态下，能够获得最高效的输出效率：

本发明相比现有技术具有以下优点：该多级涡轮风扇发动机，解决了常规敞开式单级螺旋桨发动机在负载大、气流速度高时叶片效率低下的问题，通过中部封闭的加压涵道和多级涡轮风扇驱动单元的连续涡轮增压能力以及尾部增压喷嘴的增压喷流功能，来提升发动机的整体输出效率；可在不增加静叶的情况下，通过两级相邻叶片的反向对转，来提高级间增压效率，降低发动机总体重量；可用于涡轮风扇叶片封闭于加速涵道内部的新型直升机或相关飞行器的高效驱动动力系统，值得被推广使用。

附图说明

图1是本发明实施例中多级涡轮风扇发动机的内部结构示意图；

图2是本发明低压气流入口处去除部分外壳后的内部结构放大图。

具体实施方式

下面对本发明的实施例作详细说明，本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程，但本发明的保护范围不限于下述的实施例。

如图1、2所示，本实施例提供一种技术方案：一种多级涡轮风扇发动机，包括加压涵道1、气流入口4、多级涡轮风扇3、尾部增压喷嘴7，所述气流入口4设置在所述加压涵道1的最前端，所述尾部增压喷嘴7连接在所述加压涵道1尾部，所述多级涡轮风扇3按照串联方式安装并分布在所述加压涵道1内部，所述尾部增压喷嘴7的气流截面积小于所述气流入口4以及加压涵道1的截面积，所述尾部增压喷嘴7能够对加压涵道1内的气流产生节流增压的作用；

所述低压气流入口、中压加速通道、高压加速通道内部的各级涡轮风扇均包括两个或两个以上相互紧密靠近的成对的涡轮风扇11、12以及13、14，所述成对安装的涡轮风扇叶片，在工作时的运动方向呈反向对转状态。即涡轮风扇11、12的叶片工作时的运动方向呈反向对转状态，涡轮风扇13、14的叶片工作时的运动方向也呈反向对转状态，且不必在其中间增加额外的静叶导流叶片。

在本实施例中，涡轮风扇11、12、13、14连接在各自的驱动单元15、2、2、16上，驱动单元15通过支撑板8连接到外部加压涵道1上，驱动单元2通过静叶9连接到外部加压涵道1上，驱动单元16通过静叶10连接到外部加压涵道1上，涡轮风扇11、12的叶片结构旋向相反，涡轮风扇12的叶片与后方的静叶9结构旋向相反，涡轮风扇13、14的叶片结构旋向相反，涡轮风扇14的叶片与后方的静叶10结构旋向相反。

在本实施例中，所述多级涡轮风扇发动机或还包括单个电机驱动单元或单个化学燃料驱动单元，通过齿轮或带轮传动的方式，间接地控制每级涡轮风扇的转速和输出功率。

在本实施例中，所述加压涵道1可以是直线型气流加压通道，也可以是弧线弯道，亦或是直角拐弯型气流连续加压通道。

在本实施例中，所述加压涵道1的外表面涂覆电磁波吸波材料，使加压涵道1表面具备吸收雷达波的功能。

在本实施例中，所述尾部增压喷嘴7的气流截面积A，按照公式（1）进行调整、测试、并最终固定下来，调整的目标是使得发动机，在给定固定的额定输入总功率的状态下，能够获得最高效的输出效率：

实施例二

如图1所示，本实施例中的加压涵道1包括低压气流入口4、中压加速通道5和高压加速通道6，所述低压气流入口4、中压加速通道5和高压加速通道6依次设置且一体成型。加压涵道1的尾部连接有尾部增压喷嘴7，用于将加压涵道1内部的高压气流，转化为高速低压气流，从尾部增压喷嘴7喷射出来。尾部增压喷嘴7的喷管出口结构可设计为拉瓦尔喷管形式，以提升喷流推进效率。加压涵道1内部的多级涡轮风扇3两两成对安装，每对叶片工作时呈反向对转状态，以降低涵道内气流的自旋速率，提高每级涡轮风扇的增压效率。如涡轮风扇11、12的叶片工作时的运动方向呈反向对转状态，涡轮风扇13、14的叶片工作时的运动方向呈反向对转状态，且不必在其中间增加额外的静叶导流叶片。

在给定各涡轮风扇的额定输入功率情况下，调节尾部增压喷嘴7的最小处截面积 A。按照公式对截面积A进行调整（—通过发动机涵道的气体平均流速；—尾部喷嘴截面最小处的气体密度），以获得最高的功率输出效率。随着尾部增压喷嘴的喷流截面积A从零逐渐增大，发动机输出效率呈先上升，后下降的变化关系。因此，我们通过不断改变截面积A的试验测试，可找到最大的输出效率，然后把此时所对应的喷嘴截面积A固定下来，即可找到串联增压型多级涡轮风扇发动机最高效、最佳的工作状态。

工作原理：发动机加压涵道1中，经过多级涡轮风扇3增压后的高压气流，通过截面积大小合适的收缩尾喷口，将发动机尾端的内部高压，重新转化为高速气流，经过尾喷口高速喷射出去，最终完成整个的进气、多级增压、释压喷射的发动机高效工作全过程。

综上所述，上述实施例的多级涡轮风扇发动机，可以提高通过后级涡轮风扇旋翼的气流压缩比，降低气流速度，使得发动机的多级涡轮风扇驱动单元工作在最为高效的低流速、高压缩比气流通过的状态，从而提升多级涡轮风扇系统整体的输出效率；并将叶片封闭于发动机加压涵道中，保护了叶片，避免其受到异物撞击损伤，同时安装在封闭通道内部的涡轮叶片，相对于裸露在外的普通螺旋桨，对安装该发动机的飞行器周围的人、动物、建筑物等可起到保护作用，防止因操控不当，而造成的高速旋翼划伤飞行器周边的人员或其它财物事件的发生；将多个涡轮旋翼封闭串联在封闭的加速、加压涵道中，涵道可以设计为直线形式，可以设计为弧形弯道形式等，安装该发动机的飞行器无裸露在外的螺旋桨，造型美观；通过在外表面涂覆电磁波吸波材料，降低装备该发动机的雷达反射截面，使其具备对于雷达探测的隐身能力，值得被推广使用。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

图1

图2