发明内容

(一)本发明解决的技术问题：

现有不同布局形式的变循环发动机尚未形成最大幅度的变循环工作，发动机空气流量、增压比和循环工作模式的调整尚不够灵活，未能使发动机性能自适应飞行任务对发动机的性能要求，以获得全包线性能的最优化，导致高空亚音速巡航耗油率仍偏高。并且现有变循环发动机，在固定进气道的情况下，在亚声速和超声速工作，过多的气流无法通过发动机而出现进气道溢流，产生过大溢流阻力，发动机的安装性能损失增加。

本发明提出了一种带Flade风扇和核心机驱动风扇级的三涵道自适应循环发动机(ACE，Adaptive Cycle Engine)布局方式，ACE发动机利用可变Flade风扇C、核心机驱动风扇级F和模式选择活门D，可以灵活调整发动机空气流量、增压比和循环工作模式，使发动机性能自适应飞行任务对发动机的性能要求，以获得全包线性能优化。可调机构相对双外涵变循环发动机有所简化，有利于减轻重量和发动机的复杂性，提高可靠性。

(二)本发明的解决技术方案：

本发明提出了一种带Flade风扇和核心机驱动风扇级的三涵道自适应循环发动机(ACE，Adaptive Cycle Engine)布局方式，用以解决以上问题。相比于双外涵变循环发动机，本发明带Flade风扇C和核心机驱动风扇级F的ACE发动机的布局形式是在其前面第二级风扇采用一个"Flade"(Fan+Blade)级延伸出第三外涵道A。Flade是接在风扇外围的一排短的转子叶片，有单独可调静子。其优点在于它能够实现独立地改变进入风扇和核心机的空气流量以及压比，实现更大幅度的变循环，更大幅度的降低发动机亚声速巡航状态的耗油率。使其在固定进气道的情况下，在亚声速和超声速工作，过多的气流不会因无法通过发动机而出现进气道溢流，产生过大溢流阻力，从而改善发动机的安装性能。

具体地，本发明为解决其技术问题所采用的技术方案为：

一种带Flade风扇和核心机驱动风扇级的三涵道ACE发动机，包括内涵道、第一外涵道G、第二外涵道E、第三外涵道A、后可变面积引射器K和尾喷管L，所述第一外涵道G、第二外涵道E、第三外涵道A共同形成发动机的外涵道，所述内涵道中沿流向设置有前面级风扇B、带Flade风扇C、核心机，所述核心机包括核心机驱动风扇级F、高压压气机H、高压涡轮I、低压涡轮J，其特征在于：

所述前面级风扇B设置在所述内涵道的气流进口处，所述带Flade风扇C设置在所述前面级风扇B的下游，且所述带Flade风扇C的扇叶伸出至所述第三外涵道A中，所述前面级风扇B、带Flade风扇C形成为前双级风扇并均由所述核心机驱动，

所述第一外涵道G为核心机驱动风扇级F出口进入外涵的气流通道，所述第二外涵道E为所述前双级风扇出口进入外涵的气流通道，所述第三外涵道A为通过所述带Flade风扇C的气流通道；

所述第三外涵道A中还设有位于所述带Flade风扇C上游的可调静子导叶，所述可调静子导叶用于调节进入所述第三外涵道A的进气量以及所述低压涡轮J的落压比；

所述前双级风扇出口处的第二外涵道E还设有模式选择活门D，所述模式选择活门D用于调节发动机的涵道比，当所述模式选择活门D关闭时，所述发动机进入小涵道比的单涵模式下工作；当所述模式选择活门D打开时，所述发动机进入中等涵道比的双涵模式工作；

所述核心机驱动风扇级F和低压涡轮J均设有可调静子导叶，用于控制进入核心机的空气流量及高低压转子的转差；

所述后可变面积涵道引射器K设置在所述核心机的下游，用于控制进入外涵道的空气流量，并调节外涵道气流和核心机气流的总压差别以避免出现过大的掺混损失。

优选地，所述第三外涵道A中的带Flade风扇C的工作可独立调节，不受其它部件的影响，该调节且不影响主发动机各部件的匹配工作线。因工作温度较低，带Flade风扇C及机匣可采用轻质复合材料。第三外涵道A的空气可为喷管冷却、红外抑制及喷管流动控制提供用气。

优选地，所述ACE发动机的稳态工作模式包括单涵循环工作模式(M1模式)、双涵循环工作模式(M2模式)、单外涵+第三涵道工作模式(M13模式)、三涵循环工作模式(M3模式)。

进一步地，当发动机处于单涵循环工作模式(M1模式)时，所述第一外涵道G打开，所述第二、三外涵道E、A关闭，一般用于超声速巡航状态或者格斗状态；当发动机处于双涵循环工作模式(M2模式)时，所述第一、二外涵道G、E打开，所述第三外涵道A关闭，一般用于高亚声速巡航状态；当发动机处于单外涵+第三涵道工作模式(M13模式)时，所述第一、三外涵道G和A打开，所述第二外涵道E关闭，一般用于亚声速巡航状态或者超长待机巡逻模式；当发动机处于三涵循环工作模式(M3模式)时，所有外涵道G、E、A全部打开，一般用于地面起飞状态。

优选地，所述前面级风扇B为两级，设置在低压转子上，所述核心机驱动风扇级F设置在高压转子上形成为发动机后风扇，所述前面级风扇B、核心机驱动风扇级F都有各自的出口涵道，以便在宽广的飞行包线范围内，调节不同飞行状态下的涵道比，以便更好地控制各涵道的空气流量。后风扇即核心机驱动风扇F由高压涡轮I驱动的结构安排，更有利于充分利用高压涡轮I的做功能力，不至于由低压涡轮J驱动，造成低压涡轮级数的增加，提高发动机质量，减小推重比。

优选地，所述带Flade风扇C的扇叶延伸至所述第三外涵道A内，Flade为接在风扇外围的一排短的转子叶片，有单独可调静子。其优点在于它能够实现独立地改变进入风扇和核心机的空气流量以及压比，实现更大幅度的变循环，使其在固定进气道的情况下，在亚声速和超声速工作，过多的气流不会因无法通过发动机而出现进气道溢流，产生过大溢流阻力，从而改善发动机的安装性能。

本发明的带Flade风扇和核心机驱动风扇级的三涵道ACE发动机，利用可变Flade风扇C、核心机驱动风扇级F和模式选择活门D，可以灵活调整发动机空气流量、增压比和循环工作模式，使发动机性能自适应飞行任务对发动机的性能要求，以获得全包线性能优化。可调机构相对双外涵变循环发动机有所简化，有利于减轻重量和发动机的复杂性，提高可靠性。ACE发动机适用于多用途超音速战斗机、远程轰炸机以及远程攻击平台。

本发明的带Flade风扇和核心机驱动风扇级的三涵道ACE发动机，设有5个可调几何机构，Flade前面的可调静子导叶用于调节进入第三外涵道的进气量以及低压涡轮的落压比；风扇出口外涵通道模式选择活门用于调节发动机的涵道比，选择活门关闭，发动机在小涵道比模式即单涵模式工作；模式选择活门打开，发动机在中等涵道比即双涵模式工作；核心机驱动风扇级的可调静子导叶和低压涡轮可调静子导叶用于控制进入核心机的空气流量及高低压转子的转差；核心机后可变面积涵道引射器(RVABI)用于控制进入外涵道的空气流量，并调节外涵道气流和核心机气流两股气流的总压差别以避免出现过大的掺混损失。除此之外，RVABI还起到了简化喷管结构、独立控制高压和低压转子转速的作用。

与传统的常规循环航空发动机单一工作模式相比，本发明的带Flade风扇和核心机驱动风扇级的三涵道ACE发动机可能的稳态工作模式包括如下四种：①单涵循环工作模式(Single Bypass)，即第一涵道G打开，第二、三涵道E和A关闭，称为M1模式，一般用于超声速巡航或者战斗机格斗状态，提高敏捷性；②双涵循环工作模式(Double Bypass)，即第一、二涵道G和E打开，第三涵道A关闭，称为M2模式，一般用于高亚声速巡航状态；③单外涵+第三涵道工作模式(Thrid+single Bypass)，即第一、三涵道G和A打开，第二涵道E关闭，称为M13模式，一般用于亚声速巡航状态或超长时间待机巡逻模式；④三涵循环工作模式(ThreeBypass)，即所有涵道G、E、A全部打开，称为M3模式，一般用于地面起飞状态，推力大，耗油率低，能使飞行平台携带更多的燃油以提高航程。

(三)本发明与现有技术相比所具有的优点：

1)本发明提出的带Flade风扇和核心机驱动风扇级的三涵道ACE发动机中，相比于双外涵变循环发动机，其优点在于它能够实现独立地改变进入风扇和核心机的空气流量以及压比，实现更大幅度的变循环，更大幅度的降低发动机亚声速巡航状态的耗油率。使其在固定进气道的情况下，在亚声速和超声速工作，过多的气流不会因无法通过发动机而出现进气道溢流，产生过大溢流阻力，从而改善发动机的安装性能。

2)本发明提出的带Flade风扇和核心机驱动风扇级的三涵道ACE发动机中，采用了五种可调几何机构，使发动机性能自适应飞行任务对发动机的性能要求，以获得全包线性能优化。

3)本发明提出的带Flade风扇和核心机驱动风扇级的三涵道ACE发动机中，可调机构相对双外涵变循环发动机有所简化，有利于减轻重量和发动机的复杂性，提高可靠性。

4)本发明提出的带Flade风扇和核心机驱动风扇级的三涵道ACE发动机中，与传统的常规循环航空发动机单一工作模式相比，ACE发动机可能的稳态工作模式有四种，分别可应用于不同的飞行状态，以保持飞行平台性能最优，如格斗状态、超长待机巡逻状态、地面起飞状态等：

5)本发明提出的带Flade风扇和核心机驱动风扇级的三涵道ACE发动机中，第三外涵道带Flade风扇的工作可独立调节，不受其它部件的影响，该调节且不影响主发动机各部件的匹配工作线。因工作温度较低，带Flade风扇及机匣可采用轻质复合材料。

6)本发明提出的带Flade风扇和核心机驱动风扇级的三涵道ACE发动机中，第三外涵道的空气可为喷管冷却、红外抑制及喷管流动控制提供用气。

7)本发明提出的带Flade风扇和核心机驱动风扇级的三涵道ACE发动机，研制出的ACE发动机能适用于多用途超音速战斗机、远程轰炸机以及远程攻击平台。