一种间冷式高总压比中涵道涡扇发动机
阅读说明：本技术 一种间冷式高总压比中涵道涡扇发动机 (Indirect cooling type high-total-pressure-ratio middle duct turbofan engine ) 是由 李泳凡 怀时卫 金海� 刘诗尧 周伟朋 周建超 任东 于 2021-11-03 设计创作，主要内容包括：本申请涉及涡扇发动机领域,为一种间冷式高总压比中涵道涡扇发动机,通过在核心机与轴流式风扇之间设置单级离心式中压压气机,高温内涵道气流从轴流式风扇流出后进入到单级离心式中压压气机内,再由单级离心式中压压气机流出后进入到核心机内,多级低压涡轮通过低压涡轮轴能够带动单级离心式中压压气机同步转动,从而使得轴流式风扇、单级离心式中压压气机和核心机配合能够得到较高的总压比,同时航空发动机内部总体的转子级数较少,布局合理；同时将通过单级离心式中压压气机后的高温内涵通道引入到低温外涵通道处进行热交换,降温后的高温内涵排气能够有效满足核心机的使用需求。(The application relates to the field of turbofan engines, in particular to an indirect cooling type high total pressure ratio middle bypass turbofan engine.A single-stage centrifugal medium pressure air compressor is arranged between a core machine and an axial flow fan, high-temperature inner bypass airflow flows out from the axial flow fan and then enters the single-stage centrifugal medium pressure air compressor, then flows out from the single-stage centrifugal medium pressure air compressor and then enters the core machine, a multi-stage low pressure turbine can drive the single-stage centrifugal medium pressure air compressor to synchronously rotate through a low pressure turbine shaft, so that the axial flow fan, the single-stage centrifugal medium pressure air compressor and the core machine are matched to obtain a higher total pressure ratio, and meanwhile, the total number of rotor stages in the aircraft engine is less and the layout is reasonable; meanwhile, a high-temperature content channel passing through the single-stage centrifugal medium-pressure compressor is introduced to the low-temperature content channel for heat exchange, and the use requirement of the core machine can be effectively met by the high-temperature content exhaust after cooling.)
技术领域
本申请属于涡扇发动机领域，特别涉及一种间冷式高总压比中涵道涡扇发动机。
背景技术
航空发动机采用较高的总压比是实现低耗油率目标的技术手段之一，在国际范围内，多采用含较高增压比高压压气机的先进核心机，再选配增压比有限的“风扇”或“风扇+增压级/中压压气机”的总体构型，为进一步提高总压比，也会通过采用转速介于风扇和高压压气机之间的中压压气机布局，以进一步提升总压比。
本发明涉及的航空发动机，拟基于含相对较低增压比高压压气机的成熟核心机，快速发展出“高总压比、轮廓尺寸受限、混合排气”等特征的中等涵道比涡扇发动机；成熟核心机因原始设计、选材等原因，导致其较低增压比、较差耐温能力等限制了其应用潜力，用其作为高总压比航空发动机的核心机，需要创新整机总体布局，首先以最少的级数、相对紧凑的空间、级数分布符合混合排气等特征为约束，去实现航空发动机较高的总压比，其次需要在总体布局上解决高总压比带来的高温升等难题。
已有的与本发明最相近的实现方案是常在大、中涵道比涡扇发动机中采用的齿轮传动技术和三转子布局技术，以及在燃气轮机中使用的简单冷却技术。
现有的“齿轮传动总体布局”技术方案，多采用“低压比单级风扇+较高增压比多级轴流式中压压气机+高增压比多级高压压气机+燃烧室+高压涡轮+低压涡轮”的总体布局，该布局采用本发明涉及的航空发动机含较低增压比高压压气机的成熟核心机时，需采用增加风扇/中压压气机级数的方法提高增压比，一是会导致级数过多，二是高总压比带来的高温升会导致成熟核心机无法承受，直接采用“齿轮传动”技术，在本发明背景下难以构建出高总压比的航空发动机；
现有的“三转子总体布局”技术方案，主要问题也是在构建出高总压比航空发动机后，带来的高温升问题，会导致本发明涉及的航空发动机的成熟核心机无法承受；
现有的“燃气轮机简单冷却总体布局”技术方案，其采用液态工质作为冷却源，冷却装置巨大，冷却源和冷却装置结构形式均无法移植到航空发动机上。
现有技术均难以解决本发明涉及的航空发动机高总压比、转子级数较少、温升较小的需求，需要本发明提出创新的航空发动机总体布局予以解决。
发明内容
本申请的目的是提供了一种间冷式高总压比中涵道涡扇发动机，以解决现有设计中的航空发动机难以实现高总压比、转子级数较少、温升较少的需求。
本申请的技术方案是：一种间冷式高总压比中涵道涡扇发动机，包括高压轴系、低压轴系和承力机匣，所述低压轴系包括设于前端的轴流式风扇、穿过高压轴系的低压涡轮轴、设于后端的多级低压涡轮，所述高压轴系设于轴流式风扇与多级低压涡轮之间，所述轴流式风扇后端引出低温外涵通道和高温内涵通道，高温内涵通道进入到高压轴系内，所述高压轴系与轴流式风扇之间设有与低压涡轮轴相连的单级离心式中压压气机，所述多级低压涡轮通过低压涡轮轴带动单级离心式中压压气机同步旋转，所述轴流式风扇引出的高温内涵通道内的高温内涵道气流经过单级离心式中压压气机、而后进入到低温外涵通道内进行换热、最后由低温外涵通道内引出进入到高压轴系内，所述低温外涵通道与高温内涵通道的换热处设有使两者能够稳定换热的换热机构。
优选地，所述换热机构包括间冷换热器，所述高温内涵通道在间冷换热器与单级离心式中压压气机之间形成圆环形的第二环腔流道，所述间冷换热器内部开设有低温换热通道和高温换热通道，所述高温换热通道共有多组，并且高温换热通道沿着间冷换热器的周向间隔均匀布置，所述低温换热通道为整体环形通道，并且低温换热通道环绕高温换热通道，所述高温换热通道与低温换热通道之间的封闭结构采用导热材料。
优选地，所述间冷换热器与承力机匣直接连接，所述高温换热通道的横截面为拱桥形，所述间冷换热器的外壁上设置有活门。
优选地，所述承力机匣包括中介机匣和涡轮间机匣，所述中介机匣设于轴流式风扇与单级离心式中压压气机之间，所述涡轮间机匣设于高压轴系与多级低压涡轮之间。
优选地，所述单级离心式中压压气机与低压涡轮轴刚性连接，所述单级离心式中压压气机与中介机匣之间连接有第二滚珠轴承。
优选地，所述低压涡轮轴的端部设有齿轮传动装置，所述齿轮传动装置与轴流式风扇相连，所述齿轮传动装置能够使得轴流式风扇以小于低压涡轮轴的转速进行旋转，所述齿轮传动装置设于承力机匣内。
优选地，所述齿轮传动装置包括与低压涡轮轴相连的小齿轮、与轴流式风扇相连的大齿轮、设于小齿轮与大齿轮之间的传动齿轮，小齿轮与大齿轮同轴设置。
优选地，所述齿轮传动装置连接有同轴设置的风扇短轴，所述风扇短轴包括连接段、支撑段和扩张段，所述支撑段设于连接段与扩张段之间，所述连接段的直径大于支撑端的直径并与齿轮传动装置相连，所述扩张段的直径从支撑段一端至另一端逐渐增大。
优选地，还包括设于轴流式风扇前端的进气机匣，所述进气机匣与风扇短轴之间连接有第三滚棒轴承，所述中介机匣与风扇短轴之间连接有第三滚珠轴承。
优选地，所述高温内涵通道在轴流式风扇与高压轴系之间形成S形排布，并且高温内涵通道最低点位于单级离心式中压压气机的入口处、最高点位于低温外涵通道的换热处。
本申请的一种间冷式高总压比中涵道涡扇发动机，通过在核心机与轴流式风扇之间设置单级离心式中压压气机，高温内涵道气流从轴流式风扇流出后进入到单级离心式中压压气机内，再由单级离心式中压压气机流出后进入到核心机内，多级低压涡轮通过低压涡轮轴能够带动单级离心式中压压气机同步转动，从而使得轴流式风扇、单级离心式中压压气机和核心机配合能够得到较高的总压比，同时航空发动机内部总体的转子级数较少，布局合理；同时将通过单级离心式中压压气机后的高温内涵通道引入到低温外涵通道处进行热交换，降温后的高温内涵排气能够有效满足核心机的使用需求。
附图说明
为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，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申请的一些实施例。
图1为本申请整体结构示意图；
图2为本申请间冷换热器结构示意图。
1、进气机匣；2、轴流式风扇；3、齿轮传动装置；4、中介机匣；5、低温外涵通道；6、高温内涵通道；7、单级离心式中压压气机；8、间冷换热区；9、高压压气机；10、环形燃烧室；11、高压涡轮；12、涡轮间机匣；13、多级低压涡轮；14、排气区域；15、第一滚棒轴承；16、第二滚棒轴承；17、低压涡轮轴；18、第一滚珠轴承；19、第一环腔流道；20、活门；21、截面示意线；22、间冷换热器；23、第二环腔流道；24、第二滚珠轴承；25、第三滚珠轴承；26、第三滚棒轴承。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
一种间冷式高总压比中涵道涡扇发动机，如图1所示，包括低压轴系、高压轴系和承力机匣。低压轴系穿过高压轴系、也即是核心机并位于高压轴系的两侧，低压轴系包括轴流式风扇2、低压涡轮轴17和多级低压涡轮13，多级低压涡轮13位于高压轴系的后部，轴流式风扇2设于高压轴系的前部，低压涡轮轴17与航空发动机中心线同轴设置并穿过高压轴系。
多级低压涡轮13提供动力带动低压涡轮轴17转动，低压涡轮轴17带动轴流式风扇2转动，轴流式风扇2后端设置与轴流式风扇2相连的低温外涵通道5和高温内涵通道6，低温外涵通道5位于高温内涵通道6的外侧，轴流式风扇2稳定工作并分别向低温外涵通道5内通入常温的外涵道气流、向高温内涵通道6内通入高温的外涵道气流。高温内涵通道6的内涵道气流进入到高压轴系内，经过高压轴系继续向外排出；外涵道气流沿着低温外涵通道5流动，在航空发动机的出口的排气区域14处与内涵道气流混合后流出。
高压轴系包括多级高压压气机9、环形燃烧室10和高压涡轮11，高压涡轮11带动多级高压压气机9工作，提供高温高压驱动环形燃烧室10燃烧，实现动力输出。
其中航空发动机的入口为其前端、出口为其后端。
高压轴系与轴流式风扇2之间设有单级离心式中压压气机7，单级离心式中压压气机7与轴流式风扇2相连，多级低压涡轮13通过低压涡轮轴17带动单级离心式中压压气机7同步旋转，轴流式风扇2引出的高温内涵通道6内的高温内涵道气流经过单级离心式中压压气机7、而后进入到低温外涵通道5内进行换热、最后由低温外涵通道5内引出进入到高压轴系内，低温外涵通道5与高温内涵通道6的换热处设有使两者能够稳定换热的换热机构。
外界的空气由航空发动机的前端进气，多级的轴流式风扇2工作，将气流分为内涵道气流和外涵道气流并分别进入到低温外涵通道5和高温内涵通道6，内涵道气流进入到单级离心式中压压气机7增压之后进入到核心机内。由于单级离心式中压压气机7与低压涡轮轴17同步转动、转速较高，单级离心式中压压气机7在自身最佳的转速区间内进行工作，可以稳定地实现较大的增压比，结合轴流式风扇2和成熟核心机内的高压压气机9，统筹实现较高的航空发动机总压比，且较高的总压比可充分包容因流道弯曲带来的总压损失。同时由于采用单级离心式总压压气机与轴流式风扇2、高压压气机9风扇配合实现的高总压比，整体的级数较少，航空发动机内部有充足的空间使各部件保持在最佳的位置。
对于高总压比带来的高温问题，通过将高温内涵通道6弯曲并进入到低温内涵通道内，使得常温的外涵道气流与高温的内涵道气流进行换热冷却降温，经降温后的内涵道气流进入到核心机前端的第一环腔流道19处，而后再进入到核心机内，降温后的内涵道气流能够满足核心机的使用需求，实现了对成熟核心机的大幅拓展利用。
综上所述，本申请能够在达到较高总压比的同时，航空发动机的级数较少，内涵道气流温度较低，形成了良好的航空发动机总体布局。
如图1、图2所示，优选地，换热机构包括间冷换热器22，高温内涵通道6在间冷换热器22与单级离心式中压压气机7之间形成圆环形的第二环腔流道23，间冷换热器22内部开设有低温换热通道和高温换热通道，高温换热通道为管状结构，高温换热通道共有多组，并且高温换热通道沿着间冷换热器22的周向间隔均匀布置，低温换热通道为整体环形通道，并且低温换热通道环绕高温换热通道，这样低温换热通道与高温换热通道的相近位置形成间冷换热区8进行换热，高温换热通道与低温换热通道之间的封闭结构采用导热材料，高温内涵气流经过第二环腔流道23时开始发散并流入至各个高温换热通道内。
通过设置间冷换热器22，使得内涵道气流与外涵道气流能够交叉流动，从而达到常温气流与高温气流较大的换热面积、较良好的换热效果。
优选地，高压压气机9与承力机匣之间连接有第一滚珠轴承18，这样核心机能够得到中介机匣的稳定支撑，通过截面示意线21在高温换热通道处开设截面，可以看出高温换热通道的横截面为拱桥形，也即是外凸的弧形结构，这样进入到高温换热通道内的内涵气流的流通路径增加，流通面积增加，换热效率提高。
优选地，间冷换热器22在外涵道区域的靠外位置的外壁上设置有活门20，根据异物识别和内外涵流量调节的需要，可将活门20打开或关闭，以进一步提升总体布局的可调整性，更加满足复杂环境的使用需求。
优选地，承力机匣包括中介机匣4和涡轮间机匣12，中介机匣4设于轴流式风扇2与单级离心式中压压气机7之间，涡轮间机匣12设于高压轴系与多级低压涡轮13之间，高压涡轮11与涡轮间机匣12之间连接有第二滚棒轴承16，多级低压涡轮13与涡轮间机匣12之间连接有第一滚棒轴承15，第一滚珠轴承18外部通过设置与中介机匣4直接连接的支撑结构从而使得核心机得到稳定支撑。轴流式风扇2、单级离心式中压压气机7和核心机通过中介机匣4进行支撑，核心机和多级低压涡轮13通过涡轮间机匣12进行支撑，空间布置合理，结构稳定。高温换热通道和间冷换热器22均与中介机匣4直接连接，高温换热通道上开设有与高温内涵通道6连通的开口，以保证间冷换热器22支撑的强度。
优选地，单级离心式中压压气机7与低压涡轮轴17刚性连接，保证低压涡轮轴17与单级离心式中压压气机7之间传动的稳定性，单级离心式中压压气机7与中介机匣4之间连接有第二滚珠轴承24，这样单级离心式中压压气机7能够得到中介机匣4的稳定支撑。
优选地，低压涡轮轴17的端部设有齿轮传动装置3，齿轮传动装置3与轴流式风扇2相连，齿轮传动装置3能够使得轴流式风扇2以小于低压涡轮轴17的转速进行旋转，齿轮传动装置3设于承力机匣内。齿轮传动装置3通过减速传动实现轴流式风扇2在小于低压涡轮轴17的转速下、同时也是自身最佳的转速区间内稳定工作，在载荷传递的同时实现转速的差异性调节；齿轮传动装置3设于承力机匣处能够保证其自身在较优的位置以得到稳定的支撑。
优选地，齿轮传动装置3包括与低压涡轮轴17相连的小齿轮、与轴流式风扇2相连的大齿轮、设于小齿轮与大齿轮之间的传动齿轮，小齿轮与大齿轮同轴设置，整体呈行星轮结构，该齿轮传动装置3为现有技术，在此不再赘述。
优选地，齿轮传动装置3连接有同轴设置的风扇短轴，风扇短轴包括连接段、支撑段和扩张段，支撑段设于连接段与扩张段之间，连接段的直径大于支撑端的直径并与齿轮传动装置3相连，扩张段的直径从支撑段一端至另一端逐渐增大。通过设置直径较大的连接段能够与齿轮传动装置3稳定配合，扩张段设置成锥形结构能够与轴流式风扇2稳定连接和支撑。
优选地，还包括设于轴流式风扇2前端的进气机匣1，所述进气机匣1与风扇短轴之间连接有第三滚棒轴承26，所述中介机匣4与风扇短轴之间连接有第三滚珠轴承25。中介机匣4通过第三滚珠轴承25能够对风扇短轴进行稳定的支撑，进气机匣1通过第三滚棒轴承26能够得到中介机匣4和风扇短轴的稳定支撑，以保证风扇短轴工作的稳定性。
优选地，高温内涵通道6在轴流式风扇2与高压轴系之间形成S形排布，并且高温内涵通道6最低点位于单级离心式中压压气机7的入口处、最高点位于与低温外涵通道5的换热处。通过设置成S形弯道结构的高温内涵通道6，能够保证在较低位置的单级离心式中压压气机7入口处能够稳定的进气，在较高位置的低温外涵通道5处有较长的路径能够进行稳定的热交换。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请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申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
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