[发明专利]一种航空喷气式发动机

说明书

本发明涉及航空发动机技术领域，具体涉及一种航空喷气式发动机，包括壳体，所述壳体包括进气端与排气端，所述壳体的内部沿进气端至排气端方向依次安装有：进气道系统、压气机系统、涵道系统、燃烧室系统、涡轮系统、尾喷系统以及传动轴系，本发明设计巧妙且结构新颖，使发动机能获取高推重比或低燃油消耗率，能同时满足飞机高机动性、高航速和远航程的动力需求，具有显著的推广意义。

技术领域

本发明涉及航空发动机技术领域，具体涉及一种航空喷气式发动机。

背景技术

目前航空喷气式发动机以涡扇发动机为主，民用飞机多以大涵道比涡扇发动机为主，军用飞机多采用小涵道比加力涡扇发动机，以满足经济性和高航速的需求，而仅有少数强调高速性能的战斗机上采用涡喷发动机。涡喷发动机虽然动力强劲，但燃油消耗率高，无法满足高性能战机大作战半径的需要。为了降低油耗，在涡喷发动机的基础上增加外涵道，形成涡轮风扇发动机，这成为目前航空发动机的主流。然而涡轮风扇发动机，虽然油耗低，但单位推力密度小，推重比较低，虽然通过增加加力燃烧室，来提高瞬时的推力，以满足高性能战机起飞和空中高机动作战的需要。但由于进入加力燃烧室的气体含氧量较低，且气压远低于主燃烧室气压，速度也高达120-180m/s，远高于主燃烧室，燃烧不稳定，且燃烧不充分，为了提高燃烧效率，通常加力燃烧室设计的比较长，这些因素增加加力燃烧室设计的复杂性，而且结构重量较大。另外，由于加力燃烧室的工作温度高，发动机无法长时间工作，因此即使安装加力燃烧室，仍无法满足高性能战机的超音速巡航的需要。

专利号CN112483275A《一种推进器及飞行器》虽然公开了一种双燃烧室的无轴涡轮驱动的喷气式发动机。在高压压气机后分内外涵道，其中内涵道中布置第一燃烧室，主要用于驱动无轴涡轮带动无轴压气机工作；外涵道中布置第二燃烧室，第二燃烧室的气体与第一燃烧室的气体一致，均为新鲜高压空气，且速度地，燃烧稳定且充分，燃烧效率高，主要用于产生持续推力，满足超音速巡航需求。在第二燃烧室不工作时，外涵道相当于涡轮风扇发动机的外涵道产生推力，此时，发动机的油耗低，满足低速低油耗巡逻飞行需求。这种设计理论上可以获取持续的高推力，推重比高、油耗率低，满足高性能战机的超音速巡航需求和低速经济性巡逻需求。但由于其处于概念阶段，开发难度大、周期长，短期内尚无法投入实际应用。

因此需要研制一款推重比高、油耗率低，且技术相对成熟的航空喷气式发动机。

发明内容

针对上述技术问题，本发明的目的在于提供一种航空喷气式发动机，通过对发动机结构的重新设计，使发动机能获取高推重比或低燃油消耗率，能同时满足飞机高机动性、高航速和远航程的动力需求，本发明采用的技术方案如下：

一种航空喷气式发动机，包括壳体，所述壳体包括进气端与排气端，所述壳体的内部沿进气端至排气端方向依次安装有：

进气道系统，所述进气道系统包括进气道，空气通过所述进气道流入发动机内部；

压气机系统，所述压气机系统对经由进气道流入发动机的空气进行减速增压；

涵道系统，所述涵道系统包括内涵道与第一外涵道，经压气机系统增压后的空气，分别进入内涵道与第一外涵道；所述第一外涵道靠近压气机系统的位置处设置有第一涵道分流控制阀门；

燃烧室系统，所述燃烧室系统包括第一燃烧室与第二燃烧室，所述第一燃烧室设置在内涵道内部，所述第二燃烧室设置在第一外涵道内部；

涡轮系统，所述涡轮系统设置于内涵道内部，来自第一燃烧室内喷出的高温燃气驱动涡轮系统运转；

尾喷系统，所述尾喷系统包括内涵道尾喷口与外涵道尾喷口，来自第一燃烧室并经过涡轮系统的高温燃气从内涵道尾喷口喷出，来自第二燃烧室的高温燃气从外涵道尾喷口喷出，

传动轴系，所述传动轴系用于连接所述涡轮系统与所述压气机系统。

优选地，所述第二燃烧室为单管燃烧室、环管燃烧室或环形燃烧室中的其中一种。