航空涡轴发动机的低油耗总体气动构型的制作方法

本发明涉及航空涡轴发动机，特别地，涉及一种航空涡轴发动机的低油耗总体气动构型。

背景技术：

1、航空涡轴发动机安装在飞行器上，通过燃烧将燃料中的化学能转变为机械能，为飞行器提供轴功率。耗油率（轴功率对应的燃油消耗量）是航空发动机的重要技术指标，直接影响飞行器的经济性、最大航程和商载能力。

2、现有的发动机总体气动构型如下：

3、1、pt6b/pt6c发动机采用功率后输出、径向进气、两侧排气的方式，发动机进、排气与飞行方向存在偏离，需要通过飞机的进、排气系统对气体流向进行调整，造成较大的进排气损失及装机损失，影响燃气的做功能力，导致涡轴发动机耗油率增加；

4、2、ardiden3系列采用前置式附件传动，为满足结构紧凑性采用了径向进气，要求飞机增加导流装置，实现气流从轴向转为径向，增加了安装损失，影响发动机的功率，导致涡轴发动机耗油率增加；发动机冷端部件采用了导叶不可调节的双级离心压气机，不利于整机性能调试及后续的功率拓展；热端部件采用单级燃气涡轮，单级负荷较高，部件效率较低，直接影响发动机的燃油经济性；

5、3、t700系列发动机采用5级轴流+1级离心组合压气机，较难兼顾气动稳定性和部件效率，压气机流道径向尺寸被压缩，适应性地采用了直流燃烧室，燃烧室总压损失偏大，对发动机功率、耗油率产生不利影响。

6、综上，现有的发动机总体气动构型均存在各自的缺陷，在实现整机低油耗方面仍有提升的空间。

技术实现思路

1、本发明提供了一种航空涡轴发动机的低油耗总体气动构型，以解决现有的发动机总体气动构型在实现整机低油耗方面仍有提升的空间的技术问题。

2、根据本发明的一个方面，提供一种航空涡轴发动机的低油耗总体气动构型，包括布设有轴向进气道的外机匣、与所述轴向进气道连通的组合压气机、与所述组合压气机连通的环形回流燃烧室、与所述环形回流燃烧室连通的双级燃气涡轮、与所述双级燃气涡轮连通的双级动力涡轮、布设于所述外机匣外圆周上的偏置式附件传动组件及动力涡轮贯穿轴，所述轴向进气道沿进气方向收缩，所述组合压气机包括依次布设的与所述轴向进气道连通的下压式进气流道、轴向压缩流道及与所述环形回流燃烧室连通的离心压缩流道，所述轴向压缩流道内布设有进口级叶片、第二级叶片及第三级叶片，所述双级燃气涡轮与所述双级动力涡轮通过过渡段连接，所述双级动力涡轮连接有轴向排气通道。

3、进一步地，所述下压式进气流道相对于轴向方向的倾斜角度为15～20°。

4、进一步地，所述轴向压缩流道内布设有可调导叶，以调节气流相对于所述进口级叶片和/或第二级叶片的攻角。

5、进一步地，所述进口级叶片包括叶身、前缘及用于连接所述叶身与所述前缘的连接段，所述前缘232的厚度为0.2～0.6mm。

6、进一步地，所述连接段233的扩张角为4～9°。

7、进一步地，所述环形回流燃烧室包括与所述外机匣连接的内机匣、布设于所述外机匣上的双油路喷嘴、与所述双油路喷嘴连接的三级涡流器及与所述三级涡流器连接的用于作为燃烧通道的火焰筒。

8、进一步地，所述过渡段与所述外机匣连接，所述过渡段上布设有用于支承所述双级燃气涡轮及所述双级动力涡轮的涡轮端轴承，所述轴向排气通道内布设有不传力排气框架。

9、进一步地，所述不传力排气框架的横截面呈水滴形，所述水滴形的大头端靠近所述双级动力涡轮布设。

10、进一步地，所述双级动力涡轮的动力涡轮叶片上布设有叶冠，所述叶冠上布设有篦齿，所述外机匣上布设有与所述篦齿适配的封严环。

11、进一步地，所述双级燃气涡轮及双级动力涡轮的流道内布设有涡轮导向器，所述涡轮导向器包括标准通道面积组别叶片、小通道面积组别叶片和/或大通道面积组别叶片。

12、本发明具有以下有益效果：

13、1、本发明的航空涡轴发动机的低油耗总体气动构型，采用偏置式附件传动组件，与附件传动布置在发动机进气道前端的结构形式比较，进气气流不需要发生明显转向，使发动机可通过轴向进气道实现轴向进气，轴向进气道与下压式进气流道共同形成轴向的长距离收缩通道，可有效降低气流总压损失，增加发动机整体抗压力畸变能力，在各种进气条件下降低耗油率；同时轴向进气还可充分利用大气与飞行器相对运动产生的冲压效果，获得进气总压收益，降低飞行器前飞时发动机的耗油率，并提高发动机功率；发动机轴功率从后方后输出时，为适应减速装置的空间需要，发动机尾气需要从一侧或两侧排出，会使气流发生转向，导致排气总压损失成倍增加，本实施例采用动力涡轮贯穿轴传扭，发动机轴功率从前方输出，排气不受功率输出以及减速装置的影响，使发动机实现轴向排气，从而降低排气总压损失；采用与组合压气机相配的环形回流燃烧室，相比直流、折流等类型燃烧室，气流通道面积更大，可降低气流速度达20%，将总压损失从4.0%控制为3.5%，在满足冷却引气压力差的条件下实现总压损失的最优控制，使耗油率进一步下降；相比单级燃气涡轮，采用双级燃气涡轮可以降低涡轮的级负荷，且可以在较宽的转速范围内保持高效率，效率可整体提高约3%，同时还能有效降低燃气涡轮出口马赫数约8%，使过渡段进口（与双级燃气涡轮4的燃气涡轮出口44连接处）的气流方向基本与轴向平行（过渡段进口的气流方向与轴向的夹角为5～10°），且气流角沿径向分布更为均匀，有效抑制过渡段内的气动分离，使下游过渡段的气流总压损失从3.5%降低至2%，保证了发动机在飞行包线中的总体耗油率均较低；本发明的航空涡轴发动机的低油耗总体气动构型能降低耗油率，降低空气流量，提升发动机的效率。

14、2、进口级叶片呈“子弹头”型，前缘保持较小的尺寸，可有效降低气流损失，同时连接段的厚度快速增加，可有效提高进口级叶片的刚度，并实现较高的效率，可使全转速范围内的效率平均提高1.2%，最多可提升至1.8%。

15、3、环形回流燃烧室采用双油路喷嘴，结合三级涡流器，使燃烧室出口温度场更为均匀，燃烧室最高出口单点温度相对平均值的差异降低约90℃，可有效减少燃气涡轮冷却气量，冷却气量的减少量相当于发动机总空气流量的1%，可使燃气涡轮效率提高0.8%，耗油率相应降低。

16、4、双级动力涡轮的动力涡轮叶片上布设有叶冠，叶冠上布设有篦齿，外机匣上布设有与篦齿适配的封严环；能有效减少气流泄露，使双级动力涡轮的效率提升2%。

17、5、将过渡段与外机匣连接，过渡段通过三个涡轮端轴承支承双级燃气涡轮及双级动力涡轮，利用涡轮端轴承进行传力及润滑，省去了排气框架的支点功能，可减小排气框架的支板尺寸，从而降低发动机的整体重量，并实现更优的气动设计，进一步降低排气损失。

18、6、不传力排气框架的横截面呈水滴形，水滴形的大头端靠近双级动力涡轮布设，在保证大头端尺寸以降低气流攻角敏感性的同时，逐步减小不传力排气框架中部、尾部的厚度，实现流道扩张，提高排气压力，增大动力涡轮可用功，同时可有效地避免气流分离，能实现排气损失从1.5%降低至0.75%，耗油率下降1.3%。

19、7、双级燃气涡轮及双级动力涡轮的流道内布设有涡轮导向器，通过改变标准通道面积组别叶片、小通道面积组别叶片、大通道面积组别叶片的数量，调整涡轮导向器的通道面积，能适应压气机参数的变化，达到性能最优化匹配。

20、除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。