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公开(公告)号：CN115217985B
公开(公告)日：2024-08-23
申请号：CN202210520835.4
申请日：2022-05-12
申请人： 中国航发四川燃气涡轮研究院
摘要： 本发明提供了一种用于模式选择阀门组件的密封结构，所述密封结构包括：与模式选择阀门组件的驱动装置连接的联动环、模式选择阀门以及用于密封所述联动环和所述模式选择阀门之间间隙的密封组件。该密封结构采用安装在联动环和风扇出口机匣上的橡胶密封组件与模式选择阀门与联动环局部接触的密封结构方式，实现发动机模式选择阀门组件在作动机构驱动下进行单/双涵道开和关时，减少联动环与阀门处气流的泄漏。该密封结构具备装配结构简单、密封性能好、安全可靠性高以及对阀门和联动环硬基体磨损小的特点。
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公开(公告)号：CN115288881B
公开(公告)日：2024-08-20
申请号：CN202210975030.9
申请日：2022-08-15
申请人： 中国航发湖南动力机械研究所
摘要： 本发明公开了一种三通道并联的涡轮冲压组合发动机、飞行器，所述三通道并联的涡轮冲压组合发动机通过在冲压机匣与中间机匣之间形成外涵道、在中间机匣与涡轮机匣之间形成中涵道、在涡轮机匣内形成内涵道，从而形成三涵道并联的结构形式。并且，通过调整涵道变换器的工作位置可调节外涵道和中涵道之间的气流分配，并配合控制各个燃烧室的工作状态，在从起飞加速至高超声速飞行的过程中，可以实现涡轮冲压组合发动机在四种不同工作模式之间的切换，相比于现有涡轮冲压组合发动机，增加了两种中间工作模式，以便于飞行器进行中间状态巡航工作，而且有利于降低发动机的整体油耗，可以很好地适用于民用高超声速飞机。
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公开(公告)号：CN118369491A
公开(公告)日：2024-07-19
申请号：CN202280081550.3
申请日：2022-12-07
申请人： 赛峰飞机发动机公司
摘要： 飞行器涡轮发动机(10)，飞行器涡轮发动机包括：‑两个同轴环形壁，两个同轴环形壁在它们之间限定了用于主空气流(18)的流动的主环形通道(16)；‑转子叶片装置(30)，转子叶片装置径向延伸穿过第一通道(16)；‑环形分离器(24)，环形分离器被布置在转子叶片装置(30)的下游并且被构造成将主空气流(18)分成两部分以形成次级空气流(20，22)；‑第一可变引导轮叶(40)，第一可变引导轮叶围绕轴分布并且每个第一可变引导轮叶包括位于分离器(24)上游的前缘(40a)以及位于次级空气流(20，22)中的后缘(40b，40c)；‑以及固定引导轮叶(42)，固定引导轮叶在外空气流中并且在第一可变轮叶(40)的下游围绕轴分布。
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公开(公告)号：CN118278179A
公开(公告)日：2024-07-02
申请号：CN202410352159.3
申请日：2024-03-26
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
IPC分类号： G06F30/20 , F02K3/04 , F02K3/075 , F02K1/15 , G06F30/17 , G06F111/04 , G06F119/08 , G06F119/14
摘要： 本申请属于核心机设计领域，为一种变循环核心机的性能匹配及优化方法，通过先分别选取满足小流量工作模式要求的高压压气机和驱动风扇的备选工作点，以及高压涡轮膨胀比；而后对选取的高压压气机和驱动风扇的备用工作点进行任意组合与计算，得到高压涡轮、高压压气机和驱动风扇的其他参数，通过对比筛选，得到满足所有部件小流量工作模式要求的备选工作点组合，并在此基础上根据性能要求进行大流量工作模式的喷管喉部面积筛选，完成变循环核心机的性能匹配。既可以降低研制成本、缩短研制周期，又可以解决由于增加核心机驱动风扇后产生的一系列问题，有利于安全可靠地实现变循环核心机既定的功能和性能要求。
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公开(公告)号：CN118066034A
公开(公告)日：2024-05-24
申请号：CN202410359987.X
申请日：2024-03-27
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
摘要： 本申请属于涡轮发动机设计技术领域，具体涉及一种三转子多级燃烧涡轮发动机及其操控方法，设计调节阀门，控制涡轮发动机进行低马赫数巡航或起飞时，处于小涵道比三级燃烧模式，在进行高马赫数加速或巡航时，处于低压比两级燃烧模式，可有效保证涡轮发动机进行低马赫数巡航或起飞，以及高马赫数加速或巡航的推力及其效率，并能够降低发动机热管理难度，保证与冲压推力的衔接。
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公开(公告)号：CN114856856B
公开(公告)日：2024-04-30
申请号：CN202210489070.2
申请日：2022-05-06
申请人： 中国科学院工程热物理研究所
摘要： 本发明提供了一种高升限低油耗中等涵道比变循环发动机，发动机风扇分成前风扇和后风扇，前风扇分为第一级风扇和第二级风扇，均位于低压涡轮轴上，后风扇分为核心机驱动风扇与高压压气机，并均位于高压涡轮轴上。经第一级风扇增压后的气流分别进入外涵道、内涵道，进入内涵道的气流进入第二级风扇。第二级风扇亦有两个气流出口，分别为第一气流通道以及内涵道，内涵道中的气流进入后风扇的核心机驱动风扇。核心机驱动风扇亦有两个气流出口，分别为第二气流通道以及内涵道，内涵道中的气流进入高压压气机。发动机在不同任务需求下，通过第一、二模式选择阀门分别调节第一、二气流通道，实现发动机总涵道比调节，改变发动机变循环推力。
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公开(公告)号：CN117329022A
公开(公告)日：2024-01-02
申请号：CN202311263981.4
申请日：2023-09-28
申请人： 中国北方发动机研究所
摘要： 本发明提供了一种涡扇发动机涵道比可调机构，包括发动机内部形成的内涵道与外涵道，内涵道内部通过转轴安装扇叶，扇叶位于内涵道口部的外侧、且位于外涵道口部的内侧，内涵道外侧还设有挡风板，外涵道内部设有风量调节环和动力组件，风量调节环在动力组件的驱动下能够改变与挡风板之间的缝隙，从而调节内涵道与外涵道的涵道比。本发明所述的涡扇发动机涵道比可调机构，在调节内外涵道比的时候，通过动力组件推动风量调节环滑动，通过风量调节环与挡风板之间的缝隙大小，来调节外涵道的进风口大小，从而对内外涵道比的大小进行调节，结构简单，易于实现，生产成本低，且方便后期的防护。
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公开(公告)号：CN115839289A
公开(公告)日：2023-03-24
申请号：CN202211262752.6
申请日：2022-10-15
申请人： 中国科学院力学研究所
摘要： 本发明公开了一种共用低压涡轮变循环涡轮火箭发动机和其推力实现方法，该发动机设有两套相互独立的燃气发生器系统：常规高压核心机系统和火箭燃气发生器系统，它们共用一套低压转子系统、分涵道流动系统、复燃增推系统，构成发动机的两种不同工作模式：混合排气涡轮风扇模式和空气涡轮火箭模式；该方法包括：发动机由飞行马赫数2.5以下加速至飞行马赫数2.5以上时由混合排气涡轮风扇模式转换到空气涡轮火箭模式，由飞行马赫数2.5以上减速至飞行马赫数2.5以下时由空气涡轮火箭模式转换到混合排气涡轮风扇模式。本发明采用共用低压涡轮方案，当飞行马赫数达到2.5时，从混合排气涡轮风扇模式转换到空气涡轮火箭模式，发动机稳态推力出现陡升式增大。
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公开(公告)号：CN115750135A
公开(公告)日：2023-03-07
申请号：CN202211072518.7
申请日：2022-09-02
申请人： 通用电气公司
发明人： 大卫·马里恩·奥斯迪克
摘要： 一种限定中心线和周向方向的燃气涡轮发动机，该燃气涡轮发动机包括：涡轮机，涡轮机包括以串行流动顺序布置的压缩机区段、燃烧区段和涡轮区段，涡轮机限定工作气体流动路径和风扇管道流动路径；初级风扇，初级风扇由涡轮机驱动，初级风扇限定初级风扇尖端半径R1和初级风扇毂半径R2；次级风扇，次级风扇位于初级风扇下游并由涡轮机驱动，来自初级风扇的气流的至少一部分被构造为绕过次级风扇，次级风扇限定次级风扇尖端半径R3和次级风扇毂半径R4，其中次级风扇被构造为在操作期间通过风扇管道流动路径提供风扇管道气流以生成风扇管道推力，其中风扇管道推力等于在标准日操作条件期间以额定速度操作燃气涡轮发动机期间的总发动机推力的％Fn3S；其中R1与R3的比等于其中EFP在1.5和11之间，其中RqRPrim.‑Fan是R1与R2的比，并且其中RqRSec.‑Fan是R3与R4的比。
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