一种大涵道比航空发动机前置功率提取方法及系统与流程

1.本发明属于航空发动机领域，涉及发动机功率提取设计技术，具体为一种大涵道比航空发动机前置功率提取方法及系统。


背景技术：

2.随着通信技术以及计算机技术和机载激光武器的发展，飞机对电功率的需求不断增大，使得航空发动机正面临着日趋增强的功率提取(即通过发动机驱动发电机产生电能，发动机消耗的这一部分能量就称为功率提取)需求问题。
3.例如，飞机在高空执行飞行任务时，当涡轮产生的功降低，会使得发动机提取功率能力下降，此时如果继续大功率提取，则将导致发动机喘振裕度不足影响飞行安全，若要保证飞行安全则将无法满足飞机大功率提取需求。再例如，现代航空发动机主要采用双转子结构形式，发动机功率提取主要来自于高压转子，其中，中小推力发动机在高空状态工作时，由于涡轮发出的功率小，从高压转子提取足够的功率时会使得压气机的裕度明显降低。
4.同时，目前也没有针对大涵道比航空发动机设计前置低压功率提取方法。


技术实现要素：

5.本发明的目的在于公开一种大涵道比航空发动机前置功率提取方法及系统，该方法及系统能够解决无法保证飞行安全的前提下满足飞机对功率的需求，同时还能够解决功率提取系统的安装以及工作可靠性问题。
6.实现发明目的的技术方案如下：
7.第一方面，本发明提供了一种大涵道比航空发动机前置功率提取系统，包括低压转子前置功率提取子系统，所述低压转子前置功率提取子系统包括支撑结构、前置功率传输装置。
8.其中，所述支撑结构包括同轴的外机匣和内机匣，所述外机匣与风扇机匣连接，所述内机匣前端与所述外机匣经承力支板连接，所述内机匣后端与所述低压转子叶盘搭接，且所述内机匣前端内腔装配有发电机。由于低压转子转速较低，可提取功率低，因此导致发电机较重和尺寸较大，因此，为保证发电机可靠安装及传力，因此发电机安装在承力支板处，加之承力支板与风扇转子叶片之间的轴向距离较远，导致电机与低压转子间功率传输装置长度较长。
9.进一步地，所述承力支板与风扇转子叶片之间的轴向距离为1～2倍所述风扇转子叶片弦长，以保证风扇转子气动稳定性。
10.进一步地，所述前置功率传输装置位于所述内机匣后端内腔，且所述前置功率传输装置一端与所述发电机连接，另一端与所述低压转子叶盘连接。
11.更进一步地，所述前置功率传输装置位于低压转子与发电机之间，同时解决传输装置长度较长引起的安装及传输稳定性，设计前置功率传输系统，前置功率传输系统包括依次连接的驱动轴，所述驱动轴另一端设置在低压转子叶盘上，另一端与功率输出轴连接，
且所述功率输出轴的另一端与所述发电机连接。
12.优选的，所述驱动轴与所述功率输出轴之间设有膜盘联轴器。
13.进一步地，所述低压转子前置功率提取子系统还包括冷却结构，所述冷却结构包括位于所述承力支板内腔的冷却排气管、冷却供气管，且所述外机匣和所述内机匣上开设有所述冷却排气管和所述冷却供气管穿过的通孔。
14.进一步地，所述低压转子前置功率提取子系统还包括进气帽罩，所述进气帽罩设置在所述支撑结构前端；
15.所述进气帽罩和/或所述承力支板上设有加热件，加热件为金属电阻丝、金属电阻片、金属电阻膜中任意一种。
16.第二方面，本发明提供了一种大涵道比航空发动机前置功率提取方法，包括前置功率提取方式设计步骤、前置功率提取系统设计步骤；
17.所述前置功率提取方式设计步骤，包括：高压转子功率提取与低压转子功率提取分配；
18.所述前置功率提取系统设计，包括：对低压转子前置功率提取子系统中功率输出结构、支撑结构、冷却结构中任意一种或多种设计。
19.进一步地，所述高压转子功率提取与低压转子功率提取分配，包括：依据发动机性能、高压转子功率限值、高压转子与低压转子性能匹配，且以满足发动机部件效率、发动机转子部件失稳边界裕度条件下，获取低压转子功率提取范围。
20.与现有技术相比，本发明的有益效果是：本发明设计的发动机前置功率提取系统及方法，通过低压转子辅助提取部分前置功率，在降低压气机的裕度的情况下确保航空发动机的用电需求。同时以系统工程的角度，对低压转子前置功率提取子系统进行设计，特别是对其支撑结构、冷却结构、前置功率传输结构等进行设计，本发明设计的前置功率提取系统具有以下优点：
21.1.通过支撑结构的设计解决了大涵道比航空发动机低压转子转速低、电机方案较大无法进行内置的技术难题，以及常规支撑结构带来的气动激励、防冰等问题；
22.2.前置功率传输结构采用三段设计，解决了航空发动机机电转换带来的转子动力学问题；
23.本发明设计的系统及方法在某型涡扇发动机的研制过程中得到了应用，是一种高可靠性的大涵道比航空发动机功率提取技术，弥补了行业的空白，具有重要指导意义。
附图说明
24.为了更清楚地说明本发明实施例技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍。
25.图1为具体实施方式中大涵道比航空发动机前置功率提取系统的低压转子前置功率提取子系统的示意图；
26.其中，1、风扇机匣；2、外机匣；3、风扇转子叶片；4、内机匣；5、驱动轴；6、膜盘联轴器；7、功率输出轴；8、承力支板；9、冷却排气管；10、加热件；11、发电机；12、进气帽罩；13、加热电缆；14、冷却供气管；15、功率传输电缆；16、电机控制电缆。
具体实施方式
27.下面结合具体实施例来进一步描述本发明，本发明的优点和特点将会随着描述而更为清楚。但这些实施例仅是范例性的，并不对本发明的范围构成任何限制。本领域技术人员应该理解的是，在不偏离本发明的精神和范围下可以对本发明技术方案的细节和形式进行修改或替换，但这些修改和替换均落入本发明的保护范围内。
28.实施例1：
29.本实施例提供了一种大涵道比航空发动机前置功率提取方法，包括前置功率提取方式设计步骤、前置功率提取系统设计步骤；
30.其中，所述前置功率提取方式设计步骤，包括：高压转子功率提取与低压转子功率提取分配。
31.本步骤中，所述高压转子功率提取与低压转子功率提取分配，包括：依据发动机性能、高压转子功率限值、高压转子与低压转子性能匹配，且以满足发动机部件效率、发动机转子部件失稳边界裕度条件下，获取低压转子功率提取范围。
32.其中，所述前置功率提取系统设计，包括：对低压转子前置功率提取子系统中功率输出结构、支撑结构、冷却结构中任意一种或多种设计。
33.可选地，由于大涵道比航空发动机的转速低、可提取功率低，因此本实施例中选用较大体积的永磁式或三级式电机提取功率。
34.可选地，通过综合考虑电机发热量、结构设计、外部系统布局等因素，以及发动机可引气位置压力较高情况，本具体实施方式选用空气冷却方式满足电机冷却需求。
35.实施例2：
36.本实施例提供了一种大涵道比航空发动机前置功率提取系统，发动机前置功率提取系统包括高压转子前置功率提取子系统，高压转子前置功率提取子系统采用已有的设计方式，本实施例中不再对其描述。
37.发动机前置功率提取系统还包括低压转子前置功率提取子系统，所述低压转子前置功率提取子系统包括支撑结构、前置功率传输装置。
38.其中，本具体实施方式中发电机11采用前托+后固定方式进行安装，具体的，参见图1所示，所述支撑结构包括同轴的外机匣2和内机匣4，所述外机匣2与风扇机匣1连接，所述内机匣4前端与所述外机匣2经承力支板8连接。所述内机匣4后端与所述低压转子叶盘搭接，且所述内机匣4前端内腔装配有所述发电机11。承力支板8沿周向分布，其能够降低发动机工作时发电机11的振动响应。外机匣2与内机匣4之间形成外流道进气壁面、外机匣2与风扇机匣1通过螺栓连接连接，可以将整个支撑结构产生的载荷传递给发动机传力系统。
39.在本实施例中，所述承力支板8为中空结构，其用于功率传输电缆15、电机控制电缆16等电缆线的引线布置。
40.进一步地，发动机工作时，气流分离产生的激振力会对风扇转子振动产生影响，且经气动分析结果表明，在合理设计承力支板8形状的前提下，承力支板8与风扇转子叶片3之间轴向距离的设置也能有效减小气动激励影响，因此本实施例中，使承力支板8与风扇转子叶片3之间的轴向距离为1～2倍所述风扇转子叶片3弦长，承力支板8与风扇转子叶片3之间的轴向距离在1.5～2倍时最佳。
41.进一步地，参见图1所示，所述前置功率传输装置位于所述内机匣4后端内腔，且所
述前置功率传输装置一端与所述发电机11连接，另一端与所述低压转子叶盘连接。
42.更进一步地，参见图1所示，所述前置功率传输装置位于低压转子与发电机11之间，包括依次连接的驱动轴5，所述驱动轴5另一端设置在低压转子叶盘上，另一端与功率输出轴7连接，且所述功率输出轴7的另一端与所述发电机11连接。
43.优选的，参见图1所示，所述驱动轴5与所述功率输出轴7之间设有膜盘联轴器6，前置功率提取时，膜盘联轴器6可以产生柔性变形，用于抵消低压转子偏心以及前置功率传输装置工作不稳定的问题。
44.进一步地，所述低压转子前置功率提取子系统还包括冷却结构，参见图1所示，所述冷却结构包括位于所述承力支板8内腔的冷却排气管9、冷却供气管14，且所述外机匣2和所述内机匣4上开设有所述冷却排气管9和所述冷却供气管14穿过的通孔。
45.进一步地，参见图1所示，所述低压转子前置功率提取子系统还包括进气帽罩12，所述进气帽罩12设置在所述支撑结构前端。
46.更进一步地，参见图1所示，所述进气帽罩12和/或所述承力支板8上设有加热件10，加热件10能够在航空发动机需要进行防冰时，由发动机传递控制信号，由发电机供电进行加热防冰。在本具体实施方式中，加热件10可以选用为金属电阻丝、金属电阻片、金属电阻膜中任意一种，加热件10经加热电缆13与发电机11连接。
47.本发明设计的发动机前置功率提取系统及方法，通过低压转子辅助提取部分前置功率，在降低压气机的裕度的情况下确保航空发动机的用电需求。同时以系统工程的角度，对低压转子前置功率提取子系统进行设计，特别是对其支撑结构、冷却结构、前置功率传输结构等进行设计，本发明设计的前置功率提取系统具有以下优点：
48.1.通过支撑结构的设计解决了大涵道比航空发动机低压转子转速低、电机方案较大无法进行内置的技术难题，以及常规支撑结构带来的气动激励、防冰等问题；
49.2.前置功率传输结构采用三段设计，解决了航空发动机机电转换带来的转子动力学问题；
50.本发明设计的系统及方法在某型涡扇发动机的研制过程中得到了应用，是一种高可靠性的大涵道比航空发动机功率提取技术，弥补了行业的空白，具有重要指导意义。
51.以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
52.此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。

技术特征：
1.一种大涵道比航空发动机前置功率提取系统，其特征在于，包括低压转子前置功率提取子系统，所述低压转子前置功率提取子系统包括支撑结构、前置功率传输装置；所述支撑结构包括同轴的外机匣(2)和内机匣(4)，所述外机匣(2)与风扇机匣(1)连接，所述内机匣(4)前端与所述外机匣(2)经承力支板(8)连接，所述内机匣(4)后端与所述低压转子叶盘搭接，且所述内机匣(4)前端内腔装配有发电机(11)。2.根据权利要求1所述的大涵道比航空发动机前置功率提取系统，其特征在于：所述承力支板(8)与风扇转子叶片(3)之间的轴向距离为1～2倍所述风扇转子叶片(3)弦长。3.根据权利要求1所述的大涵道比航空发动机前置功率提取系统，其特征在于：所述前置功率传输装置位于所述内机匣(4)后端内腔，且所述前置功率传输装置一端与所述发电机(11)连接，另一端与所述低压转子叶盘连接。4.根据权利要求3所述的大涵道比航空发动机前置功率提取系统，其特征在于：所述前置功率传输装置位于低压转子与发电机之间，包括依次连接的驱动轴(5)，所述驱动轴(5)另一端设置在低压转子叶盘上，另一端与功率输出轴(7)连接，且所述功率输出轴(7)的另一端与所述发电机连接。5.根据权利要求4所述的大涵道比航空发动机前置功率提取系统，其特征在于：所述驱动轴(5)与所述功率输出轴(7)之间设有膜盘联轴器(6)。6.根据权利要求1～5任一项所述的大涵道比航空发动机前置功率提取系统，其特征在于：所述低压转子前置功率提取子系统还包括冷却结构，所述冷却结构包括位于所述承力支板(8)内腔的冷却排气管(9)、冷却供气管(14)，且所述外机匣(2)和所述内机匣(4)上开设有所述冷却排气管(9)和所述冷却供气管(14)穿过的通孔。7.根据权利要求6所述的大涵道比航空发动机前置功率提取系统，其特征在于：所述低压转子前置功率提取子系统还包括进气帽罩(12)，所述进气帽罩(12)设置在所述支撑结构前端；所述进气帽罩(12)和/或所述承力支板(8)上设有加热件(10)。8.一种大涵道比航空发动机前置功率提取方法，其特征在于，包括前置功率提取方式设计步骤、前置功率提取系统设计步骤；所述前置功率提取方式设计步骤，包括：高压转子功率提取与低压转子功率提取分配；所述前置功率提取系统设计，包括：对低压转子前置功率提取子系统中功率输出结构、支撑结构、冷却结构中任意一种或多种设计。9.根据权利要求8所述的大涵道比航空发动机前置功率提取方法，其特征在于：所述高压转子功率提取与低压转子功率提取分配，包括：依据发动机性能、高压转子功率限值、高压转子与低压转子性能匹配，且以满足发动机部件效率、发动机转子部件失稳边界裕度条件下，获取低压转子功率提取范围。

技术总结
本发明提供了一种大涵道比航空发动机前置功率提取方法及系统，包括低压转子前置功率提取子系统，包括支撑结构，所述支撑结构包括同轴的外机匣和内机匣，所述外机匣与风扇机匣连接，所述内机匣前端与所述外机匣经承力支板连接，所述内机匣后端与所述低压转子叶盘搭接，且所述内机匣前端内腔装配有所述发电机。方法包括包括前置功率提取方式设计步骤、前置功率提取系统设计步骤；所述前置功率提取方式设计步骤，包括：高压转子前置功率与低压转子前置功率提取分配。本发明设计的方法及系统通过前置功率提取方式提取低压转子功率，在保证压气机的裕度的情况下确保航空发动机的用电需求，弥补了行业的空白，具有重要指导意义。具有重要指导意义。具有重要指导意义。


技术研发人员：赵丹 伏宇 项英 董瀚斌 许亮亮 邵剑波 黄发
受保护的技术使用者：中国航发四川燃气涡轮研究院
技术研发日：2023.02.24
技术公布日：2023/6/28