本发明涉及一种涡轮发动机，具体来说是一种涡轮发动机一二次流组合变循环方法。
背景技术：
宽速域和长航程兼备的飞机设计中，动力装置至关重要：宽速域要求小涵道比、低增压比、高涡轮前温度；长航程要求大涵道比、高增压比、适中涡轮前温度。变循环发动机是实现这些相互矛盾要求的极具前景的动力装置。20世纪60年代，美国通用电气公司首先提出了变循环发动机(vce)的概念，目的是想结合涡喷和涡扇发动机的技术优势，在同一台发动机上实现涡喷和涡扇循环。迄今，vce技术已有近60年的探索研究与发展历程。并针对超音速运输类飞机和战斗机动力系统需求，发展出双外涵、三外涵自适应变循环等基于不同几何调节方法的变循环技术方案。
根据涡轮发动机工作原理，影响航空燃气涡轮发动机空域、速域、效率指标进一步提升的三个最重要参数是涵道比、总增压比、涡轮前温度。但现有的变循环发动机受技术路线的局限，只能小幅度改变发动机涵道比调节范围，对扩大发动机增压比调节范围和提升涡轮前温度几乎没有作用，无法有效增加变循环发动机速域范围和提高循环效率。总体而言，传统变循环发动机的局限性表现在两个方面：
(1)针对高速飞行需求，无法有效拓宽工作增压比范围和提高涡轮前总温，导致速域和空域范围受限。传统变循环发动机为保证低速经济性，会采用较高的设计增压比，而基于外涵道变几何为主的技术路线，并不能对动力循环增压比进行有效调节，这将导致高速飞行时燃烧室加热量不足，如图1所示，从而导致发动机高速飞行的循环功不足和推力过早过快的衰减。因此，要突破传统变循环发动机3.2ma的速域极限，必须在大幅度拓宽压气机增压比范围的同时提高涡轮前温度水平。
(2)针对低速飞行需求，无法有效提高工作增压比和涵道比，导致低速耗油率降幅受限。传统变循环发动机为扩大速域，高速飞行时需要采用涡喷动力循环。受机匣尺寸的限制和外涵道变几何技术的局限，涵道比的极限变化幅度无法超过1.3，也无法有效调节增压比，这使低速飞行时的循环热效率和推进效率的难以得到有效提升，如图2所示(图2中，t0为环境温度，t2为常规变循环发动机压气机出口温度，t2.i为期望的压气机出口温度)。因此，要显著降低传统变循环发动机低速耗油率，突破航程极限，必须在大幅度增加发动机涵道比的同时提高其增压比。
综上，以外涵道几何调节为主的传统变循环发动机技术路线，存在可调涵道比范围受限，可调增压比范围、涡轮前温度上限均难以扩大的“痛点”问题，极大的限制了变循环发动机速域、空域范围和航程极限。因此，必须从源头上颠覆传统变循环的思路和方法，提出新概念、新原理、新方案，才能有望突破现有涡轮发动机空域、速域极限，并兼顾长航程需求。
技术实现要素：
为突破变循环发动机的上述速域、空域及耗油率的性能瓶颈，针对现有变循环发动机方案可调涵道比、增压比可调范围、涡轮前温度受限的“痛点”，本发明提出一种涡轮发动机一二次流组合变循环方法，从源头上改变了传统变循环的思路和方法，可以大幅度突破变循环发动机循环参数的可调范围极限，实现跨速域与长航程兼顾。
本发明涡轮发动机一二次流组合变循环方法，在高速飞行模式下,流经进气道和风扇的气流分成两股，令分别为气流a与气流b。其中气流a直接进入涡轮发动机的燃烧室、并顺次流经低压涡轮和尾喷管；由此，由进气道、风扇、燃烧室、低压涡轮、尾喷管共同构成一次流的布莱顿循环，产生推力。气流b用作二次流空气系统冷气，依次经过高压压气机、空-空换热器、高压涡轮构成冷气制冷循环后，将进入高压压气机的部分降温。
在低速飞行模式下，流经进气道和风扇的气流分成两股；同样令分别为气流a与气流b；其中气流a直接导向外涵道。气流b首先流入高压压气机，经高压压气机增压后，直接进入燃烧室；燃烧室出口的气流首先进入高压涡轮膨胀做功，再进入低压涡轮。
本发明的优点在于：
1、本发明涡轮发动机一二次流组合变循环方法，可实现发动机涵道比大范围可调(0-4)、增压比大范围可调(2-40)、涡轮前温度极限大幅度提升(～2400k)
2、本发明涡轮发动机一二次流组合变循环方法，可以将变循环涡轮发动机理论速域范围由(0-3.2ma)扩大至(0-5ma)；
3、本发明涡轮发动机一二次流组合变循环方法，可以将变循环涡轮发动机亚音巡航耗油率降低15％以上。
附图说明
图1为传统变循环发动机速域受限原理图；
图2为传统变循环发动机热效率受限原理图；
图3为本发明采用一二次流组合变循环的涡轮发动机高速飞行模式原理示意图；
图4为本发明采用一二次流组合变循环的涡轮发动机高速飞行模式循环功增大原理；
图5为本发明采用一二次流组合变循环的涡轮发动机低速飞行模式原理示意图；
图6为本发明采用一二次流组合变循环的涡轮发动机低速飞行模式热效率增大原理。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作进一步详细说明。
本发明涡轮发动机一二次流组合变循环方法，设计采用低设计增压比的大流量风扇和高设计增压比的小流量的核心高压压气机组成涡轮发动机中的压缩系统。同时，在高速和低速状态下，分别设计了不同的热力循环模式，以兼顾超高速和长航程需求。在两种工作模式下的热力循环模式具体如下：
a、高速飞行模式(涡喷模式，ma>1.5)。
设计流经进气道和风扇的气流分成两股，其中风扇末级大部分气流(约80％)直接进入涡轮发动机的燃烧室、并顺次流经低压涡轮和尾喷管。这样，由进气道、风扇、燃烧室、低压涡轮、尾喷管共同构成一次流的布莱顿循环，以产生推力。
风扇末级小部分气流(约20％)被用作二次流空气系统冷气，依次经过高压压气机、空-空换热器、高压涡轮构成冷气制冷循环后，大幅度提升冷气品质和冷却效果，如图3所示。二次流冷气制冷循环所需功率通过变速驱动装置从一次流循环中提取。通过上述设计，使发动机在高速飞行模式下成为一个低增压比、高涡轮前温度的涡轮发动机。
由于在高速飞行模式下只有风扇参与一次流压缩过程，发动机的增压比会显著低于常规变循环发动机。同时，由于二次流制冷循环使得冷气品质大幅度提高，在相同材料水平下，可以实现比常规变循环发动机更高的涡轮前温度。因此，高速飞行模式下，发动机将实现比常规变循环发动机更高的循环功，如图4所示。不仅如此，发动机高速模式的低增压比还有利于增加发动机高速飞行的流通能力，进而大幅度提升了高速推力和速域范围。经性能评估，在不加力的条件下发动机可支持最高5ma的超高速巡航。
b、低速飞行模式(涡扇模式，ma<1.5)。
通过由模式转换阀、可调涵道引射器等构成的变循环机构的模式切换(参考：解俊琪,贾志刚,袁善虎.变循环发动机调节机构研究现状[j].航空动力,2019(04):43-46.)，通过使风扇末级大部分气流(近80％)不直接进入燃烧室，直接导向外涵道；
风扇末级小部分气流(约20％)首先流入高压压气机，经高压压气机增压后，直接进入燃烧室；燃烧室出口的气流首先进入高压涡轮膨胀做功，再进入低压涡轮，如图5所示。通过上述设计，使高压压气机、高压涡轮从二次流制冷循环的部件转变成一次流内涵道布莱顿循环的部件。
由于在低速飞行模式下，流向外涵道的气流流量将是内涵道气流流量的4倍以上(相当于涵道比>4的大涵道比涡扇发动机)，远远超过了常规变循环发动机可调涵道比最高为1的极限，大幅度提高了低速飞行时的推进效率。不仅如此，在低速飞行模式下风扇与压气机都参与一次流压缩过程，发动机总增压比可超过30，因此，涡扇循环热效率也将显著高于常规变循环发动机，如图6所示。这将大幅度改善发动机低速飞行模式的经济性。经性能评估，在11公里、0.8ma的亚音巡航状态下，比国外先进变循环发动机方案的航程提高15％以上。
1.一种涡轮发动机一二次流组合变循环方法，其特征在于：
在高速飞行模式下,流经进气道和风扇的气流分成两股，令分别为气流a与气流b；其中气流a直接进入涡轮发动机的燃烧室、并顺次流经低压涡轮和尾喷管；由此，由进气道、风扇、燃烧室、低压涡轮、尾喷管共同构成一次流的布莱顿循环，产生推力；气流b用作二次流空气系统冷气，依次经过高压压气机、空-空换热器、高压涡轮构成冷气制冷循环后，再用于冷却高压涡轮叶片等热端部件；
在低速飞行模式下，流经进气道和风扇的气流分成两股；同样令分别为气流a与气流b；其中气流a直接导向外涵道；气流b首先流入高压压气机，经高压压气机增压后进入燃烧室；燃烧室出口的气流首先进入高压涡轮膨胀做功，再进入低压涡轮。
2.如权利要求1所述一种涡轮发动机一二次流组合变循环方法，其特征在于：采用低设计增压比的大流量风扇和高设计增压比的小流量的核心压气机组成涡轮发动机中的压缩系统，且高压压气机、高压涡轮可在一次流内涵道布莱顿循环的部件和二次流制冷循环的部件间相互转变。
3.如权利要求1所述一种涡轮发动机一二次流组合变循环方法，其特征在于：高速飞行模式下，通过冷气制冷循环将二次流冷气降温，提高发动机冷气品质和涡轮前温度。
4.如权利要求1所述一种涡轮发动机一二次流组合变循环方法，其特征在于：在高速与低速飞行模式下,两股气流中，气流a与气流b大约分别占气流总量的80％与20％。
技术总结