一种向心式涡轮风扇喷气式发动机
技术领域
本发明涉及发动机领域，具体为一种向心式涡轮风扇喷气式发动机。
背景技术
涡轮风扇发动机，又称“涡扇发动机”，是指由喷管喷射出的燃气与风扇排出的空气共同产生反作用推力的燃气涡轮发动机，由涡轮风扇发动机核心机流出的燃气中的可用能量，一部分用于带动低压涡轮以驱动风扇，一部分在喷管中用以加速喷出的燃气。
相比于其他发动机，涡扇发动机具有推力大、噪音低和飞机航程远等优点。与此同时，涡扇发动机也存在在以下不足：风扇直径大，迎风面积大，因而阻力大，发动机结构复杂，设计难度大，并且传统涡扇发动机的风扇不具有冷却功能，导致风扇使用寿命相对较短。为了解决上述问题，我们对此做出改进，提出一种向心式涡轮风扇喷气式发动机。
发明内容
为了解决上述技术问题，本发明提供了如下的技术方案：
本发明提供一种向心式涡轮风扇喷气式发动机，包括：用于产生高速气流的风扇，所述风扇包括多个呈环形阵列排布且具有冷却功能的扇叶；
用于对气流进行逐级加压的压气机，所述压气机由低压区和高压区组成，并且压气机的低压区与风扇连接；
用于混合燃烧航空燃油和高压气流的燃烧室，所述燃烧室与压气机高压区连通；
用于驱动压气机和风扇并对气流进行降温减压的涡轮机，所述涡轮机由高压区和低压区组成，并且涡轮机的高压区与燃烧室远离压气机的一端连通；
用于排出热空气的排气组件，所述排气组件与涡轮机远离燃烧室的一端连通；
所述风扇、压气机、燃烧室、涡轮机和排气组件的外部设置有内壳，所述内壳的外部设置有符合空气动力学的外壳。
作为本发明的一种优选技术方案，所述扇叶的内部均设置有密封空腔，所述密封空腔内填充有冷却气体。
作为本发明的一种优选技术方案，所述压气机的低压区和高压区相互连通，并且压气机的低压区包括三级低压压气叶轮，所述压气机的高压区包括九级高压压气叶轮。
作为本发明的一种优选技术方案，所述涡轮机的高压区和低压区相互连通，其中涡轮机的高压区包括一级高压涡轮叶轮，所述涡轮机的低压区包括四级低压涡轮叶轮。
作为本发明的一种优选技术方案，所述内壳的外部焊接有连接架，所述连接架的远离内壳的一端与外壳的内壁固定连接。
作为本发明的一种优选技术方案，所述压气机的轴线处固定连接有第一传动轴，所述涡轮机的轴线处固定连接有第二传动轴，所述第一传动轴远离涡轮机的一端与风扇同轴线固定连接，所述第二传动轴远离排气组件的一端与第一传动轴同轴线固定连接。
作为本发明的一种优选技术方案，所述风扇与压气机之间设置有低压轴承，并且风扇通过低压轴承与第一传动轴传动连接。
作为本发明的一种优选技术方案，所述涡轮机与燃烧室之间设置有高压轴承，并且涡轮机通过高压轴承与第二传动轴传动连接。
本发明的有益效果是：该种向心式涡轮风扇喷气式发动机通过风扇、压气机、燃烧室分别对空气进行加速、加压和混合燃烧，燃烧室中的能量经燃烧过程后会被涡轮机提取吸收，燃烧后的高温高压气体会在此过程中降压，从而驱动涡轮机转动，涡轮机通过传动轴带动风扇和压气机运转，实现了能量的循环；此外，风扇扇叶的内部填充有冷却气体，有利于降低风扇工作时的温度，延长风扇的使用寿命。
附图说明
附图用来提供对本发明的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本发明的实施例一起用于解释本发明，并不构成对本发明的限制。在附图中：
图1是本发明一种向心式涡轮风扇喷气式发动机的结构示意图；
图2是本发明一种向心式涡轮风扇喷气式发动机轴线处的剖面图；
图3是本发明一种向心式涡轮风扇喷气式发动机A处的放大结构示意图；
图4是本发明一种向心式涡轮风扇喷气式发动机B处的放大结构示意图；
图5是本发明一种向心式涡轮风扇喷气式发动机扇叶的剖面图；
图中：1、风扇；2、压气机；21、低压压气叶轮；22、高压压气叶轮；3、燃烧室；4、涡轮机；41、高压压气叶轮；42、低压压气叶轮；5、排气组件；6、内壳；7、外壳；8、连接架；9、第一传动轴；10、第二传动轴；11、扇叶；12、密封空腔；13、低压轴承；14、高压轴承。
具体实施方式
以下结合附图对本发明的优选实施例进行说明，应当理解，此处所描述的优选实施例仅用于说明和解释本发明，并不用于限定本发明。
实施例：如图1-图5所示，一种向心式涡轮风扇喷气式发动机，包括用于产生高速气流的风扇1、用于对气流进行逐级加压的压气机2、用于混合燃烧航空燃油和高压气流的燃烧室3、用于驱动压气机2和风扇1并对气流进行降温减压的涡轮机4、用于排出热空气的排气组件5，其中风扇1包括多个呈环形阵列排布且具有冷却功能的扇叶11，所述扇叶11的内部均设置有密封空腔12，所述密封空腔12内填充有冷却气体，有利于降低风扇1工作时的温度，延长了风扇1的使用寿命。
压气机2由低压区和高压区组成，并且压气机2的低压区与风扇1连接，具体为：所述压气机2的低压区和高压区相互连通，并且压气机2的低压区包括三级低压压气叶轮21，所述压气机2的高压区包括九级高压压气叶轮22。
所述燃烧室3与压气机2高压区连通；所述涡轮机4由高压区和低压区组成，并且涡轮机4的高压区与燃烧室3远离压气机2的一端连通，具体为：所述涡轮机4的高压区和低压区相互连通，其中涡轮机4的高压区包括一级高压涡轮叶轮41，所述涡轮机4的低压区包括四级低压涡轮叶轮42。
所述排气组件5与涡轮机4远离燃烧室3的一端连通；所述风扇1、压气机2、燃烧室3、涡轮机4和排气组件5的外部设置有内壳6，所述内壳6的外部设置有符合空气动力学的外壳7。所述内壳6的外部焊接有连接架8，所述连接架8的远离内壳6的一端与外壳7的内壁固定连接。
所述压气机2的轴线处固定连接有第一传动轴9，所述涡轮机4的轴线处固定连接有第二传动轴10，所述第一传动轴9远离涡轮机4的一端与风扇1同轴线固定连接，所述第二传动轴10远离排气组件5的一端与第一传动轴9同轴线固定连接。
所述风扇1与压气机2之间设置有低压轴承13，并且风扇1通过低压轴承13与第一传动轴9传动连接。所述涡轮机4与燃烧室3之间设置有高压轴承14，并且涡轮机5通过高压轴承14与第二传动轴10传动连接。
工作原理：本发明通过风扇1对空气进行加速，通过压气机2对气流进行逐级加压，通过燃烧室3混合燃烧航空燃油和高压气流的混合物，通过涡轮机4对气流进行降温减压并以此驱动压气机2和风扇1，最后通过排气组件5排出热空气。在此过程中，燃烧室3中的能量经燃烧后会被涡轮机4提取吸收，燃烧后的高温高压气体会在吸收过程中降压，从而驱动涡轮机4转动，涡轮机4通过第二传动轴10和第一传动轴带9动风扇1和压气机运2转，实现了能量的循环。相比于传统发动机，本发明具有推进效率高、燃油消耗率低、飞机航程远和使用寿命长等优点。
在本发明的描述中，需要说明的是，术语“竖直”、“上”、“下”、“水平”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
在本发明的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
最后应说明的是：以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换。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。
