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龙图腾网获悉四川大学申请的专利一种新型混动自适应可变涵道比涡扇发动机及调节方法获国家发明授权专利权，本发明授权专利权由国家知识产权局授予，授权公告号为：CN116066256B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2026-02-27发布的发明授权授权公告中获悉：该发明授权的专利申请号/专利号为：202310022538.1，技术领域涉及：F02K7/14；该发明授权一种新型混动自适应可变涵道比涡扇发动机及调节方法是由赵武;白露露;张凯;于淼;郭鑫;李鑫年;薛浩设计研发完成，并于2023-01-08向国家知识产权局提交的专利申请。

本一种新型混动自适应可变涵道比涡扇发动机及调节方法在说明书摘要公布了：本发明公开了一种新型混动自适应可变涵道比涡扇发动机，其包括机匣，设置于机匣内的核心机，设置于核心机前端的外涵道风扇以及设置于核心机后端的加力燃烧室；核心机包括沿轴流方向依次布置的内涵道风扇、内外涵道整流风扇、压气机、燃烧室、高压涡轮和低压涡轮；机匣内部沿轴向形成进气道，经内外涵道整流风扇，将进气道划分为内涵道和外涵道。本发明通过对发动机内部结构的优化能够实现对内外涵道流量的重新分配，从而实现发动机涵道比的调节，达到航空发动机自适应调整的目的，以使飞机在不同使用阶段，实现高推力与低油耗的最佳组合效果。

本发明授权一种新型混动自适应可变涵道比涡扇发动机及调节方法在权利要求书中公布了：1.一种新型混动自适应可变涵道比涡扇发动机，其特征在于，包括机匣1，设置于机匣内的核心机，设置于核心机前端的外涵道风扇2以及设置于核心机后端的加力燃烧室3；所述核心机包括沿轴流方向依次布置的内涵道风扇4、内外涵道整流风扇5、压气机6、燃烧室7、高压涡轮8和低压涡轮9；所述机匣内部沿轴向形成进气道，经内外涵道整流风扇，将进气道划分为内涵道和外涵道； 所述外涵道风扇2由电机10驱动转动，所述电机10安装于壳体内置的电机支撑架11上；所述外涵道风扇2包括环形支撑骨架a2-1、沿环形支撑骨架a周向均匀布置的若干叶片a2-2以及设置环形支撑骨架a一侧的锥形端盖2-3；所述环形支撑骨架a另一侧与电机10驱动连接；所述外涵道风扇的叶片a的叶根距离发动机轴心的垂直距离与内涵道初始段半径之差为内涵道初始段半径的八分之一，而其叶尖距离发动机轴心的垂直距离与相应位置进气道内壁的半径之差为相应位置进气道内壁半径的十分之一； 所述内涵道风扇4包括环形支撑骨架b4-1和沿环形支撑骨架b周向均匀布置的攻角可调的若干叶片b4-2；所述内外涵道整流风扇5呈锥形筒状结构；所述内外涵道整流风扇5的大锥端口朝向气流入口，小锥端口与机匣内安装支架固定连接； 所述内外涵道整流风扇5小锥端外侧周向均匀布置有若干叶片c5-1，叶片c5-1叶尖固定连接于环形支撑骨架c5-2上，叶片c5-1延伸至小锥端口内侧设置的环形支撑骨架d5-3，从而使的内外涵道整理风扇叶片形成内涵道整流部分和外涵道整流部分；所述内涵道风扇位于内外涵道整流风扇内； 所述燃烧室7位于压气机6的后方；所述高压涡轮8通过高压轴8-1驱动连接所述压气机6；所述高压涡轮8还包括高压涡轮转子8-2以及沿高压涡轮转子8-2周向均匀布置的攻角可调的若干涡轮工作叶片a8-3；所述低压涡轮9通过低压轴9-1驱动连接所述内涵道风扇4；所述低压涡轮9还包括低压涡轮转子9-2以及沿低压涡轮转子9-2轴向均匀布置若干层攻角可调的涡轮工作叶片b9-3；所述涡轮工作叶片b9-3可转动的安装于低压涡轮转子上，并沿低压涡轮转子9-2周向均匀分布； 一小涵道比调节 当飞机处于起飞状态，控制电机转速为低速状态，在540rpm-5380rpm，外涵道风扇低速工作将空气吸入进气口，与此同时将高压涡轮与低压涡轮的涡轮工作叶片的攻角调为大攻角状态：涡轮工作叶片a攻角和涡轮工作叶片b攻角为20°-30°，将内涵道风扇叶片攻角调为大攻角状态：内涵道风扇叶片攻角为13°-20°，在燃烧室内注入燃料并点燃；此时由于涡轮工作叶片攻角增大，燃烧室喷出的燃气对涡轮所做的机械功将增大，高压涡轮与低压涡轮的转子转速加快，低压涡轮驱动内涵道风扇转速逐步增大，由于电机驱动外涵道风扇转速较低，且内涵道风扇叶片攻角增大，其旋转下对空气的压缩以及吸引能力更明显，空气未能进入外涵道便被转速较高的内涵道风扇吸入内涵道中；在经过内外涵道整流风扇的内涵道部分整流后进入压气机，由于压气机转子转速加快，故空气被继续压缩，压强逐渐增大，导致燃烧室内的压强增大，压强逐渐增大的燃气以更快的速度做功于涡轮，使得涡轮转速持续加快，如此往复从而使得涡轮后端所喷出的气流速度不断增大，推重比迅速达到起飞条件；这个情况下外涵道通过的空气流量与内涵道通过的空气流量之比较小，为小涵道比0.2-0.3； 二大涵道比调节 当飞机处于匀速航行状态或亚声速航行状态，控制电机转速为高速状态，在6000rpm-18000rpm，外涵道风扇高速工作将空气吸入进气口，与此同时将高压涡轮与低压涡轮的涡轮工作叶片的攻角调为小攻角状态：涡轮工作叶片a攻角和涡轮工作叶片b攻角为6°-10°，将内涵道风扇叶片攻角调为小攻角状态：内涵道风扇叶片攻角为5°-8°，此时由于涡轮工作叶片攻角减小，烧室喷出的燃气对涡轮所做的机械功将减小，高压涡轮与低压涡轮的转子转速相较于起飞状态减慢，低压涡轮驱动内涵道风扇转速逐步减慢，由于电机驱动外涵道风扇转速较高且内涵道风扇叶片攻角减小，其旋转下对空气的压缩以及吸引能力减弱，空气能迅速进入外涵道而少量被转速逐渐减慢的内涵道风扇吸入内涵道中；外涵道中的空气经过内外涵道整流风扇的外涵道部分整流；空气在经过内外涵道整流风扇的内涵道部分整流后进入压气机，由于压气机转子转速减慢，故空气被压缩程度减小，压强逐渐减小，导致燃烧室内的压强减小，压强逐渐减小的燃气以较慢速度做功于涡轮，使得涡轮转速持续减慢；在发动机末端喷气口处，外涵道空气与内涵道气体同时喷出，为飞机提供稳定的推力使得其稳定航行；这个情况下外涵道通过的空气流量与内涵道通过的空气流量之比较大，为大涵道比4-8； 当飞机处于突然加速以及超声速飞行的状态下，控制电机转速为低速状态，在540rpm-5380rpm，外涵道风扇低速工作将空气吸入进气口，与此同时将高压涡轮与低压涡轮的涡轮工作叶片的攻角调为大攻角状态：涡轮工作叶片a和涡轮工作叶片b攻角为20°-30°，将内涵道风扇叶片攻角调为大攻角状态：内涵道风扇叶片攻角为13°-20°，在燃烧室内注入燃料并点燃；此时由于涡轮工作叶片攻角增大，燃烧室喷出的燃气对涡轮所做的机械功将增大，高压涡轮与低压涡轮的转子转速加快，低压涡轮驱动内涵道风扇转速逐步增大，由于电机驱动外涵道风扇转速较低，且内涵道风扇叶片攻角增大，其旋转下对空气的压缩以及吸引能力更明显，空气未能进入外涵道便被转速较高的内涵道风扇吸入内涵道中；经过内外涵道整流风扇的内涵道部分整流后进入压气机，由于压气机转子转速加快，故空气被继续压缩，压强逐渐增大，导致燃烧室内的压强增大，压强逐渐增大的燃气以更快的速度做功于涡轮，使得涡轮转速持续加快，如此往复从而使得涡轮后端所喷出的气流速度不断增大，推重比迅速达到加速条件；这个情况下外涵道通过的空气流量与内涵道通过的空气流量之比较小，为小涵道比0.2-0.3。

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