一种大涵道比航空发动机前置功率提取方法及系统

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），所述发电机（11）为永磁式电机或三级式电机，所述承力支板（8）为中空结构，用于布置功率传输电缆和电机控制电缆，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；所述前置功率传输装置位于所述内机匣（4）后端内腔，设置在低压转子与发电机之间，包括依次连接的驱动轴（5）和功率输出轴（7），所述驱动轴（5）的一端设置在低压转子叶盘上，另一端与功率输出轴（7）连接，所述功率输出轴（7）的另一端与所述发电机连接，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）。 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。 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）。