一种分布式电推进飞机制造技术

本实用新型专利技术公开了一种分布式电推进飞机，包括：机身、两个高升力机翼、T型尾翼和尾部涡扇发动机，两个高升力机翼对称设置在机身展向方向两侧，尾部涡扇发动机贴合在机身航向方向机尾部，T型尾翼设置在机身尾部竖直方向上，且T型尾翼位于尾部涡扇发动机上方。本实用新型专利技术将发动机设置在机身尾部，利用边界层吞吸技术可以有效减小飞机阻力，从而减小分布式电推进飞机所需的功率，提高了电动飞机的航时，具有很强的实用性。

A Distributed Electric Propulsion Aircraft

The utility model discloses a distributed electric propulsion aircraft, which comprises a fuselage, two high lift wings, a T-tail wing and a tail turbofan engine. Two high lift wings are symmetrically arranged on both sides of the fuselage extension direction, the tail turbofan engine is attached to the tail of the fuselage heading direction, the T-tail wing is located in the vertical direction of the tail of the fuselage, and the T-tail wing is located in the tail turbofan engine. Upper. The utility model sets the engine at the tail of the fuselage, uses the boundary layer swallowing technology to effectively reduce the resistance of the aircraft, thereby reducing the power required by the distributed electric propulsion aircraft, and improves the navigation time of the electric aircraft, which has strong practicability.

【技术实现步骤摘要】
一种分布式电推进飞机
本技术涉及飞机制造
，更具体的说是涉及一种应用边界层吞吸技术(BLI)的分布式电推进飞机。
技术介绍
近年来，分布式电推进飞机开始发展，在2017国际电动航空论坛上，分布式电推进飞机受到了大家的一致认可。现如今，世界各地很多机构都在研究分布式电推进技术：如美国NASA的X-57、“雷击”，德国Lilium公司的“百合”号飞机，法国的“安倍”，空客的Vahana等，都已经获得了实质性的进展。虽然分布式电推进技术充分利用电能的无标度性，增多推进装置来产生特殊的推进效益。但是，由于电池的能力密度比较低，电动飞机的航时、航程较短，实用性不强。因此，如何提供一种实用性强的分布式电推进飞机是本领域技术人员亟需解决的问题。
技术实现思路
有鉴于此，本技术提供了一种结合BLI技术的分布式电推进飞机，可以有效减小飞机阻力，从而减小分布式电推进飞机所需的功率，提高了电动飞机的航时，这对分布式电推进飞机应用于实际有很大的裨益，具有很强的实用性。为了实现上述目的，本技术采用如下技术方案：一种分布式电推进飞机，包括：机身、两个高升力机翼、T型尾翼和尾部涡扇发动机，两个所述高升力机翼对称设置在所述机身展向方向两侧，所述尾部涡扇发动机贴合在所述机身航向方向机尾部，所述T型尾翼设置在所述机身尾部竖直方向上，且所述T型尾翼位于所述尾部涡扇发动机上方。进一步，所述高升力机翼的翼展为32m～36m，且展弦比大于10。进一步，所述T型尾翼包括垂直尾翼和水平尾翼，所述垂直尾翼和所述水平尾翼一体连接，且所述水平尾翼位于所述尾部涡扇发动机上缘2.5m以上。进一步，两个所述高升力机翼均包括机翼本体、巡航螺旋桨、巡航短舱、多个高升力螺旋桨和多个高升力螺旋桨短舱，其中，所述巡航短舱位于所述机翼本体的翼梢，所述巡航螺旋桨设置在所述巡航短舱上；多个所述高升力螺旋桨短舱等间距设置在所述机翼本体上，且位于所述巡航短舱内侧，多个所述高升力螺旋桨对应铰接在多个所述高升力螺旋桨短舱上；所述巡航螺旋桨和多个所述高升力螺旋桨均位于所述机翼本体的前缘。进一步，所述高升力螺旋桨的直径为0.8m～1.2m，所述巡航螺旋桨的直径为1.2m～1.4m。进一步，所述高升力螺旋桨的数量大于5个，且对称分布在两侧的所述机翼本体上。进一步，还包括发电机，所述发电机位于所述机身的机尾内部。进一步，所述尾部涡扇发动机包括进气道、机壳、风扇、压气机、涡轮、尾喷管和传动轴，所述进气道位于所述机壳的前部，且所述进气道通过紧固件贴合在所述机身机尾部的圆周方向上，所述尾喷管位于所述机壳的后部，所述传动轴依次连接有所述发电机、所述风扇、所述压气机和所述涡轮，且所述风扇、所述压气机和所述涡轮均位于所述机壳内。经由上述的技术方案可知，与现有技术相比，本技术公开提供了一种分布式电推进飞机，结合边界层吞吸技术(BLI)，将尾部涡轮发动机放置在机身边界层流动的路径上，流速缓慢的边界层会流入或被吸入尾部涡轮发动机内，然后和空气混合、加速、燃烧，并从尾部涡轮发动机后缘喷射而出。由于这些流速较慢的边界层经尾部涡轮发动机加速，从而很大程度上减小了阻力，通过较小的推力就能推进飞机飞行。附图说明为了更清楚地说明本技术实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本技术的实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据提供的附图获得其他的附图。图1附图为本技术提供的一种分布式电推进飞机结构示意图。图2附图为本技术提供的一种分布式电推进飞机的正视图。图3附图为本技术提供的尾部涡扇发动机内部图。图4附图为本技术提供的尾部涡扇发动机横切面图。图5附图为本技术提供的高升力螺旋桨展开示意图。图6附图为本技术提供的高升力螺旋桨折叠示意图。其中，各部件表示：1、机身，2、高升力机翼，20、机翼本体，21、巡航螺旋桨，22、巡航短舱，23、高升力螺旋桨，24、高升力螺旋桨短舱，3、T型尾翼，31、垂直尾翼，32、水平尾翼，4、尾部涡扇发动机，40、进气道，41、机壳，42、风扇，43、压气机，44、涡轮，45、尾喷管，46、传动轴，5、紧固件，6、发电机。具体实施方式下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本技术保护的范围。本技术实施例公开了一种分布式电推进飞机，参考附图1-6，包括：机身1、两个高升力机翼2、T型尾翼3、尾部涡扇发动机4、紧固件5和发电机6，两个高升力机翼2对称设置在机身1展向方向两侧，尾部涡扇发动机4贴合在机身1航向方向机尾部，T型尾翼3设置在机身1尾部竖直方向上，且T型尾翼3位于尾部涡扇发动机4上方，发电机6位于机身1机尾内部；其中，尾部涡扇发动机4包括进气道40、机壳41、风扇42、压气机43、涡轮44、尾喷管45和传动轴46，进气道40位于机壳41的前部，且进气道40通过紧固件5贴合在机身1机尾部的圆周方向上，尾喷管45位于机壳42的后部，传动轴46依次连接有发电机6、风扇42、压气机43和涡轮44，且风扇42、压气机43和涡轮44均位于机壳41内。尾部涡扇发动机4的工作过程为：燃烧室内煤油燃烧的高温使位于燃烧室后部的涡轮44转动，又因为涡轮44与压气机43和风扇42连在同一个传动轴46上，因此，涡轮44带动前方的风扇42转动，风扇42贴近机身1，进而将机身1边界层流动的气流吸入进气道40内，并通过压气机43的压缩，将空气密度增大，温度升高，进而进入燃烧室，在燃烧室中与煤油混合燃烧，燃烧的高温使空气膨胀冲击燃烧室后方的涡轮44，涡轮44转动，进而形成稳定的做功循环，最后燃气经尾喷管45喷出。由于这些流速较慢的边界层经尾部涡轮发动机4加速，从而很大程度上减小了阻力，通过较小的推力就能推进飞机飞行。T型尾翼3包括垂直尾翼31和水平尾翼32，垂直尾翼31和水平尾翼32一体连接，且水平尾翼32位于尾部涡扇发动机4上缘2.5m以上，大约为2倍的进气道40直径，从而有效避免风扇42气流对水平尾翼32的影响，提高飞机的稳定性。两个高升力机翼2均包括机翼本体20、巡航螺旋桨21、巡航短舱22、多个高升力螺旋桨23和多个高升力螺旋桨短舱24，其中，巡航短舱22位于机翼本体20的翼梢，巡航螺旋桨21设置在巡航短舱22上；多个高升力螺旋桨短舱24等间距设置在机翼本体20上，且位于巡航短舱22内侧，多个高升力螺旋桨23对应铰接在多个高升力螺旋桨短舱24上；巡航螺旋桨21和多个高升力螺旋桨23均位于机翼本体20的前缘；高升力螺旋桨23的直径为0.8m～1.2m，巡航螺旋桨21的直径为1.2m～1.4m。需要说明的是，高升力螺旋桨23的直径和巡航螺旋桨21的直径是以转动时形成的圆形定义的。高升力螺旋桨23的数量设置为10个，且对称分布在两侧的机翼本体20上，且相邻的高升力螺旋桨23之间有一定的间距，为1m以上，以减少相互之间的干扰。本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种分布式电推进飞机，其特征在于，包括：机身(1)、两个高升力机翼(2)、T型尾翼(3)和尾部涡扇发动机(4)，两个所述高升力机翼(2)对称设置在所述机身(1)展向方向两侧，所述尾部涡扇发动机(4)贴合在所述机身(1)航向方向机尾部，所述T型尾翼(3)设置在所述机身(1)机尾部竖直方向上，且所述T型尾翼(3)位于所述尾部涡扇发动机(4)上方。

【技术特征摘要】
1.一种分布式电推进飞机，其特征在于，包括：机身(1)、两个高升力机翼(2)、T型尾翼(3)和尾部涡扇发动机(4)，两个所述高升力机翼(2)对称设置在所述机身(1)展向方向两侧，所述尾部涡扇发动机(4)贴合在所述机身(1)航向方向机尾部，所述T型尾翼(3)设置在所述机身(1)机尾部竖直方向上，且所述T型尾翼(3)位于所述尾部涡扇发动机(4)上方。2.根据权利要求1所述的一种分布式电推进飞机，其特征在于，所述高升力机翼(2)的翼展为32m～36m，且展弦比大于10。3.根据权利要求1所述的一种分布式电推进飞机，其特征在于，所述T型尾翼(3)包括垂直尾翼(31)和水平尾翼(32)，所述垂直尾翼(31)和所述水平尾翼(32)一体连接，且所述水平尾翼(32)距离所述尾部涡扇发动机(4)上缘2.5m以上。4.根据权利要求1所述的一种分布式电推进飞机，其特征在于，两个所述高升力机翼(2)均包括机翼本体(20)、巡航螺旋桨(21)、巡航短舱(22)、多个高升力螺旋桨(23)和多个高升力螺旋桨短舱(24)，其中，所述巡航短舱(22)位于所述机翼本体(20)的翼梢，所述巡航螺旋桨(21)设置在所述巡航短舱(22)上；多个所述高升力螺旋桨短舱(24)等间距设置在所述机翼本体(20)上，且位于所述巡航短舱(22)内侧，多个所...

【专利技术属性】
技术研发人员：徐大军，赵世伟，刘泽宇，张亚博，李惠峰，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：新型
国别省市：北京,11