一种分布式推进飞翼飞行器制造技术

本发明专利技术适用于飞行器技术领域，提供了一种分布式推进飞翼飞行器，包括飞翼本体和分布式推进系统，所述分布式推进系统设置在所述飞翼本体的内部，所述分布式推进系统包括涵道风扇系统、涡轮发动机系统、轴功率传递系统，所述轴功率传递系统将所述涡轮发动机系统输出的轴功率传递给所述涵道风扇系统。本发明专利技术中的分布式推进系统集成了涵道风扇系统和涡轮发动机系统，达到了大涵道比发动机效果，使飞翼飞行器的耗油率可降低25％以上。

A distributed propulsion flying wing vehicle

【技术实现步骤摘要】
一种分布式推进飞翼飞行器
本专利技术属于飞行器
，尤其涉及一种分布式推进飞翼飞行器。
技术介绍
飞翼飞行器兼顾了良好的气动性能和隐身性能，具有很长的发展历史。涉及飞翼飞行器的现有技术并不多，其中2012年授权的专利US8191820B1中，公开了一种飞翼飞行器，其特征在于包含飞翼、鸭翼、高压空气分布系统，该专利主要解决了起飞升力不够、俯仰操纵控制等技术问题。但是，该专利中的飞翼飞行器使用了常规的涡扇发动机，耗油率指标并没有得到明显提升，只能依靠大载油量实现远航、久航飞行，且红外隐身性能方面没有得到明显改善。因此，基于常规涡扇发动机的飞翼飞行器，依然面临着降低耗油率和红外辐射强度的艰巨任务。使用大涵道比涡扇发动机可显著降低飞翼飞行器的油耗。但是，为进一步提高隐身性能，飞翼飞行器往往采用背部S弯进气道，且使用无边界层隔道设计，由此造成进气道流场畸变较大。因此，直接采用大涵道比涡扇发动机的飞翼飞行器，对大涵道比涡扇发动机的推力、稳定性具有较大影响，尤其会造成大涵道比涡扇发动机的风扇叶片结构振动，容易诱发叶片疲劳破裂，威胁安全。而分布式推进则具已有十余年发展历史。传统分布式推进是使用多个小型发动机代替常规小涵道比发动机，但本专利技术所指的分布式推进是使用涵道风扇和涡轮发动机代替常规的小涵道比发动机，值得说明的是：涵道风扇和涡轮发动机的组合与常规涡扇发动机具有本质区别。前者并未从根本上改善飞机的推进效率，耗油率依然保持在较高水平。后者的涡轮发动机主要输出轴功率，排气温度、速度均可以降低，红外辐射强度大幅降低。涡轮发动机与涵道风扇结合使用能够达到大涵道比的效果，从根本上提高了飞机的推进效率，耗油率指标可大幅降低。分布式推进在国内外得到了较大范围的研究，如NASA的N3-X、X-Plane等概念飞行器，其耗油率可降低60％以上。文献(“翼身融合运输机分布式电推进系统设计及油耗评估”，第34卷，第10期，《航空动力学报》，达兴亚等)中，将分布式电推进技术与翼身融合布局相结合，能够满足新一代运输机的突出特点，同时还可规避超大涵道比涡扇发动机的研制困难，但该文献中，分布式电推进系统并没有设置在机体内部，因此，该翼身融合运输机还存在隐身性能欠佳的技术问题。但是，现有技术中还未出现将分布式推进与飞翼飞行器相结合的案例。因此，有必要专利技术一种分布式推进飞翼飞行器，将分布式推进与飞翼飞行器相结合，以解决US8191820B1等现有技术中的耗油率高、红外隐身性能不足、俯仰操纵等技术问题。值得说明的是：对于以上申请人做出的
技术介绍
的阐述，并未代表申请人对于本专利技术的技术贡献的否定。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种分布式推进飞翼飞行器，旨在解决现有技术中耗油率高、红外隐身性能不足、俯仰操纵的技术问题。本专利技术是这样实现的，一种分布式推进飞翼飞行器，包括飞翼本体和分布式推进系统，所述分布式推进系统设置在所述飞翼本体的内部，所述分布式推进系统包括涵道风扇系统、涡轮发动机系统、轴功率传递系统，所述轴功率传递系统将所述涡轮发动机系统输出的轴功率传递给所述涵道风扇系统。本专利技术中的分布式推进系统集成了涵道风扇系统和涡轮发动机系统，达到了大涵道比发动机效果，使飞翼飞行器的耗油率可降低25％以上。进一步地，涵道风扇系统的数量为多个，且多个涵道风扇系统并排设置。进一步地，涵道风扇系统包括涵道风扇、涵道风扇进气道、涵道风扇喷管，涵道风扇进气道、涵道风扇喷管位于涵道风扇的两端；涡轮发动机系统包括涡轮发动机、涡轮发动机进气道、涡轮发动机喷管，涡轮发动机进气道、涡轮发动机喷管位于涡轮发动机的两端。进一步地，所述飞翼本体包括前缘部，所述前缘部中的前缘数量为1～3段；优选地，所述前缘部包括第一段前缘和第二段前缘，所述第一段前缘具有第一后掠角，所述第二段前缘具有第二后掠角，所述第一后掠角大于等于所述第二后掠角；优选地，所述第一后掠角的变化范围为20°～50°，所述第二后掠角1的变化范围为20°～40°；优选地，所述第一后掠角为50°，所述第二后掠角为35°；优选地，所述第一后掠角为55°，所述第二后掠角为20°；优选地，所述第一后掠角为35°，所述第二后掠角为35°。进一步地，所述飞翼本体包括后缘部，所述后缘部中的后缘数量为1～3段；优选地，所述后缘部包括第一段后缘和第二段后缘，所述第一段后缘向前掠，具有第一前掠角，所述第二段后缘向后掠，具有第三后掠角，所述第三后掠角介于0°和所述第二后掠角之间；优选地，所述第一前掠角的变化范围为0°～45°；优选地，所述第一前掠角为35°，所述第三后掠角为35°；优选地，所述第一前掠角为40°，所述第三后掠角为40°。进一步地，所述第一段前缘具有第一前缘长度，所述飞翼本体具有机身长度，第一前缘长度为机身长度的35％～45％；优选地，第一前缘长度为机身长度的38％；优选地，第一前缘长度为机身长度的35％；优选地，所述飞翼本体具有展长，其中，所述展长大于等于机身长度的1.5倍。进一步地，所述飞翼本体的背部上具有所述分布式推进系统的进气口、排气口，所述进气口与所述第二段前缘平行，所述排气口与所述第一段后缘平行。由于多个涵道风扇系统并排设置，因此，分布式推进系统的进气口、排气口在结构上更为扁平，进而降低了背部进排气对气动特性的影响。同时，分布式推进系统的排气温度低、速度低，具有很好的红外隐身性能，且喷流噪声较弱，声隐身效果更好。进一步地，所述排气口的外侧设置有涵道风扇喷口单边膨胀板，在涵道风扇喷口单边膨胀板上集成了单边推力矢量舵。由于在涵道风扇喷口处的单边膨胀板上设置了单边推力矢量舵，因此，依靠冷喷流冲击，能够产生更大的俯仰操纵力矩；同时，由于涵道喷流排气温度低、速度低，单边推力矢量舵的热载荷和冲击载荷显著减小，因此，舵的结构更为轻巧和可靠。进一步地，所述单边推力矢量舵的长度占所述涵道风扇喷口单边膨胀板的长度的30％～100％；优选地，所述单边推力矢量舵的长度占所述涵道风扇喷口单边膨胀板的长度的50％；优选地，所述单边推力矢量舵的长度占所述涵道风扇喷口单边膨胀板的长度的80％。进一步地，所述轴功率传递系统为齿轮传动系统或者电力传动系统。本专利技术相对于现有技术，至少具有如下技术效果：1.本专利技术中的分布式推进系统集成了涵道风扇系统和涡轮发动机系统，达到了大涵道比发动机效果，使飞翼飞行器的耗油率可降低25％以上。2.由于多个涵道风扇系统并排设置，因此，分布式推进系统的进气口、排气口在结构上更为扁平，进而降低了背部进排气对气动特性的影响。同时，分布式推进系统的排气温度低、速度低，具有很好的红外隐身性能，且喷流噪声较弱，声隐身效果更好。3.由于在涵道风扇喷口处的单边膨胀板上设置了单边推力矢量舵，因此，依靠冷喷流冲击，能够产生更大的俯仰操纵力矩；同时，由于涵道喷流排气温度低、速度低，单边推力矢量舵的热载荷和冲击载荷显著减小，因此，舵的结构更为轻巧和可靠。附图说明为了更清楚地说明本专利技术实施例的技术方案，下面将本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种分布式推进飞翼飞行器，其特征在于，包括飞翼本体和分布式推进系统，所述分布式推进系统设置在所述飞翼本体的内部，所述分布式推进系统包括涵道风扇系统、涡轮发动机系统、轴功率传递系统，所述轴功率传递系统将所述涡轮发动机系统输出的轴功率传递给所述涵道风扇系统。/n

【技术特征摘要】
1.一种分布式推进飞翼飞行器，其特征在于，包括飞翼本体和分布式推进系统，所述分布式推进系统设置在所述飞翼本体的内部，所述分布式推进系统包括涵道风扇系统、涡轮发动机系统、轴功率传递系统，所述轴功率传递系统将所述涡轮发动机系统输出的轴功率传递给所述涵道风扇系统。


2.如权利要求1所述的一种分布式推进飞翼飞行器，其特征在于，涵道风扇系统的数量为多个，且多个涵道风扇系统并排设置。


3.如权利要求1所述的一种分布式推进飞翼飞行器，其特征在于，涵道风扇系统包括涵道风扇、涵道风扇进气道、涵道风扇喷管，涵道风扇进气道、涵道风扇喷管位于涵道风扇的两端；涡轮发动机系统包括涡轮发动机、涡轮发动机进气道、涡轮发动机喷管，涡轮发动机进气道、涡轮发动机喷管位于涡轮发动机的两端。


4.如权利要求1所述的一种分布式推进飞翼飞行器，其特征在于，所述飞翼本体包括前缘部，所述前缘部中的前缘数量为1～3段；优选地，所述前缘部包括第一段前缘和第二段前缘，所述第一段前缘具有第一后掠角，所述第二段前缘具有第二后掠角，所述第一后掠角大于等于所述第二后掠角；优选地，所述第一后掠角的变化范围为20°～50°，所述第二后掠角的变化范围为20°～40°；优选地，所述第一后掠角为50°，所述第二后掠角为35°；优选地，所述第一后掠角为55°，所述第二后掠角为30°；优选地，所述第一后掠角为35°，所述第二后掠角为35°。


5.如权利要求4所述的一种分布式推进飞翼飞行器，其特征在于，所述飞翼本体包括后缘部，所述后缘部中的后缘数量为1～3段；优选地，所述后缘部包括第一段后缘和第二段后缘，所述第一段...

【专利技术属性】
技术研发人员：达兴亚，马晓永，唐世勇，樊建超，李方吉，赵清，李阳，
申请(专利权)人：中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所，
类型：发明
国别省市：四川;51