一种翼身融合布局飞机制造技术

本发明专利技术公开了一种翼身融合布局飞机，该飞机包括传统推进系统和辅助电推进系统，辅助电推进系统包括彼此独立控制且对称布置于传统推进系统外侧或内侧的第一和第二辅助电推进系统，传统推进系统包括两台基础发动机，第一和第二辅助电推进系统分别包括：使用电力作为动力源的电动机、控制电动机的控制器、为电动机供电的发电机组、与电动机连接并由电动机驱动的辅助推力产生器。根据本发明专利技术的翼身融合布局飞机，当基础发动机单发失效时，能够利用差动的高速桨扇或涵道风扇为飞机提供额外的偏航控制，从而解决翼身融合布局飞机由于垂尾布局限制而导致的偏航力矩不足的问题；并且具有节能减排的特征，可减少对传统推进系统的依赖。赖。赖。

【技术实现步骤摘要】
一种翼身融合布局飞机


[0001]本专利技术涉及一种翼身融合布局飞机。

技术介绍

[0002]现役的主流民用飞机是筒身-机翼型传统布局，它是由类似圆柱形的机身再加上机翼、尾翼、发动机等构成，机身和机翼之间界限明显，其空气动力效率发挥已经接近极限。对此，翼身融合布局的飞机是未来飞行器发展的焦点之一，其机翼与机身融合为一个整体，大幅减小了全机的湿面积，降低了摩擦阻力和部件间的干扰阻力，具有升阻比高的特点，并且由于飞机重量和气动载荷沿着整个机体得到最佳分布，使整个机体都是一个升力体，可以提高空气动力效率15～30％以上。
[0003]然而与筒身-机翼型传统布局相比，翼身融合布局飞机的中心升力体更短，垂尾距飞机重心距离较近，导致偏航的控制变差，特别是在单侧基础发动机失效时，翼身融合布局飞机的垂尾力臂短的缺陷将更加明显。为提高翼身融合布局飞机的偏航控制能力，可以想到增加垂尾/方向舵面积、增加垂尾/方向舵力臂长度以增加力矩等方式，但这些方式会导致飞机重量增加，以牺牲飞机重量为代价。
[0004]因此，亟需一种可解决由于垂尾布局限制而导致的偏航力矩不足的全新的翼身融合布局飞机。

技术实现思路

[0005]本专利技术要解决的技术问题是为了克服现有技术中的上述缺陷，提出一种全新的翼身融合布局飞机，其创新性使用辅助电推进系统，即便在飞行过程中基础发动机单发失效，也可利用辅助电推进系统为飞机提供额外的偏航控制，从而解决翼身融合布局飞机由于垂尾布局限制而导致的偏航力矩不足的问题。
[0006]本专利技术是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：
[0007]本专利技术提供了一种翼身融合布局飞机，其特征在于，
[0008]包括传统推进系统和辅助电推进系统，
[0009]所述辅助电推进系统包括彼此独立控制的第一辅助电推进系统和第二辅助电推进系统，所述第一辅助电推进系统和所述第二辅助电推进系统对称布置于所述传统推进系统的外侧或内侧，
[0010]所述传统推进系统包括两台基础发动机，
[0011]所述第一辅助电推进系统包括：使用电力作为动力源的第一电动机、控制所述第一电动机的第一控制器、为所述第一电动机供电的第一发电机组、以及与所述第一电动机连接并由所述第一电动机驱动的第一辅助推力产生器，
[0012]所述第二辅助电推进系统包括：使用电力作为动力源的第二电动机、控制所述第二电动机的第二控制器、为所述第二电动机供电的第二发电机组、以及与所述第二电动机连接并由所述第二电动机驱动的第二辅助推力产生器。
[0013]根据本专利技术的一种实施方式，所述第一发电机组通过飞机燃料提供能源而产生所述第一电动机所需的电力，所述第二发电机组通过飞机燃料提供能源而产生所述第二电动机所需的电力。
[0014]根据本专利技术的一种实施方式，所述传统推进系统还包括辅助动力装置，所述两台基础发动机或所述辅助动力装置辅助地对所述第一发电机组和所述第二发电机组提供能量。
[0015]根据本专利技术的一种实施方式，所述第一辅助推力产生器为拉进式高速桨扇，其安装在一侧机翼前缘的半展长30％～80％的位置，所述第二辅助推力产生器为拉进式高速桨扇，其安装在另一侧机翼前缘的半展长30％～80％的位置。
[0016]根据本专利技术的一种实施方式，所述第一辅助推力产生器为推进式高速桨扇，其安装在一侧机翼后缘的半展长30％～80％的位置，所述第二辅助推力产生器为推进式高速桨扇，其安装在另一侧机翼后缘的半展长30％～80％的位置。
[0017]根据本专利技术的一种实施方式，所述两台基础发动机分别安装在中心升力体的后上方，所述第一辅助推力产生器和所述第二辅助推力产生器分别布置在一侧机翼和另一侧机翼的后缘转折区域。
[0018]根据本专利技术的一种实施方式，所述两台基础发动机分别布置在一侧机翼和另一侧机翼的后缘转折区域且布置在机翼的上方。
[0019]根据本专利技术的一种实施方式，所述第一电动机和所述第一发电机组为分布式，所述第一发电机组安装在一侧的尾撑处，所述第二电动机和所述第二发电机组为分布式，所述第二发电机组安装在另一侧尾撑处。
[0020]根据本专利技术的一种实施方式，所述第一辅助推力产生器和所述第二辅助推力产生器分别为电动高速桨扇。
[0021]根据本专利技术的一种实施方式，所述第一辅助推力产生器为涵道风扇，其安装于一侧机翼前缘的下方且该一侧机翼后缘的襟翼的前方，所述第二辅助推力产生器为涵道风扇，其安装于另一侧机翼前缘的下方且该另一侧机翼后缘的襟翼的前方。
[0022]根据本专利技术的一种实施方式，所述第一辅助推力产生器为涵道风扇，其安装于中心升力体的后上方且升降舵的前方，所述第二辅助推力产生器为涵道风扇，其安装于中心升力体的后上方且升降舵的前方。
[0023]根据本专利技术的一种实施方式，所述第一电动机和所述第一发电机组为集成式，安装于所述第一辅助推力产生器的后方，所述第二电动机和所述第二发电机组为集成式，安装于所述第二辅助推力产生器的后方。
[0024]根据本专利技术的一种实施方式，所述两台基础发动机分别安装在一侧机翼和另一侧机翼的后缘转折区域。
[0025]在符合本领域常识的基础上，上述各优选条件，可任意组合，即得本专利技术各较佳实例。
[0026]本专利技术的积极进步效果在于：
[0027]根据本专利技术的翼身融合布局飞机，由于包括分别独立控制的第一辅助电推进系统和第二辅助电推进系统，因此，飞机正常飞行时可通过方向舵提供偏航控制，当基础发动机单发失效时，能够使作为辅助推力产生器的高速桨扇或涵道风扇差动，由此利用差动的高
速桨扇或涵道风扇为飞机提供额外的偏航控制，从而解决翼身融合布局飞机由于垂尾布局限制而导致的偏航力矩不足的问题；在此基础上，由于采用了辅助电推进系统和传统推进系统的组合推力形式，具有节能减排的特征，可减少对传统推进系统的依赖。
附图说明
[0028]图1为根据本专利技术的第一实施方式的翼身融合布局飞机的飞机动力集成架构图。
[0029]图2为根据本专利技术的第二实施方式的翼身融合布局飞机的飞机动力集成架构图。
[0030]图3示出了高速桨扇的第一布局例。
[0031]图4示出了高速桨扇的第二布局例。
[0032]图5示出了高速桨扇的第三布局例。
[0033]图6示出了涵道风扇的第一布局例。
[0034]图7示出了图6所示的布局例中涵道风扇喷流增加升力的示意图。
[0035]图8示出了涵道风扇的第二布局例。
[0036]图9示出了图8所示的布局例中涵道风扇喷流增加舵面效率的示意图。
具体实施方式
[0037]下面结合说明书附图，进一步对本专利技术的优选实施例进行详细描述，以下的描述为示例性的，并非对本专利技术的限制，任何的其他类似情形也都落入本专利技术的保护范围之中。并且，在以下说明中，对相同或者相似的部件标注相同或相似的附图标记并省略重复的说明。
[0038]首先，对翼身融合布局飞机的本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种翼身融合布局飞机，其特征在于，包括传统推进系统和辅助电推进系统，所述辅助电推进系统包括彼此独立控制的第一辅助电推进系统和第二辅助电推进系统，所述第一辅助电推进系统和所述第二辅助电推进系统对称布置于所述传统推进系统的外侧或内侧，所述传统推进系统包括两台基础发动机，所述第一辅助电推进系统包括：使用电力作为动力源的第一电动机、控制所述第一电动机的第一控制器、为所述第一电动机供电的第一发电机组、以及与所述第一电动机连接并由所述第一电动机驱动的第一辅助推力产生器，所述第二辅助电推进系统包括：使用电力作为动力源的第二电动机、控制所述第二电动机的第二控制器、为所述第二电动机供电的第二发电机组、以及与所述第二电动机连接并由所述第二电动机驱动的第二辅助推力产生器。2.如权利要求1所述的翼身融合布局飞机，其特征在于，所述第一发电机组通过飞机燃料提供能源而产生所述第一电动机所需的电力，所述第二发电机组通过飞机燃料提供能源而产生所述第二电动机所需的电力。3.如权利要求2所述的翼身融合布局飞机，其特征在于，所述传统推进系统还包括辅助动力装置，所述两台基础发动机或所述辅助动力装置辅助地对所述第一发电机组和所述第二发电机组提供能量。4.如权利要求1所述的翼身融合布局飞机，其特征在于，所述第一辅助推力产生器为拉进式高速桨扇，其安装在一侧机翼前缘的半展长30％～80％的位置，所述第二辅助推力产生器为拉进式高速桨扇，其安装在另一侧机翼前缘的半展长30％～80％的位置。5.如权利要求1所述的翼身融合布局飞机，其特征在于，所述第一辅助推力产生器为推进式高速桨扇，其安装在一侧机翼后缘的半展长30％～80％的位置，所述第二辅助推力产生器为推进式高速桨扇，其安装在另一侧机翼后缘的半展长30％～80％的位置。6.如...

【专利技术属性】
技术研发人员：潘立军，王钰涵，周茜悦，吴大卫，张剑扬，梁军，
申请(专利权)人：中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院，
类型：发明
国别省市：