一种气驱动涵道风扇喷气推进动力系统[发明专利]

(19)中华人民共和国国家知识产权局
(12)发明专利申请
(10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请号 202011329529.X
(22)申请日 2020.11.24
(71)申请人 南京航空航天大学
地址 210016 江苏省南京市御道街29号
(72)发明人 黄国平　周扬　朱远昭　夏晨　
(74)专利代理机构 南京业腾知识产权代理事务
所(特殊普通合伙) 32321
代理人 李静
(51)Int.Cl.
F02K 3/00(2006.01)
F02K 3/12(2006.01)
F04D 29/54(2006.01)
F04D 29/56(2006.01)
F04D 27/00(2006.01)
(54)发明名称一种气驱动涵道风扇喷气推进动力系统(57)摘要本发明公开了一种气驱动涵道风扇喷气推进动力系统，包括核心涡轮机、与核心涡轮机通过引气管相连的涵道风扇以及与涵道风扇同轴安装的叶尖涡轮，所述核心涡轮机排出气体传输至叶尖涡轮处，叶尖涡轮对气体膨胀做功，驱动涵道风扇旋转吸入空气产生推力，突破了常规大涵道比涡扇发动机的设计限制，使发动机涵道比大大增加，进一步发挥大涵道比涡扇发动机提高推进效率的基本原理，获得更低的油耗和更高动力输出，且能量源核心涡轮机与涵道风扇之间相连的引气管的作用，仅为气流通道无复杂的机械连接，可以根据飞行器设计需要将之顺势布置于机身和机翼内部，
给予了飞行器更为灵活布局。

权利要求书1页 说明书4页 附图4页CN 112443423 A 2021.03.05
C N 112443423
A
1.一种气驱动涵道风扇喷气推进动力系统，其特征在于：包括核心涡轮机、与核心涡轮机通过引气管相连的涵道风扇以及与涵道风扇同轴安装的叶尖涡轮，所述核心涡轮机排出气体传输至叶尖涡轮处，叶尖涡轮对气体膨胀做功，驱动涵道风扇旋转吸入空气产生推力。

2.根据权利要求1所述的一种气驱动涵道风扇喷气推进动力系统，其特征在于：所述涵道风扇包括与叶尖涡轮相连的进气蜗壳和位于涵道风扇中心的转轴，所述转轴周向均匀安装若干个有风扇叶片，各个所述风扇叶片端部连接有位于涡轮内圈的与叶尖涡轮相连的叶尖涡轮叶片，气体经进气蜗壳进入叶尖涡轮内，直接驱动叶尖涡轮叶片和风扇叶片旋转。

3.根据权利要求1所述的一种气驱动涵道风扇喷气推进动力系统，其特征在于：所述引气管上安装有调节气流量的节流阀门。

4.根据权利要求1所述的一种气驱动涵道风扇喷气推进动力系统，其特征在于：所述涵道风扇的进气口处设有进气装置，所述进气装置入口前端唇口处设有倒圆，且入口后端唇口增加预设高度，所述进气装置入口后侧安装有一抑制流动分离的导流板。

5.根据权利要求1所述的一种气驱动涵道风扇喷气推进动力系统，其特征在于：所述涵道风扇排气口处活动安装有一调节排气方向的挡叶。

6.根据权利要求1所述的一种气驱动涵道风扇喷气推进动力系统，其特征在于：所述涵道风扇排气口出安装有调节机构，调节机构包括多排导叶，每排所述导叶包括一片主排气导叶和对称分别在主排气导叶两侧的辅助导叶，每排所述导叶一端均安装有转动圆盘，所述主排气导叶和所述辅助导叶均与转动圆盘相连；
所述转动圆盘一侧设有曲柄，且转动圆盘通过调节杆与曲柄转动连接，随着曲柄活动，通过调解杆带动转动圆盘转动，调节导叶的角度。

7.根据权利要求6所述的一种气驱动涵道风扇喷气推进动力系统，其特征在于：所述导叶角度调节范围为-45°到45°。

权　利　要　求　书1/1页CN 112443423 A
一种气驱动涵道风扇喷气推进动力系统
技术领域
[0001]本发明涉及飞行器动力技术领域，具体为一种气驱动涵道风扇喷气推进动力系统。

背景技术
[0002]直起降技术是自上世纪五六十年代以来兴起的一种技术，该技术能帮助固定翼飞机减少或基本摆脱对跑道的依赖，只需很小的平地就能实现快速安全起降。

因此，具有垂直起降能力的飞机不需要专门的机场和跑道，对地形适应能力强，可以分散配置或配装于舰艇，便于灵活出击、转移和伪装隐蔽，并可完成空中悬停等其他固定翼飞机无法完成的高难度动作；随着国外垂直起降飞行器概念的推陈出新，目前最主要的技术形式包括以下3种：1)复合式直升机：在垂直起降的时候像直升机一样用顶部旋翼产生拉力，而在平飞情况下使用机身两侧或者尾部安装的水平发动机产生推力；典型机型如美国西科斯基公司的 X2高速直升机、欧洲直升机公司的X3直升机；2)倾转旋翼飞行器：通过发动机的整体转动实现动力方向的改变，起降和悬停时发动机近乎垂直产生向上的拉力，水平飞行时发动机倾转至近乎水平提供前进动力。

典型机型如美国的V-22 鱼鹰式倾转旋翼机；3)喷气转向的固定翼飞机：采用可倾转矢量喷管和涵道风扇结构实现垂直起降和平飞功能，如：英国的鹞式战机、美国的F35-B；前两类垂直起降飞行器的动力系统是通过对已有形式涡轮发动机(涡轴/涡浆)的组合或使用规则的改变而实现，第三类的动力系统对先进军用涡扇发动机进行了较大的扩展，由两级对转升力风扇和矢量喷管产生提供垂直升力，转入平飞后保留了战斗机的所有功能，因此得到了广泛的重视。

[0003]由于要实现垂直起降，因此飞机的起飞重量只能是发动机推力的83％～85％，这使得飞机的有效载荷大大受限，严重影响飞机的载油量和航程，并且垂直起降过程油耗很高，占到飞机载油量的1/3，这也大大限制了飞机的作战半径；无论是复合式直升机的工作动力切换、倾转旋翼机的发动机转向还是喷气转向固定翼飞机的升力风扇和矢量喷管，上述现有各类垂直起降飞行器动力系统实现垂直和水平动力输出的转换均需要大幅增加动力系统的结构和控制复杂度，所以急需一种气驱动涵道风扇喷气推进动力系统来解决上述问题。

发明内容
[0004]本发明提供一种可实现大推力和低油耗的驱动涵道风扇喷气推进动力系统，可以有效解决上述背景技术中提出现的飞行器的动力系统机械机构复杂，导致载荷大大受限，高油耗的问题。

[0005]为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种气驱动涵道风扇喷气推进动力系统，包括核心涡轮机、与核心涡轮机通过引气管相连的涵道风扇以及与涵道风扇同轴安装的叶尖涡轮，所述核心涡轮机排出气体传输至叶尖涡轮处，叶尖涡轮对气体膨胀做功，驱动涵道风扇旋转吸入空气产生推力。

[0006]根据上述技术方案，所述涵道风扇包括与叶尖涡轮相连的进气蜗壳和位于涵道风扇中心的转轴，所述转轴周向均匀安装若干个有风扇叶片，各个所述风扇叶片端部连接有位于涡轮内圈的与叶尖涡轮相连的叶尖涡轮叶片，气体经进气蜗壳进入叶尖涡轮内，直接驱动叶尖涡轮叶片和风扇叶片旋转。

[0007]根据上述技术方案，所述引气管上安装有调节气流量的节流阀门。

[0008]根据上述技术方案，所述涵道风扇的进气口处设有进气装置，所述进气装置入口前端唇口处设有倒圆，且入口后端唇口增加预设高度，所述进气装置入口后侧安装有一抑制流动分离的导流板。

[0009]根据上述技术方案，所述涵道风扇排气口处活动安装有一调节排气方向的挡叶。

[0010]根据上述技术方案，所述涵道风扇排气口出安装有调节机构，调节机构包括多排导叶，每排所述导叶包括一片主排气导叶和对称分别在主排气导叶两侧的辅助导叶，每排所述导叶一端均安装有转动圆盘，所述主排气导叶和所述辅助导叶均与转动圆盘相连；[0011]所述转动圆盘一侧设有曲柄，且转动圆盘通过调节杆与曲柄转动连接，随着曲柄活动，通过调解杆带动转动圆盘转动，调节导叶的角度。

[0012]根据上述技术方案，所述导叶角度调节范围为-45°到45°。

[0013]与现有技术相比，本发明的有益效果：
[0014]1、本发明中，由核心涡扇发动机产生高能气流，引气管输送高能气体，叶尖涡轮提取高能气体能量驱动涵道风扇旋转，涵道风扇叶片吸入环境空气并以一定的动能与驱动气混合排出产生推进力，突破了常规大涵道比涡扇发动机的设计限制，使发动机涵道比大大增加，进一步发挥大涵道比涡扇发动机提高推进效率的基本原理，获得更低的油耗和更高动力输出，且能量源核心涡轮机与涵道风扇之间相连的引气管的作用，仅为气流通道无复杂的机械连接，能解决大涵道比风扇直径加大、旋转速度降低与驱动涡轮转速高造成的大涵道比风扇转速无法匹配的问题，而无需非常复杂的齿轮减速箱或三转子结构；同时，对引气管的限制极小，可以根据飞行器设计需要将之顺势布置于机身和机翼内部，给予了飞行器更为灵活布局。

[0015]2、本发明中，通过进气装置的作用，通过在进气装置入口前端唇口处设有倒圆，入口后端唇口增加预设高度，以及在进气装置入口后侧安装有一抑制流动分离的导流板，保证涵道风扇吸入空气的流量和质量，通过调节机构的作用，从-45°至45°范围内控制推力方向，在不同气流攻角下都能有效减小流动分离，可便捷地实现发动机推力水平至垂直的过渡调节，由此实现飞行器的垂直起降、高速平飞以及大机动飞行。

附图说明
[0016]附图用来提供对本发明的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本发明的实施例一起用于解释本发明，并不构成对本发明的限制。

[0017]在附图中：
[0018]图1是本发明飞行器安装气驱动涵道风扇推进动力系统的总体构成图；[0019]图2是本发明气驱动涵道风扇推进动力系统的结构示意图；
[0020]图3是本发明涵道风扇的结构示意图；
[0021]图4是本发明涵道风扇结构组成图；
[0022]图5是本发明调节机构的结构示意图；
[0023]图6是本发明进气装置的结构示意图；
[0024]图中标号：1、核心涡轮机；2、引气管；3、涵道风扇；4、进气蜗壳；5、风扇叶片；6、叶尖涡轮；7、叶尖涡轮叶片；8、主排气导叶；9、辅助排气导叶；10、曲柄；11、调节杆；12、转动圆盘；13、挡叶；14、进气装置；15、导流板。

具体实施方式
[0025]以下结合附图对本发明的优选实施例进行说明，应当理解，此处所描述的优选实施例仅用于说明和解释本发明，并不用于限定本发明。

[0026]实施例：如图1-4所示，一种气驱动涵道风扇喷气推进动力系统，包括核心涡轮机1、与核心涡轮机1通过引气管2相连的涵道风扇3以及与涵道风扇3 同轴安装的叶尖涡轮6，核心涡轮机1排出高能气体，经过自由布置的引气管2 进行输送，其中，引气管2上安装有调节气流量的节流阀门，以调节进入涵道风扇3的气流量，实现涵道风扇3推大小的调节，涵道风扇3包括与叶尖涡轮6 相连的进气蜗壳4和位于涵道风扇3中心的转轴，转轴周向均匀安装若干个有风扇叶片5，各个风扇叶片5端部连接有位于涡轮内圈的与叶尖涡轮6相连的叶尖涡轮叶片7，气体经进气蜗壳4进入叶尖涡轮6内，叶尖涡轮6对气体膨胀做功，直接驱动叶尖涡轮叶片7和风扇叶片5旋转，如图6所示，为单独的进气装置14，其安装在飞机上，涵道风扇3的进气口与进气装置14相连，气流由进气装置14进入涵道风扇3，其中，在进气装置14入口前端唇口处做倒圆处理，且入口后端唇口增加预设高度，减少涵道风扇3前的流动损失，进气装置14入口后侧安装有一抑制流动分离的导流板15，保证涵道风扇3吸入空气的流量和质量，涵道风扇3通过进气装置14吸入大量外界低温气流，超常放大原涡扇发动机的涵道比，产生数倍于原涡扇发动机的推力，获得更低的油耗和更高动力输出；
[0027]其中，核心涡轮机1可采用涡轮风扇发动机的形式，这样其效率较高，同时排出的驱动气温度、速度相对涡轮喷气发动机较低，较低温度的驱动气可以降低对引气管2、涡轮风扇进气蜗壳4以及叶尖涡轮叶片7的材料耐温性的要求，也可以减小输送过程中的散热损失，较低速度的驱动气可以减小引气管2以及涵道风扇3进气蜗壳4内的流动损失；[0028]如图3-5所示，在涵道风扇3排气口处活动安装挡叶7，通过调整挡叶7的角度调节排气方向，以及安装有调节机构，调节机构包括多排导叶，每排导叶包括一片主排气导叶8和对称分别在主排气导叶8两侧的辅助排气导叶9，每排导叶一端均安装有转动圆盘12，主排气导叶8和辅助排气导叶9均与转动圆盘12相连，转动圆盘12一侧设有曲柄10，且转动圆盘12通过调节杆11与曲柄 10转动连接，随着曲柄10活动，通过调解杆带动转动圆盘12转动，带动主排气导叶8和辅助排气导叶9转动，引导气流朝不同方向排出，从而改变排气喷流的方向，实现排气方向与飞行器向下垂直方向间角度-45°到45°间的连续调节；
[0029]通过可调节机构带动排气叶片8和辅助排气导叶9从垂直到水平的连续地调节排气及推进方向，当排气方向朝下时涵道风扇3提供适当向上的拉力，实现飞行器的垂直起飞，或者支撑飞行器自重维持悬停，或提供足够的支撑保持飞行器稳定降落，由于涵道风扇3排气超过95％的空气都是来源于周围并经风扇加功而未经加热的空气，所以排气温度仅略高于环境大气，在飞行器垂直起飞及降落时对场地的热冲击几乎为零，显著降低了垂直起降飞行器对场地的要求及损伤，当排气方向接近朝后时排气反作用力产生向前的推力，
推动飞行器高速平飞，以较小的重量和结构为代价，利用气驱转换能量的方式，解决大涵道比发动机转速匹配问题，将核心机推力转换为可调节推力方向的，数倍于原核心机的涵道风扇3推力，可实现飞行器垂直起降，推力变向等推进动力需求。

[0030]最后应说明的是：以上所述仅为本发明的优选实例而已，并不用于限制本发明，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换。

凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

图1
图2
图3
图4
图5
图6。