CN111332464B - 一种分布式推进飞翼飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明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。

Description

一种分布式推进飞翼飞行器

技术领域

本发明属于飞行器技术领域，尤其涉及一种分布式推进飞翼飞行器。

背景技术

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，但本发明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，有必要发明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背景技术的阐述，并未代表申请人对于本发明的技术贡献的否定。

发明内容

本发明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。

本发明是这样实现的，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。本发明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。

本发明相对于现有技术，至少具有如下技术效果：

1.本发明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发明实施例的技术方案，下面将对本发明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，下面所描述的附图仅仅是本发明的一些实施例，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，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本发明实施例提供的分布式推进飞翼飞行器的俯视图；

图2是本发明实施例提供的分布式推进系统的俯视图；

图3是本发明实施例提供的分布式推进系统的进气口示意图；

图4是本发明实施例提供的齿轮传动系统示意图；

图5是本发明实施例提供的电力传动系统示意图。

附图标记说明：

10-飞翼本体；11A-左侧第一段前缘；11B-右侧第一段前缘；12A-左侧第二段前缘；12B-右侧第二段前缘；13-第一后掠角；14-第二后掠角；15-机身长度；16-第一前缘长度；17-第一前掠角；18-展长；19-第三后掠角；20A-左侧第一段后缘；20B-右侧第一段后缘；21A-左侧涵道风扇喷口单边膨胀板；21B-右侧涵道风扇喷口单边膨胀板；22A-左侧第一襟翼；22B-右侧第一襟翼；23A-左侧第二襟翼；23B-右侧第二襟翼23B；31A-左侧进气口；31B-右侧进气口；32A-左侧排气口；32B-右侧排气口；A-第一涵道风扇；B-第二涵道风扇；C-第三涵道风扇；D-第四涵道风扇；E-第五涵道风扇；F-第六涵道风扇；33A-第一涵道风扇进气道；33B-第二涵道风扇进气道；33C-第三涵道风扇进气道；33D-第四涵道风扇进气道；33E-第五涵道风扇进气道；33F-第六涵道风扇进气道；34A-第一涵道风扇喷管；34B-第二涵道风扇喷管；34C-第三涵道风扇喷管；34D-第四涵道风扇喷管；34E-第五涵道风扇喷管；34F-第六涵道风扇喷管；36-涡轮发动机进气道；37-涡轮发动机；38-涡轮发动机喷管；40-轴功率传递系统；40A-左侧单边推力矢量舵；40B-右侧单边推力矢量舵；51-涡轮发动机喷口单边膨胀板。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要说明的是，当元件被称为“固定于”或“设置于”另一个元件，它可以直接在另一个元件上或者间接在该另一个元件上。当一个元件被称为是“连接于”另一个元件，它可以是直接连接到另一个元件或间接连接至该另一个元件上。

需要理解的是，术语“长度”、“宽度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。

对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。

如图1所示为本发明的分布式推进飞翼飞行器的俯视图。本发明的分布式推进飞翼飞行器，包括飞翼本体10和分布式推进系统30，飞翼本体10包括前缘部和后缘部，其中，前缘部中的前缘数量为1～3段，后缘部中的后缘数量为1～3段，具体地，前缘部中的前缘数量和后缘部中的后缘数量可以依据设计需要进行设定，具体到图1所示，前缘部包括第一段前缘和第二段前缘；其中，第一段前缘包括左侧第一段前缘11A、右侧第一段前缘11B，第二段前缘包括左侧第二段前缘12A、右侧第二段前缘12B；后缘部包括，第一段后缘和第二段后缘，其中，第一段后缘包括左侧第一段后缘20A、右侧第一段后缘20B，第二段后缘包括左侧第二段后缘24A、右侧第二段后缘24B。

第一段前缘向后掠，具有第一后掠角13，第二段前缘向后掠，具有第二后掠角14，其中，第一后掠角13大于等于第二后掠角14；具体地，第一后掠角13的变化范围为20°～50°，第二后掠角14的变化范围为20°～40°；

在一些实施例中，第一后掠角13为50°，第二后掠角14为35°；

在另一些实施例中，第一后掠角13为55°，第二后掠角14为20°；

在另一些实施例中，第一后掠角13为35°，第二后掠角14为35°。

第一段前缘具有第一前缘长度16，飞翼本体10具有机身长度15，其中，第一前缘长度16为机身长度15的35％～45％。

在一些实施例中，第一前缘长度16为机身长度15的38％；

在另一些实施例中，第一前缘长度16为机身长度15的35％；

飞翼本体10具有展长18，展长18大于等于机身长度15的1.5倍。

第一段后缘向前掠，具有第一前掠角17，第二段后缘向后掠，具有第三后掠角19，其中，第一前掠角的变化范围为0°～45°，第三后掠角19介于0°和所述第二后掠角14之间。

优选地，第一前掠角17为35°，第三后掠角19为35°；

在另一些实施例中，第一前掠角为40°，第三后掠角19为40°。

进一步地，第一段后缘的外侧集成了第一襟翼，第二段后缘的外侧集成了第二襟翼；具体地，左侧第一段后缘20A、右侧第一段后缘20B的外侧分别集成了左侧第一襟翼22A和右侧第一襟翼22B，左侧第二段后缘24A、右侧第二段后缘24B的外侧分别集成了左侧第二襟翼23A和右侧第二襟翼23B。

如图2所示为本发明的分布式推进系统的俯视图。分布式推进系统30设置在飞翼本体10的内部，包括了涵道风扇系统、涡轮发动机系统、轴功率传递系统，轴功率传递系统将涡轮发动机系统输出的轴功率传递给涵道风扇系统。

本发明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。

其中，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，涵道风扇进气道朝向左侧第一段前缘11A、右侧第一段前缘11B侧，涵道风扇喷管朝向左侧第一段后缘20A、右侧第一段后缘20B侧；涡轮发动机系统包括涡轮发动机37、涡轮发动机进气道36、涡轮发动机喷管38，涡轮发动机进气道36、涡轮发动机喷管38位于涡轮发动机37的两端，涡轮发动机进气道36朝向左侧第一段前缘11A、右侧第一段前缘11B侧，涡轮发动机喷管38朝向左侧第一段后缘20A、右侧第一段后缘20B侧；

值得说明的是，涵道风扇系统和涡轮发动机系统的数量可以依据设计需要进行设定，同时，对于涵道风扇的形式也不做具体限定，其可以为单级、多级或者对转风扇。涵道风扇系统的数量优选为多个，且多个涵道风扇系统并排设置。

具体到图1所示，具有1个涡轮发动机系统和6个涵道风扇系统，具体地，涵道风扇系统包括了：第一涵道风扇A、第二涵道风扇B、第三涵道风扇C、第四涵道风扇D、第五涵道风扇E、第六涵道风扇F；第一涵道风扇进气道33A、第二涵道风扇进气道33B、第三涵道风扇进气道33C、第四涵道风扇进气道33D、第五涵道风扇进气道33E、第六涵道风扇进气道33F；第一涵道风扇喷管34A、第二涵道风扇喷管34B、第三涵道风扇喷管34C、第四涵道风扇喷管34D、第五涵道风扇喷管34E、第六涵道风扇喷管34F。上述6个涵道风扇系统并排设置。

在一些实施例中，涵道风扇系统的数量也可以设置为4个或者其他数量。

如图3所示为分布式推进系统的进气口示意图，飞翼本体10的背部上具有分布式推进系统30的进气口、排气口，进气口将气体引导进涵道风扇进气道，排气口将涵道风扇喷管中的气体排出；

具体地，进气口朝向左侧第一段前缘11A、右侧第一段前缘11B侧，排气口朝向左侧第一段后缘20A、右侧第一段后缘20B侧，进气口与第二段前缘平行，排气口与第一段后缘平行；具体地，进气口包括左侧进气口31A、右侧进气口31B，左侧进气口31A与右侧第二段前缘12B平行，右侧进气口31B与左侧第二段前缘12A平行；排气口包括左侧排气口32A、右侧排气口32B，左侧排气口32A与左侧第一段后缘20A平行，右侧排气口32B与右侧第一段后缘20B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30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。

分布式推进系统30的排气口的外侧设置有涵道风扇喷口单边膨胀板和涡轮发动机喷口单边膨胀板51，在涵道风扇喷口单边膨胀板上集成了单边推力矢量舵。其中，单边推力矢量舵的长度占涵道风扇喷口单边膨胀板的长度的30％～100％。

在一些实施例中，单边推力矢量舵的长度占涵道风扇喷口单边膨胀板的长度的50％；

在另一些实施例中，单边推力矢量舵的长度占涵道风扇喷口单边膨胀板的长度的80％。

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。

具体地，涵道风扇喷口单边膨胀板具有左侧涵道风扇喷口单边膨胀板21A和右侧涵道风扇喷口单边膨胀板21B，左侧涵道风扇喷口单边膨胀板21A设置在左侧排气口32A的外侧，右侧涵道风扇喷口单边膨胀板21B设置在右侧排气口32B的外侧；

单边推力矢量舵具有左侧单边推力矢量舵40A和右侧单边推力矢量舵40B，左侧单边推力矢量舵40A集成在左侧涵道风扇喷口单边膨胀板21A上，右侧单边推力矢量舵40B集成在右侧涵道风扇喷口单边膨胀板21B上。

分布式推进系统30中，轴功率传递系统40将涡轮发动机系统输出的轴功率传递给涵道风扇系统，轴功率传递系统40可以为齿轮传动系统或者电力传动系统。

如图4所示为齿轮传动系统示意图，齿轮传动系统包括齿轮箱和传动轴；涡轮发动机通过齿轮箱和传递轴将轴功率输出到涵道风扇，驱动涵道风扇转动；

如图5所示为电力传动系统示意图，电力传动系统包括发电机、转换器和电机；涡轮发动机首先通过发电机将轴功率转化为交流电，通过转换器的转换、控制后驱动电机转动，进而驱动涵道风扇转动。

本发明的分布式推进飞翼飞行器，综合了飞翼布局高隐身、高气动效率和分布式推进高推进效率的优势，具有以下有益技术效果：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；由于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；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；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。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (17)

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；

所述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；

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；

所述涵道风扇系统的数量为多个，多个涵道风扇系统并排设置；

所述涵道风扇系统位于所述涡轮发动机系统的两侧；

所述飞翼本体包括前缘部，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；

所述飞翼本体包括后缘部，所述后缘部包括第一段后缘，所述第一段后缘向前掠，具有第一前掠角；

所述飞翼本体的背部上具有所述涵道风扇进气道、涵道风扇喷管，所述涵道风扇进气道的排列与所述第二段前缘平行，所述涵道风扇喷管的排列与所述第一段后缘平行。

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，所述第一后掠角的变化范围为20°～55°，所述第二后掠角的变化范围为20°～40°。

3.如权利要求2所述的一种分布式推进飞翼飞行器，其特征在于，所述第一后掠角为50°，所述第二后掠角为35°。

4.如权利要求2所述的一种分布式推进飞翼飞行器，其特征在于，所述第一后掠角为55°，所述第二后掠角为30°。

5.如权利要求2所述的一种分布式推进飞翼飞行器，其特征在于，所述第一后掠角为35°，所述第二后掠角为35°。

6.如权利要求1-5任一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。

7.如权利要求6所述的一种分布式推进飞翼飞行器，其特征在于，所述后缘部还包括第二段后缘，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。

8.如权利要求7所述的一种分布式推进飞翼飞行器，其特征在于，所述第一前掠角的变化范围为0°～45°。

9.如权利要求1-5任一所述的一种分布式推进飞翼飞行器，其特征在于，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％。

10.如权利要求9所述的一种分布式推进飞翼飞行器，其特征在于，第一前缘长度为机身长度的38％。

11.如权利要求9所述的一种分布式推进飞翼飞行器，其特征在于，第一前缘长度为机身长度的35％。

12.如权利要求9所述的一种分布式推进飞翼飞行器，其特征在于，所述飞翼本体具有展长，其中，所述展长大于等于机身长度的1.5倍。

13.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，所述涵道风扇喷管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。

14.如权利要求13所述的一种分布式推进飞翼飞行器，其特征在于，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％。

15.如权利要求14所述的一种分布式推进飞翼飞行器，其特征在于，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％。

16.如权利要求14所述的一种分布式推进飞翼飞行器，其特征在于，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％。

17.如权利要求1-5任一所述的一种分布式推进飞翼飞行器，其特征在于，所述轴功率传递系统为齿轮传动系统或者电力传动系统。

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