CN112373702A - 一种背撑式翼身融合体飞机推进系统及其控制方法 - Google Patents

Abstract

本公开提供了一种背撑式翼身融合体飞机推进系统及其控制方法，推进系统包括主发动机、传动装置、电力存储装置、以及外置风扇装置，主发动机通过传动装置与电力存储装置相连，并且主发动机将其输出的部分轴功转化为电能存储于电力存储装置中。通过设置外置风扇来提高推进系统的等效涵道比，可以降低燃油消耗和减少排放，同时外置风扇装置可旋转，根据需要使外置风扇的水平方向推力转换为垂直方向的升力；将主发动机后部的排气段设计为可旋转排气段，根据需要可以将水平方向推力转换为垂直方向的升力，与旋转后的外置风扇装置一起为飞机提供垂直方向的总升力，可以使翼身融合体飞机在复杂环境下紧急短距离起飞或者降落，大大提高了飞机的适用性。

Description

一种背撑式翼身融合体飞机推进系统及其控制方法

技术领域

本公开涉及飞机推进系统，尤其涉及一种翼身融合体飞机推进系统及其控制方法。

背景技术

翼身融合体飞机可以大型化用于客运、货运，也可以小型化用于公务机、民用高空喷洒等，但是，无论哪种用途，均希望翼身融合体飞机能够具有较好的经济性，同时具有较强的适应复杂环境的能力，这就对翼身融合体飞机的推进系统提出了更高的要求。例如，当翼身融合体飞机用于自然环境较差的海岛时，无法建设长距离机场跑道或经常性的恶劣气候条件将导致很多飞机无法适用，又比如当已有的机场跑道遇到突发情况只能部分使用时，起飞距离过短将使通用飞机无法起飞。

公开内容

为了解决上述技术问题中的至少一个，本公开提供了一种背撑式翼身融合体飞机推进系统及其控制方法，具体实现方式：

一种背撑式翼身融合体飞机推进系统，包括主发动机、传动装置、电力存储装置、以及外置风扇装置，所述外置风扇装置包括N个外置风扇，N≥1；

所述主发动机通过所述传动装置与所述电力存储装置相连，并且所述主发动机将其输出的部分轴功转化为电能存储于所述电力存储装置中；

所述主发动机包括设置于其后部的可旋转排气段；

所述电力存储装置与所述外置风扇相连；

每个所述外置风扇均可旋转，以使得所述外置风扇的轴线与水平方向呈一定夹角。

进一步地，所述主发动机的前端低压系统连接有输出轴；所述传动装置与所述输出轴传动连接。

进一步地，所述传动装置包括传动轴、第一联轴器、第二联轴器和减速器；所述输出轴通过所述第一联轴器与所述传动轴相连，所述传动轴通过所述第二联轴器与所述减速器相连；所述减速器与所述电力存储装置相连。

进一步地，所述传动装置还包括离合器，所述离合器连接于所述传动轴与所述减速器之间的。

进一步地，所述电力存储装置包括设置于飞机中后部的发电设备和电能存储设备；所述发电设备包括发电机，所述发电机的输入轴与所述传动装置传动连接。

进一步地，所述外置风扇装置安装于飞机尾部，并且N个所述外置风扇沿飞机宽度方向呈一字排列；所述外置风扇装置包括电动机，所述电动机与所述电力存储装置相连。

进一步地，还包括设置于飞机尾部的翼尾调节翅片，所述翼尾调节翅片位于所述外置风扇装置的上方，当所述外置风扇旋转时，所述翼尾调节翅片打开。

进一步地，所述外置风扇连接有旋转调节机构，所述旋转调节机构包括调节器、驱动轴、调节轴和调节齿轮，所述调节齿轮为锥齿轮；

所述调节齿轮安装于所述外置风扇上；

所述调节器与所述驱动轴相连，并控制所述驱动轴旋转；

所述驱动轴与所述调节轴传动连接；

所述调节轴的轴端设有外齿轮，所述外齿轮与所述调节齿轮相啮合。

进一步地，所述主发动机采用背撑式布局安装于飞机背部。

一种用于上述任一项所述推进系统的控制方法，包括：

获取飞机起飞环境；

当飞机起飞环境为普通环境时：

向推进系统发出控制信号，以使所述主发动机和外置风扇根据控制信号工作，为飞机提供水平方向推力；

当飞机起飞环境为复杂环境时：

向推进系统发出控制信号，以使所述调节器将所述翼尾调节翅片打开；

旋转外置风扇，使所述外置风扇的排气口向下；

旋转主发动机的可旋转排气段，使所述可旋转排气段的排气口向下；

驱动主发动机和外置风扇工作，为飞机提供垂直方向升力。

附图说明

附图示出了本公开的示例性实施方式，并与其说明一起用于解释本公开的原理，其中包括了这些附图以提供对本公开的进一步理解，并且附图包括在本说明书中并构成本说明书的一部分。

图1，是本公开的翼身融合体飞机推进系统布置示意图；

图2，是本公开的翼身融合体飞机推进系统结构示意图；

图3，是本公开的主发动机结构示意图；

图4，是本公开的电力存储装置示意图；

图5，是本公开的外置风扇装置结构示意图；

图6，是本公开的外置风扇装置旋转调节机构示意图；

图7，是推进系统在普通环境工作模式下的控制示意图；

图8，是本公开的推进系统在复杂环境工作模式下的控制示意图。

图中：

推进系统2；外置风扇装置3；主发动机4；翼尾调节翅片5；控制线缆6；调节器7；电力存储装置8；传动装置9；电动机31；传动轴32；外置风扇33；旋转机构34；驱动轴35；调节轴37；调节齿轮38；输出轴41；多级风扇42；可旋转排气段43；发动机支撑架44；电能存储设备81；发电设备84；连接轴85。

具体实施方式

下面结合附图和实施方式对本公开作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施方式仅用于解释相关内容，而非对本公开的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本公开相关的部分。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本公开中的实施方式及实施方式中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施方式来详细说明本公开。

实施例一

参照图1-图6，本实施例提供了一种背撑式翼身融合体飞机推进系统，所述推进系统2包括主发动机4、传动装置9、电力存储装置8、以及外置风扇装置3，外置风扇装置3包括N个个外置风扇单元，每个外置风扇单元均包括一个外置风扇33和一个电动机，N≥1；外置风扇装置3安装于飞机尾部，并且N个外置风扇33沿飞机宽度方向呈一字排列；电动机与电力存储装置8相连。

参照图5和图6，每个外置风扇33均可旋转，以使得外置风扇33的轴线与水平方向呈一定夹角。外置风扇33连接有旋转调节机构34，每两组外置风扇单元体可配置一个旋转调节机构34，旋转调节机构34可以使外置风扇33从水平方向旋转到垂直方向，从而根据需要将外置风扇33的水平方向推力转换为垂直方向的升力，为翼身融合体飞机短距起飞或者降落时提供动力。

参照图2、图5和图6，旋转调节机构34包括调节器7、驱动轴35、调节轴37和调节齿轮38，调节齿轮38为锥齿轮；调节齿轮38安装于外置风扇33上；调节器7通过控制线缆6与驱动轴35相连，并控制驱动轴35旋转；驱动轴35与调节轴37传动连接；调节轴37的轴端设有外齿轮，外齿轮与调节齿轮38相啮合。调节器7可以实现高精度快速调节，从而实现外置风扇33在极短时间内实现由水平方向转为垂直方向。

参照图2、图5和图6，本实施例得推进系统还包括设置于飞机尾部的翼尾调节翅片5，翼尾调节翅片5位于外置风扇装置3的上方，当外置风扇33旋转时，翼尾调节翅片5打开。为旋转后的外置风扇33提供充足的进气。翼尾调节翅片5打开时，其最大的表面与飞机中轴线平行且垂直于飞机上表面，这样可以尽量减少飞行阻力。

参照图2、图3和图5；主发动机4的前端低压系统连接有输出轴41，所述主发动机还包括多级风扇42和发动机支撑架43，所述住发动机通过发动机支撑架安装于飞机上；所述传动装置9与输出轴41传动连接。主发动机4通过传动装置9与电力存储装置8相连，并且主发动机4的将其输出的部分轴功转化为电能存储于电力存储装置8中。主发动机4包括设置于其后部的可旋转排气段43；电力存储装置8与外置风扇33相连。

参照图1-图8，本实施例的翼身融合体飞机在普通环境工作模式时，在主发动机4工作时，低压系统大部分轴功转化为涡轮做功，使主发动机4产生水平推力；低压系统少部分轴功转化为电能存储到电力存储设备中，为外置风扇33、飞发附件等设备提供电能，同时外置风扇33产生水平推力，主发动机4水平推力与外置风扇33水平推力一起构成了推进系统的总推力。

参照图1-图8，本实施例的翼身融合体飞机在复杂环境工作模式时，在主发动机4工作时，低压系统全部轴功转化为涡轮做功，此时排气段喷口旋转到垂直方向，主发动机4产生垂向升力；电力存储设备为外置风扇33、飞发附件等设备提供电能，同时外置风扇单元体旋转到垂直方向，电动机驱动外置风扇33产生垂向升力，主发动机4垂向升力与外置风扇33垂向升力一起构成了推进系统的总升力。

参照图1-图8，本实施例在主发动机4前部增加传动装置9，主发动机4的低压系统的输出轴41与传动装置9的传动轴连接，将主发动机4低压系统的部分轴功输出，转化为电能存储到电力存储装置8中，为机载设备和外置风扇装置3供电；在飞机尾部均布一定数量的外置风扇33来提高推进系统的等效涵道比，从而可以降低燃油消耗和减少排放，同时外置风扇装置3带有旋转调节机构34，根据需要使外置风扇33的水平方向推力转换为垂直方向的升力；将主发动机4后部的排气段设计为可旋转排气段43，根据需要可以将水平方向推力转换为垂直方向的升力，与旋转后的外置风扇装置3一起为飞机提供垂直方向的总升力，从而可以使翼身融合体飞机在复杂环境下紧急短距离起飞或者降落，大大提高了飞机的适用性。

参照图1-图8，本实施例的主发动机4为双发涡扇发动机配置，采用背撑式布局安装在翼身融合体飞机背部，并沿飞机中轴线对称布置。主发动机4后部的排气段设计为可旋转排气段43，可以根据需要将水平方向推力转换为垂直方向的升力。

参照图1-图8，本实施例的电力存储装置8包括设置于飞机中后部的发电设备84、电能存储设备、连接轴85以及线缆；发电设备84包括发电机，发电机的输入轴与传动装置9传动连接。电能存储设备由若干高能量密度、轻质材料的电池组以并联或者串联方式组成，将电能存储后再利用。发电机为结构紧凑、重量较轻的发电机，发电机输入轴与传动装置9相连接，将从主发动机4提取到的轴功转化为电能存储。同时，电力存储装置8还兼具调压功能，将不稳定电能进行稳压，需要时对外输出电能。

参照图1-图8，本实施例的传动装置9包括传动轴、第一联轴器、第二联轴器、减速器和；输出轴41通过第一联轴器与传动轴相连，将低压系统的部分轴功输出；传动轴通过第二联轴器与减速器相连；减速器与电力存储装置8相连，从而最终将主发动机4低压系统的部分轴功转化为电能存储。减速器尽量小型化、紧凑化，采用轻质、高可靠性材料制造，降低重量负荷。

参照图1-图8，本实施例的离合器连接于传动轴与减速器之间。离合器用于控制传动轴与减速器的连接和断开，从而控制主发动机4低压系统向电力存储装置8的能量传输。主发动机4控制系统可以对电力存储设备中的电能存储情况进行实时监测，当存储的电能达到总容量的某一上限阀值时，操作人员远程控制离合器切断传动轴与减速器的连接，此时主发动机4低压系统前端输出轴41不带负载处于空转状态，此时不对外输出轴功，不继续向电力储能装置转化电能；当存储的电能低于总容量的某一下线阀值时，操作人员远程控制离合器将传动轴与减速器连接在一起，此时主发动机4低压系统前端输出轴41带负载并重新向电力储能装置转化电能。离合器的设置可以极大提高推进系统的操控灵活性，使操作人员可以根据需要实时提取主发动机4低压系统部分轴功转化为电能存储，又可以根据需要随时切断这种转化过程。

实施例二：

参照图1-图8，本实施例提供一种用于上述任一项推进系统的控制方法，包括：

获取飞机起飞环境；

当飞机1起飞环境为普通环境时：

向推进系统2发出控制信号，以使主发动机4和外置风扇33根据控制信号工作，为飞机提供水平方向推力；

当飞机起飞环境为复杂环境时：

向推进系统2发出控制信号，以使调节器7将翼尾调节翅片5打开；

旋转外置风扇33，使外置风扇33的排气口向下；

旋转主发动机4的可旋转排气段43，使可旋转排气段43的排气口向下；

驱动主发动机4和外置风扇33工作，为飞机提供垂直方向升力。

本实施例中，普通环境为飞机能够正常起飞的环境，复杂环境为飞机起飞跑道长度不足，或其他无法满足飞机正常起飞的情况。

本公开中“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至少一个该特征。

本发明中“上”、“下”、为参照相对于飞机正常停放时的状态的方向，“上”即为朝向天空的方向，“下”即为朝向地面的方向，“宽度方向”为飞机两翼之间的方向。

在本公开的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

本领域的技术人员应当理解，上述实施方式仅仅是为了清楚地说明本公开，而并非是对本公开的范围进行限定。对于所属领域的技术人员而言，在上述公开的基础上还可以做出其它变化或变型，并且这些变化或变型仍处于本公开的范围内。

Claims (10)

1.一种背撑式翼身融合体飞机推进系统，其特征在于，包括主发动机、传动装置、电力存储装置、以及外置风扇装置，所述外置风扇装置包括N个外置风扇，N≥1；

所述主发动机通过所述传动装置与所述电力存储装置相连，并且所述主发动机将其输出的部分轴功转化为电能存储于所述电力存储装置中；

所述主发动机包括设置于其后部的可旋转排气段；

所述电力存储装置与所述外置风扇相连；

每个所述外置风扇均可旋转，以使得所述外置风扇的轴线与水平方向呈一定夹角。

2.如权利要求1所述的背撑式翼身融合体飞机推进系统，其特征在于，所述主发动机的前端低压系统连接有输出轴；所述传动装置与所述输出轴传动连接。

3.如权利要求2所述的背撑式翼身融合体飞机推进系统，其特征在于，所述传动装置包括传动轴、第一联轴器、第二联轴器和减速器；所述输出轴通过所述第一联轴器与所述传动轴相连，所述传动轴通过所述第二联轴器与所述减速器相连；所述减速器与所述电力存储装置相连。

4.如权利要求3所述的背撑式翼身融合体飞机推进系统，其特征在于，

所述传动装置还包括离合器，所述离合器连接于所述传动轴与所述减速器之间。

5.如权利要求1所述的背撑式翼身融合体飞机推进系统，其特征在于，

所述电力存储装置包括设置于飞机中后部的发电设备和电能存储设备；所述发电设备包括发电机，所述发电机的输入轴与所述传动装置传动连接。

6.如权利要求1所述的背撑式翼身融合体飞机推进系统，其特征在于，

所述外置风扇装置安装于飞机尾部，并且N个所述外置风扇沿飞机宽度方向呈一字排列；所述外置风扇装置包括电动机，所述电动机与所述电力存储装置相连。

7.如权利要求1所述的背撑式翼身融合体飞机推进系统，其特征在于，

还包括设置于飞机尾部的翼尾调节翅片，所述翼尾调节翅片位于所述外置风扇装置的上方，当所述外置风扇旋转时，所述翼尾调节翅片打开。

8.如权利要求1所述的背撑式翼身融合体飞机推进系统，其特征在于，

所述外置风扇连接有旋转调节机构，所述旋转调节机构包括调节器、驱动轴、调节轴和调节齿轮，所述调节齿轮为锥齿轮；

所述调节齿轮安装于所述外置风扇上；

所述调节器与所述驱动轴相连，并控制所述驱动轴旋转；

所述驱动轴与所述调节轴传动连接；

所述调节轴的轴端设有外齿轮，所述外齿轮与所述调节齿轮相啮合。

9.如权利要求1-8任一项所述的背撑式翼身融合体飞机推进系统，其特征在于，所述主发动机采用背撑式布局安装于飞机背部。

10.一种用于如权利要求1-9任一项所述推进系统的控制方法，其特征在于，包括：

获取飞机起飞环境；

当飞机起飞环境为普通环境时：

向推进系统发出控制信号，以使所述主发动机和外置风扇根据控制信号工作，为飞机提供水平方向推力；

当飞机起飞环境为复杂环境时：

向推进系统发出控制信号，以使所述调节器将所述翼尾调节翅片打开；

旋转外置风扇，使所述外置风扇的排气口向下；

旋转主发动机的可旋转排气段，使所述可旋转排气段的排气口向下；

驱动主发动机和外置风扇工作，为飞机提供垂直方向升力。

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