CN114476048A - 一种基于轮缘驱动技术的翼缘融合推进结构 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于轮缘驱动技术的翼缘融合推进结构，涉及航空电推进及轮缘电机的技术领域。机翼前后翼缘并排分布的流道结构和机翼相融合，尾部成喷管状；前翼缘流道设在机翼前缘上沿，后翼缘流道在机翼尾部成Y形，流道中安装有轮缘电机驱动的风扇；前翼缘推进结构主要负责提供推力，后翼缘推进结构既提供推力也具有边界层抽吸作用。本发明的基于轮缘驱动技术的翼缘融合推进结构适用于电推进飞机的高速飞行的推进需求，解决了传统翼缘分布式电推进飞机被螺旋桨限制飞行速度的问题。此外，本发明通过轮缘驱动方式解决了传统轴驱电机难以安装在机翼翼缘流道内的问题；还进一步提高了推进系统整体的结构强度，减少了结构和气动的设计难度。

Description

一种基于轮缘驱动技术的翼缘融合推进结构

技术领域

本发明涉及航空电推进技术领域，具体涉及一种基于轮缘驱动技术的翼缘推进结构。

背景技术

随着碳中和战略的提出和航空电推进技术的发展，翼缘分布式推进是一种常见的推进方式，有利于提高飞行器的推进效率，减少碳排放和能量损耗。然而传统的翼缘分布式推进是利用螺旋桨提供推力，导致飞行器的飞行速度不高。飞行速度在低马赫时，传统翼缘分布式结构对气动性能影响小，边界层也相对较小。传统翼缘结构一般是将电机并排安装在飞机机翼上，机翼的结构和强度受到很大的影响，传统翼缘分布阻力较大，高强度结构设计难度大，不适合高速飞行；并且在飞行速度提高后，边界层的影响较大，传统翼缘分布不能减少边界层阻力。因此，在高速电推进飞行器中机翼BLI(边界层吸入)风扇的涡轮电推进系统逐渐流行。机翼BLI风扇设计和应用的关键在于电机和机翼的安装组合。机翼BLI风扇转速较高，直径较小，功率需求达百千瓦级别。相应功率等级的轴驱式电机一般是安装在流道中心处，电机的体积和迎风截面对流道的气动影响很大，因此传统的机翼BLI风扇电推进系统在机翼前翼缘一般不会设有推进结构，而仅仅将轴驱电机埋在机翼后翼缘内。这种传统结构对机翼结构强度设计要求高，而且电机散热比较困难，需要附加散热装置。由于仅在后翼缘处提供推力，可能会有一些飞行条件，特别是在下降过程中，受限的尾部流道区域可能会影响性能。发明内容

本发明所要解决的技术问题是针对背景技术的缺陷，，提出了一种基于轮缘驱动技术的翼缘融合推进结构，适合高速飞行的推进需求，不仅保留了翼缘分布式推进结构的推进优势，同时也具有BIL边界层抽吸的作用，具有广阔的应用前景。

本发明为解决上述技术问题所采用的技术方案如下：

基于轮缘驱动技术的翼缘融合推进结构，设置在飞行器或飞机的机翼的前后翼缘区域，由并排分布的流道、轮缘电机和内置风扇、电机转子及风扇的限位支撑结构组成。

按照上述方案进一步地改进，一种基于轮缘驱动技术的翼缘融合推进结构由机翼前后翼缘各自的分布式融合推进结构组成，即机翼的前后翼缘都并列分布着一定数量的棱形流道结构，流道和机翼融合在一起，其截面较小，内径不超过400mm；流道中安装的风扇采用轮缘驱动技术。机翼前翼缘融合推进结构主要负责提供推力，机翼后翼缘融合推进结构不仅提供推力，而且具有对机身和机翼根部的边界层抽吸作用。

进一步地，基于轮缘驱动技术的翼缘融合推进结构的机翼后翼缘的流道数量一般要小于机翼前翼缘的流道，这是因为后翼缘的非襟翼空间有限。

进一步地，基于轮缘驱动技术的翼缘融合推进结构的机翼前后翼缘流道中安装有由轮缘电机驱动的电动涡轮风扇，轮缘驱动技术所需的轮缘电机的转子和电动涡轮风扇集成在一起，轮缘电机通过棱形支架固定在流道中，定转子都是埋在流道导管壁中，不会影响到流道内气流流通，电机采用风冷散热。

进一步地，基于轮缘驱动技术的翼缘融合推进结构的机翼前翼缘的流道安装在机翼前翼缘处，流道的下沿和机翼上沿融为一体，流道上沿连成一片成辅翼结构。轮缘电机和风扇安装在辅翼和机翼形成的收缩喷管状结构的前端。

进一步地，基于轮缘驱动技术的翼缘融合推进结构的机翼前翼缘处的流道上沿和机翼前翼缘上沿的弧度部分形成进口大出口小的喇叭装流道结构，流道的进口端上沿底部和机翼前翼缘上沿面形成的流道进口较大，流道的出口端在机翼前翼缘上沿弧顶处成收缩状。

进一步地，基于轮缘驱动技术的翼缘融合推进结构的机翼的后翼缘的流道安装在靠近机身的机翼根部尾端非襟翼处，流道进口分为从机翼上沿进气和下沿进气两条，上沿进气口比下沿进气口大且上进气流道比下进气流道长，上下进气流道沿着机翼尾部翼缘形成类Y形，尾部流道上进气口的下沿和下进气口的上沿和机翼尾部一体，流道汇合处安装有轮缘电机驱动的电动涡轮风扇，而流道外沿部分形成并排的喷管结构，流道喷口处成收缩状。流道喷口通过支撑筋及隔板和机翼连接在一起。

进一步地，基于轮缘驱动技术的翼缘融合推进结构的后翼缘流道的上进气口外沿流道壁和下进气口的外沿流道壁在流道汇合前即轮缘电机基座前部可以上下转动，流道上下两个进气口可以根据飞行速度和进气速度改变大小，转动所需的小型伺服电机安装在后翼缘流道进气口的夹角空间内。

进一步地，基于轮缘驱动技术的翼缘融合推进结构的前翼缘的轮缘电机引线从辅翼经过，后翼缘轮缘电机引线和伺服电机引线从隔板经过。

与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：

(1)采用轮缘驱动方式可以取消机翼内部的电机安装空间；..

(2)减少翼缘结构的复杂度和重量，结构强度更高；

(3)同时实现前翼缘驱动和后翼缘驱动；

(4)具有该结构的机翼带来的飞行气动性能更好；

(5)采用轮缘驱动方式可以增加翼缘排列的推进器数量.

附图说明

图1是本发明所述基于轮缘驱动技术的翼缘融合推进结构，亦在实施例中详细说明；

图2是本发明所述的基于轮缘驱动技术的翼缘融合推进结构中的在机翼前翼缘处的分布式融合推进结构；

图3是本发明所述的基于轮缘驱动技术的翼缘融合推进结构中的在机翼后翼缘非襟翼处的分布式融合推进结构；

图4是本发明所述的基于轮缘驱动技术的翼缘融合推进结构中的在机翼后翼缘非襟翼处的分布式融合推进结构的流道示意图；

图5是本发明所述的轮缘驱动技术所需的轮缘驱动电机及棱形支架结构。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明的技术方案作进一步的说明：本发明可以以许多不同的形式实现，而不应当认为限于这里所述的实施例。相反，提供这些实施例以便使本公开透彻且完整，并且将向本领域技术人员充分表达本发明的范围。

实施例

图1为本发明所述的基于轮缘驱动技术的翼缘融合推进结构。如图1所示，基于轮缘驱动技术的翼缘融合推进结构安装在机翼3和机身的交界处，分为机翼3的前翼缘处的分布式融合推进结构1和后翼缘处的分布式融合推进结构2两部分；具体包括：并排分布的流道，轮缘驱动电机，电机支架和转子集成的推力风扇及其支撑结构5。前翼缘的融合推进结构流道数量高于后翼缘融合推进结构数量，在实例中前翼缘融合推进结构是9流道设计而后翼缘融合推进结构采用了6流道设计，具体流道设计可以根据飞行器的推进需求和气动设计进行调整。流道的截面较小，实例中流道的内径为300mm，轮缘电机及风扇和棱形支架作为一个整体5安装在流道中，电机的定转子都是埋在流道导管壁中，不会影响到流道内气流流通，风扇采用了8桨叶设计。

图2为机翼的前翼缘融合推进结构1，棱形流道11安装在机翼的前翼缘处，流道上沿连成一片成辅翼结构12，流道的下沿和机翼上沿融为一体13；机翼前翼缘处的流道上沿和机翼前翼缘上沿的弧度部分形成进口大出口小的喇叭状流道结构14，流道的进口端上沿底部和机翼前翼缘上沿面形成的流道进口较大，流道的出口端在机翼前翼缘上沿弧顶处成收缩状。轮缘电机和风扇5安装在辅翼和机翼形成的收缩喷管状结构14的前端。机翼前翼缘融合推进结构1主要负责提供推力。

图3为机翼的后翼缘融合推进结构2，安装在靠近机身的机翼3根部尾端的襟翼4内侧，流道进口分为从机翼上沿进气和下沿进气两条，上沿进气口比下沿进气口大且上进气流道21比下进气流道22长，上下进气流道沿着机翼尾部翼缘合并成类Y形；尾部流道上进气口的下沿和下进气口的上沿和机翼尾部融合，形成夹角空间24，而多个并排的流道的外沿部分连成上下两片25、26并形成收缩状喷管结构23。流道汇合处27安装有轮缘电机驱动的电动涡轮风扇5，流道喷口23通过支撑筋及隔板6和机翼3连接在一起。

图4为机翼的后翼缘流道结构，在流道汇合前即轮缘电机基座前部有可以转动的挡板，其上进气口外沿流道壁28和下进气口的外沿流道壁29可以通过改变角度来调节流道的进气量大小，控制转动的伺服电机安装在夹角空间24内。机翼后翼缘融合推进结构2不仅提供一部分推力，还起到对机翼3和机身交界处的边界层抽吸的作用。进一步地，前翼缘的轮缘电机的驱动引线从辅翼12经过，后翼缘轮缘电机引线和伺服电机引线从隔板6和夹角空间24经过。

图5所示的是本发明的轮缘驱动技术所需的轮缘驱动电机、电机支架和转子集成的推力风扇及其支撑结构5。电机的转子53套在风扇54外围，电机定子52和转子53安装在棱形支架51内，棱形支架埋在流道壁和隔板中。

以上实施方式仅为说明本发明的技术思想，并不用于限制本发明的保护范围，凡是按照本发明提出的技术思想，在本发明技术方案基础上所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种基于轮缘驱动技术的翼缘融合推进结构，其特征在于：采用机翼前后翼缘均有分布式融合推进结构的设计，即机翼的前后翼缘都并列分布着一定数量的棱形流道结构，流道中安装有推力风扇，流道和机翼融合在一起，其截面较小，内径不超过400mm；风扇采用轮缘驱动技术。

2.根据权利要求1所述的一种基于轮缘驱动技术的翼缘融合推进结构，其特征在于：机翼前后翼缘的流道中安装有由轮缘电机驱动的电动涡轮风扇，风扇为多桨叶的外径大叶剖面型，桨叶数量大于等于5；轮缘驱动技术所需的轮缘电机的转子和电动涡轮风扇集成在一起，风扇的外围是电机的转子，轮缘电机通过棱形支架固定在棱形流道的导管壁中，采用风冷散热。

3.根据权利要求1所述的一种基于轮缘驱动技术的翼缘融合推进结构，其特征在于：机翼前翼缘处的流道的下沿和机翼上沿融为一体，流道上沿连成一片成辅翼结构；轮缘电机和风扇安装在辅翼和机翼形成的收缩喷管状结构的前端。

4.根据权利要求3所述的一种基于轮缘驱动技术的前翼缘融合推进结构，其特征在于：机翼前翼缘处的流道上沿和机翼前翼缘上沿的弧度部分形成进口大出口小的喇叭状流道结构，流道的进口端上沿底部和机翼前翼缘上沿面形成的流道进口较大，流道的出口端在机翼前翼缘上沿弧顶处成收缩状。

5.根据权利要求1所述的一种基于轮缘驱动技术的翼缘融合推进结构，其特征在于：机翼的后翼缘处的流道安装在靠近机身的机翼根部尾端非襟翼处，流道进口分为从机翼上沿进气和下沿进气两条，上进气流道比下进气流道长，两条进气流道沿着机翼尾部翼缘合并形成类Y形，上进气口比下进气口大，尾部流道上进气口的下沿和下进气口的上沿和机翼尾部融合，形成夹角空间；而多个并排的流道的外沿部分连成上下两片并形成收缩状喷管结构；流道汇合处安装有轮缘电机驱动的电动涡轮风扇；流道喷口通过支撑筋及隔板和机翼连接在一起。

6.根据权利要求5所述的基于轮缘驱动技术的后翼缘融合推进结构，其特征在于：后翼缘流道的上进气口外沿流道壁和下进气口的外沿流道壁在流道汇合前即轮缘电机基座前部可以上下转动，流道上下两个进气口可以根据飞行速度和进气速度改变大小，转动所需的小型伺服电机安装在后翼缘流道进气口的夹角空间内。

7.根据权利要求5所述的一种基于轮缘驱动技术的后翼缘融合推进结构，其特征在于：电动涡轮风扇的中心由固定的支撑轴连接在机翼尾端。

8.根据权利要求1所述的一种基于轮缘驱动技术的后翼缘融合推进结构，其特征在于：机翼后翼缘的流道数量小于机翼前翼缘的流道；机翼的前翼缘融合推进结构主要负责提供推力，机翼的后翼缘融合推进结构一方面提供推力，另一方面具有对机身和机翼根部的边界层抽吸作用。

9.根据权利要求2所述的一种基于轮缘驱动技术的后翼缘融合推进结构，其特征在于：前翼缘的轮缘电机引线从辅翼经过，后翼缘轮缘电机引线和伺服电机引线从隔板经过。

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