CN115352641A - 一种用于超高速直升机的混合电推进涡轮风扇发动机构型 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种用于超高速直升机的混合电推进涡轮风扇发动机构型，属于飞行器动力领域。本发明公开的构型包括：涡扇发动机、发电系统和升力电风扇组件，所述的涡扇发动机包含可联动的连续可调涵道比的双环形导叶装置和可调尾喷管，所述双环形导叶装置可0～90°调节，实现风扇前后的涵道比连续调节，所述的发电系统包含整流器以及由涡轮转子直接驱动的发电机，所述的升力风扇组件包括逆变器、电动机和升力风扇。本发明通过对涵道比和尾喷管面积的协调控制，在悬停/巡航时外涵道关闭/打开，尾喷管扩张/收敛，使得发动机几乎全部能量转换为悬停的升力或巡航的喷气推力，实现直升机以最大能力垂直爬升至悬停，或巡航，两个模式之间可以连续平稳过渡。

Description

一种用于超高速直升机的混合电推进涡轮风扇发动机构型
技术领域
本发明涉及一种用于超高速直升机的混合电推进涡轮风扇发动机构型，属于飞行器动力领域。
背景技术
现代新军事变革环境下的高技术局部战争对直升机的性能提出了更高要求，迫切需要一种快速支持、敏捷打击的超高速直升机。常规直升机的旋翼前行旋叶会因速度过高而产生激波，后行旋叶会因速度过低而失速，使得直升机升力减小、阻力增大，从而限制了直升机的最大前飞速度，时速在250公里/小时至350公里/小时的范围内。为了提高常规直升机的飞行速度极限，目前直升机业界主要提出了两种方案：
一是倾转旋翼机，在类似固定翼飞机机翼的翼尖处，各装一套可在水平与垂直位置之间自由转动的旋翼倾转系统组件。尽管相比于传统直升机具有更高巡航速度、更远航程，如V-22“鱼鹰”最高时速为509公里/小时，但依旧无法突破常规螺旋桨飞机的600公里/小时的巡航时速，说明了螺旋桨(即，可旋转旋翼)推进过程存在巡航速度不高的问题。
二是采用共轴反转双旋翼和推进螺旋桨组合结构。共轴反转的上下两组旋翼可相互平衡掉旋翼滚转力矩，不需要尾桨结构，尾部推进螺旋桨可实现更高的前飞速度，如S-97最大飞行速度超过482千米/时。然而对于共轴反转双旋翼方案而言，由于两片螺旋桨的转动方向相反，位于后方的螺旋桨将不停地穿过前方螺旋桨的尾流，这会产生一种复杂的动态不利气动干扰，使共轴反转推进装置的整体气动效率变低，即同等推力下螺旋桨所需要的发动机功率增大，燃油消耗率增大，由此限制了飞行速度的进一步提升。
短距起飞/垂直降落(STOVL，Short Take Off/Vertical Landing)的飞行器也是一个发展方向，F35B作为其典型的短距起飞/垂直降落固定翼飞机，因其出色的突击打击、侦察跟踪和近距空中支援能力被应用到多种作战环境下。而此类短距起飞/垂直降落固定翼飞机之所以能在百余米的跑道、甲板上起飞，其装配的先进推进系统发挥了至关重要的作用。为了实现垂直起降与巡航状态下的连续平稳过渡，F35B在发动机到升力风扇之间采用离合器来实现切换过渡，其由一根传动轴带动，它的功率相当于一艘驱逐舰的传动轴，达到28000马力，截面积只有脸盆大小，却因为要同时和主轴、风扇结合，两者之间存在极大的速度差，在接合瞬间会产生极高的扭矩负载和温度，这对涡扇发动机稳定过渡和材料又提出了极高的要求。据说研制团队采用了一种特别耐磨的碳材料，才解决温度问题，但是发动机如何解决接合瞬间的大扭矩负载却没有过多透露，即国内尚未掌握此项技术。
超高速直升机在突破0.8马赫，即980千米/时时，无论是倾转旋翼机方案，如CN106986020A，还是共轴反转双旋翼+推进螺旋桨组合的方案，如CN109665096A，或者是两者混合的方案，如CN108045572A，都存在速度突破时螺旋桨推进力不足和转子叶尖速度过高而产生激波的问题，根本原因是在动力选择上两者很难兼顾直升机的高速巡航和悬停特性。众所周知利用涡扇发动机实现0.8马赫巡航技术已经相当成熟，且利用涡轴驱动旋翼或升力风扇实现飞行器悬停技术也很成熟，但从飞行器动力方面，悬停和巡航两种状态在切换时，悬停的涡扇空气流量约为0.8马赫巡航时的4倍，涡扇发动机的压气机在跨越这么大空气流量工作时很容易进入喘振，这就迫切需要发展相应的飞行器动力来满足高速巡航和悬停的性能需求，以及寻求非离合器方案来解决接合瞬时的极大扭矩负载和高温问题。
发明内容
本发明的目的在于提供一种用于超高速直升机的混合电推进涡轮风扇发动机构型，旨在发展一款巡航马赫数在0.8左右的超高速直升机的动力系统，采用涵道比和尾喷管面积连续可调的涡轮风扇发动机，悬停时，切换为涡轴模式驱动升力风扇垂直爬升或悬停，巡航时，切换为涡扇模式超高速喷气推进巡航，两个模式可以连续平稳过渡，以解决发动机在跨越巡航和悬停这两个大空气流量差距工作时很容易进入喘振的问题，切换过程不采用离合器来控制涵道风扇和升力风扇，从而解决了离合器接合瞬时的极大扭矩负载和高温问题。
为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：
一种用于超高速直升机的混合电推进涡轮风扇发动机构型，包括：涡扇发动机、发电系统和升力电风扇组件，所述的涡扇发动机包含可联动的连续可调涵道比的双环形导叶装置和可调尾喷管，所述的双环形导叶装置可0～90°调节，实现风扇前后的涵道比连续调节，采用双环形导叶装置，可有效的减少在采用单环导叶装置时气流绕过前环导叶让风扇对其做功量，最大限度降低起飞/垂直降落时升力风扇消耗功率，从而降低悬停时的燃油消耗量，所述的发电系统包含整流器和由涡轮转子直接驱动的发电机，所述的升力风扇组件包括逆变器、电动机和升力风扇；所述的涡扇发动机通过转轴和发电系统的发电机相连，发电机通过导线连接到整流器，再经整流器连接到逆变器，逆变器上包含多个稳定电源通道，并通过导线连接到升力电风扇组件，升力电风扇组件内的多个升力风扇都独立连接到逆变器上的多个稳定电源通道；
所述的双环形导叶装置包括后导叶排从动件、后导叶排连杆环、驱动装置、后导叶排叶片、后导叶排转杆、前导叶排叶片、前导叶排转杆、前导叶排从动件、前导叶排连杆环、环形支撑架，所述环形支撑架用于固定前导叶叶根，所述驱动装置包括马达、主动件、平行连杆、从动件，后导叶排转杆嵌套在后导叶排叶片中，并通过铰点与后导叶排从动件连接，每一个后导叶排从动件都平行铰接在后导叶排连杆环上，其中某一个后导叶排从动件与主动件贴合，该主动件和马达转轴固连，其还通过平行连杆和从动件连接，从动件和某一前导叶排从动件贴合，并构造用于0～90°的涵道风扇的双排导叶调节，可实现单驱动源就能使风扇外涵道的前后通道从关闭到打开的连续调节；
所述马达，为电驱动马达；所述的双环形导叶装置，可以安装多个驱动装置；
所述的双环形导叶装置的后导叶排叶片后方，安装有承力导叶，构造用于支撑内涵道转子和静止部件，并将从双环形导叶装置外涵道流出气体的周向速度分量导流成轴向。
所述的一种用于超高速直升机的混合电推进涡轮风扇发动机构型，其特征在于，涡扇发动机的涵道风扇的两种模式切换的过程为：
①巡航状态→悬停状态：马达驱动主动件从45°位置转到-45°位置，其对应于双排导叶从90°位置转至0°位置，此时和主动件贴合的某个后导叶排从动件顺时针旋转，并通过后导叶排连杆环驱动整个后导叶排从动件顺时针旋转，从而通过铰点带动整个后导叶排转杆顺时针旋转，最终停下时，后排叶片把外涵道后通道完全关闭；与此同时，马达驱动主动件的位移量通过平行连杆传递到前导叶排从动件，同样驱动整个前导叶转杆顺时针旋转，最终前排叶片把外涵道前通道也完全关闭；
②悬停状态→巡航状态：马达驱动主动件从-45°位置转到45°位置，其对应于双排导叶从0°位置转至90°位置，使得前导叶排和后导叶排的转杆和连杆环均逆时针旋转，最终前排叶片和后排叶片把风扇外涵道的前后通道完全关闭。
所述的一种用于超高速直升机的混合电推进涡轮风扇发动机构型，其特征在于，所述构型受飞控系统和发动机控制器控制，并包含I-起动、II-升力模式、III-升力和巡航过渡、IV-巡航模式四个工作过程，模态转换时，飞行员操纵油门杆及工作模式开关，飞控系统协调升力风扇电机的功率输出，发动机控制器协调控制涵道比、喷口面积和燃油流量，超高速直升机具体工作过程为：
①I：涡扇发动机，外涵道完全关闭，尾喷管完全扩张，转速加速到慢车转速nidle；
②I→II：发动机控制器增加燃油流量，转子转速从慢车转速nidle加速到悬停转速nlift并工作在额定工作点A，外涵道依旧完全关闭，气流只能通过内涵道进入核心机，在核心机流道内压缩，燃烧，膨胀并对涡轮做功，尾喷管完全扩张使得内涵道气流出口速度几乎为零，即几乎不产生喷气推进力，此时涡轮通过转轴带动发电机发电，电流经过整流器把交流电转换成直流电，直流电经过逆变器转变成定频定压交流电，以驱动多台升力风扇旋转，升力风扇采用扩张唇口增加悬停进气量，此模式下发动机的几乎所有能量转化为升力风扇的升力；
③II→III→IV：飞行器加速爬升到相应的巡航马赫数和高度，发动机控制器根据油门杆指令，从悬停点A，加速到升力模式切换点B，此后，发动机控制器采用转速闭环控制，转速为nswitch，控制器对马达进行精准的角位置控制，导叶缓慢打开风扇外涵道的前后通道，涵道风扇对外涵道气体做功量增加故风扇负载增加，发动机控制器增加燃油流量以适应涵道风扇负载的增加，与此同时，小部分气体通过内涵道进入核心机，并在核心机流道内压缩，燃烧，膨胀并对涡轮做功，尾喷管缓慢从完全扩张开始收敛，涡轮做功能力减弱，发动机控制器增加燃油流量以实现涡轮的转速恒定，内涵道气流出口速度增加，喷气推进力增加，此时飞控系统减少升力风扇电机的功率输出，升力风扇转速下降，随着飞行速度增加机翼开始产生升力，升力模式切换点B过渡到巡航切换点C时，外涵道完全打开，尾喷管完全收敛，升力风扇转速为零，机翼升力完全替代升力风扇的升力，此时发电电能只用于飞行器内部设备供电，发动机几乎所有能量都转化为飞行器的喷气推进力，可以根据巡航速度需求从C点加速到D点，此过渡过程总升力不变，推进力缓慢增加，以保证连续平稳过渡；
④IV→III→II：发动机控制器根据油门杆指令，降低燃油流量，从巡航D点减速到巡航切换点C点，此时控制器开始缓慢关闭外涵道和扩张尾喷管，并且飞控系统加速升力风扇，最终过渡到升力模式切换点B时发动机几乎所有能量都转化为升力风扇的升力，可以根据下降高度需求从升力模式切换点B点减速到A点，此过渡过程总升力不变，推进力缓慢减少，以保证连续平稳过渡；
发动机在I→II→III→IV和IV→III→II→I过程中，发动机控制器的供油曲线都紧挨着超温喘振边界线，从而充分发挥发动机的性能潜力；
所述的III-模式切换过程，采用转速闭环控制，内涵道核心机的空气流量的稳态值保持不变，核心机压气机压比稳态值不变。
所述的一种用于超高速直升机的混合电推进涡轮风扇发动机构型，其特征在于，涡扇发动机通过转轴和发电机相连，涡扇发动机可以是单转子、双转子和三转子，发电机依据紧凑安装的原则来选取连接的轴是双转子的低压轴或高压轴，还是三转子的低压轴、中压轴或高压轴，连接部位是轴的两端延申轴或中间轴，例如，对于单转子发动机，可采用的方案为：
①在涡扇发动机的风扇罩前部引出一个转轴和发电机轴相连；
②在涡扇发动机的风扇和压气机之间的容腔内安装发电机；
③在涡扇发动机的涡轮尾部引出一个转轴和发电机轴相连。
与现有技术相比，本发明的优势是：本发明发展了一款巡航马赫数在0.8左右的超高速直升机的动力系统，通过对涵道风扇前后涵道比、尾喷管面积、燃油流量和升力风扇电机功率的协调控制，可以最大限度的降低悬停状态下的涡扇发动机的消耗功率，在悬停/巡航时外涵道关闭/打开，尾喷管扩张/收敛，升力风扇满转/不转，使得几乎全部能量转换为悬停的升力或巡航的推进力，最终实现直升机以最大能力垂直爬升至悬停，以最大能力高速巡航，两个模式之间可以连续平稳过渡，并且本发明的涡扇发动机的供油曲线都是紧挨着超温和喘振边界，这样设计充分发挥了发动机的性能潜力，相对于外涵道不可调的涡扇发动机，本发明扩宽了稳定工作范围，使得这套动力系统在悬停和巡航两个大工况下能稳定工作，相对于带离合器的发动机，本发明不存在模式切换是的接合瞬时极大扭矩负载和极高温度问题。
附图说明
图1为本发明的整个动力系统在巡航和升力模式下的工作示意图。
图2为本发明的涵道风扇分别在巡航和升力模式下的立体图、正视图和左视图。
图3为本发明的单转子涡扇的发电机布局的风扇和压气机容腔安装方案的示意图。
图4为本发明的涡扇发动机在不同模式下的供油-转速变化曲线。
图5为本发明的涡扇发动机模态转换过渡过程参数变化曲线。
图6为本发明的整个动力系统模态转换过渡过程控制参数和性能参数变化曲线。
图中：1-后导叶排从动件、2-后导叶排连杆环、3-前导叶排从动件、4-前导叶排连杆环、5-驱动装置、51-马达、52-主动件、53-平行连杆、54-从动件、61-后导叶排叶片、62-后导叶排转杆、71-前导叶排叶片、72-前导叶排转杆、8-环形支撑架、9-承力导叶，A-悬停点、B-升力模式切换点、C-巡航切换点、D-巡航点。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
请参阅图1，本发明实施例中，一种用于超高速直升机的混合电推进涡轮风扇发动机构型，包括：涡扇发动机、发电系统和升力电风扇组件，所述的涡扇发动机包含可联动的连续可调涵道比的双环形导叶装置和可调尾喷管，所述的双环形导叶装置可0～90°调节，实现风扇前后的涵道比连续调节，相比于单环导叶装置，其双环形导叶装置可有效的减少气流绕过前环导叶让风扇对其做功的量，最大限度降低起飞/垂直降落时升力风扇消耗功率，从而降低悬停时的燃油消耗量，所述的发电系统包含整流器和由涡轮转子直接驱动的发电机，所述的升力风扇组件包括逆变器、电动机和升力风扇；所述的涡扇发动机通过转轴和发电系统的发电机相连，发电机通过导线连接到整流器，再经整流器连接到逆变器，逆变器上包含四个稳定电源通道，并通过导线连接到升力电风扇组件，升力电风扇组件内的四个升力风扇都独立连接到逆变器上的多个稳定电源通道；
请参阅图2，本发明实施例中，所述的双环形导叶装置包括后导叶排从动件1、后导叶排连杆环2、驱动装置5、后导叶排叶片61、后导叶排转杆62、前导叶排叶片71、前导叶排转杆72、前导叶排从动件3、前导叶排连杆环4、环形支撑架8，所述环形支撑架8用于固定前导叶排叶根，所述驱动装置5包括马达51、主动件52、平行连杆53、从动件54，后导叶排转杆62嵌套在后导叶排叶片61中，并通过铰点与后导叶排从动件1连接，每一个后导叶排从动件1都平行铰接在后导叶排连杆环2上，其中某一个后导叶排从动件与主动件52贴合，该主动件52和马达51转轴固连，其还通过平行连杆53和从动件54连接，从动件54和某一前导叶排从动件贴合，并构造用于0～90°的涵道风扇的双排导叶调节，可实现单驱动源就能使风扇外涵道的前后通道从关闭到打开的连续调节；
所述马达51，具体实施时应该方便混合电推进系统，采用电驱动马达，不需要油压源；
所述的双环形导叶装置，具体实施时左右安装两台，以满足装置平稳工作的功率要求；
所述的双环形导叶装置的后导叶排叶片61后方，安装有承力导叶9，起到支撑内涵道转子和静止部件的作用，并将从双环形导叶装置外涵道流出气体的周向速度分量导流成轴向。
请参阅图2，本发明实施例中，所述的一种用于超高速直升机的混合电推进涡轮风扇发动机构型，其特征在于，涡扇发动机的涵道风扇的两者模式切换的过程为：
①巡航状态→悬停状态：马达51驱动主动件52从45°位置转到-45°位置，其对应于双排导叶从90°位置转至0°位置，此时和主动件52贴合的某个后导叶排从动件顺时针旋转，并通过后导叶排连杆环2驱动整个后导叶排从动件1顺时针旋转，从而通过铰点带动整个后导叶排转杆62顺时针旋转，最终停下时，后排叶片把外涵道后通道完全关闭；与此同时，马达51驱动主动件52的位移量通过平行连杆53传递到前导叶排从动件3，同样驱动整个前导叶转杆62顺时针旋转，最终前排叶片把外涵道前通道也完全关闭，从而最大限度降低起飞/垂直降落时升力风扇消耗功率；
②悬停状态→巡航状态：马达51驱动主动件52从-45°位置转到45°位置，其对应于双排导叶从0°位置转至90°位置，最终使得前导叶排和后导叶排的转杆和连杆环均逆时针旋转，最终前排叶片和后排叶片把风扇外涵道的前后通道完全打开。
请参阅图4，本发明实施例中，所述的一种用于超高速直升机的混合电推进涡轮风扇发动机构型，其特征在于，所述的构型受飞控系统和发动机控制器控制，并包含I-起动、II-升力模式、III-升力和巡航过渡、IV-巡航模式四个工作过程，模态转换时，飞行员操纵油门杆及工作模式开关，飞控系统协调升力风扇电机的功率输出，发动机控制器协调控制涵道比、喷口面积和燃油流量，超高速直升机具体工作过程为：
①I：涡扇发动机，外涵道完全关闭，尾喷管完全扩张，转速加速到慢车转速nidle；
②I→II：发动机控制器增加燃油流量，转子转速从慢车转速nidle加速到悬停转速nlift并工作在额定工作点A，外涵道完全关闭，气流只能通过内涵道进入核心机，在核心机流道内压缩，燃烧，膨胀并对涡轮做功，尾喷管完全扩张使得内涵道气流出口速度几乎为零，即几乎不产生喷气推进力，此时涡轮通过转轴带动发电机发电，电流经过整流器把交流电转换成直流电，直流电经过逆变器转变成定频定压交流电，以驱动多台升力风扇旋转，升力风扇采用扩张唇口增加悬停进气量，此模式下发动机的几乎所有能量转化为升力风扇的升力；
③II→III→IV：飞行器加速爬升到相应的巡航马赫数和高度，发动机控制器根据油门杆指令，从悬停点A，加速到升力模式切换点B，此后，发动机控制器采用转速闭环控制，转速为nswitch，控制器对马达51进行精准的角位置控制，导叶缓慢打开风扇外涵道的前后通道，涵道风扇对外涵道气体做功量增加故风扇负载增加，发动机控制器增加燃油流量以适应涵道风扇负载的增加，与此同时，小部分气体通过内涵道进入核心机，并在核心机流道内压缩，燃烧，膨胀并对涡轮做功，尾喷管缓慢从完全扩张开始收敛，涡轮做功能力减弱，发动机控制器增加燃油流量以实现涡轮的转速恒定，内涵道气流出口速度增加，喷气推进力增加，此时飞控系统减少升力风扇电机的功率输出，升力风扇转速下降，随着飞行速度增加机翼开始产生升力，升力模式切换点B过渡到巡航切换点C时，外涵道完全打开，尾喷管完全收敛，升力风扇转速为零，机翼升力完全替代升力风扇的升力，此时发电电能只用于飞行器内部设备供电，发动机几乎所有能量都转化为飞行器的喷气推进力，可以根据巡航速度需求从C点加速到D点，此过渡过程总升力不变，推进力缓慢增加，以保证连续平稳过渡；
④IV→III→II：发动机控制器根据油门杆指令，降低燃油流量，从巡航D点减速到切换C点，此时控制器开始缓慢关闭外涵道和扩张尾喷管，并且飞控系统加速升力风扇，最终过渡到升力模式切换点B时发动机几乎所有能量都转化为升力风扇的升力，可以根据下降高度需求从B点减速到A点，此过渡过程总升力不变，推进力缓慢减少，以保证连续平稳过渡；
所述的II→III→IV(A-B-C-D)和IV→III→II(D-C-B-A)过程，发动机控制器的供油曲线都是紧挨着不稳定边界——超温和喘振边界，这样设计充分发挥了发动机的性能潜力，并且相对于外涵道不可调的涡扇发动机，本发明扩宽了涡扇发动机的稳定工作范围，使得这套动力系统在悬停和巡航两个大工况下能稳定工作；
请参阅图5，本发明实施例中，所述的III-模式切换过程，采用转速闭环控制，内涵道核心机的空气流量的稳态值保持不变，核心机压气机压比稳态值不变。III-升力和巡航过渡过程中，驾驶员在t0时刻推动油门杆从升力模式油门杆位置PLAlift推到巡航模式油门杆位置PLAcruise，由于燃油调节机构响应的滞后性，在t1时刻涡扇发动机燃油流量Wf开始增加，涡扇发动机采用转速闭环控制，内涵道核心机的转速nswitch稳态值保持不变，压气机压比π*C稳态值保持不变，在t2时刻起涵道比a采用斜波增量控制缓慢增加，核心机的转速nswitch和压气机压比π*C会出现抖动。
请参阅图6，本发明实施例中，动力系统通过对燃油流量Wf、涵道风扇前后涵道比a、尾喷管面积A8和升力电风扇功率Pfan的协调控制，实现超高速直升机在升力风扇升力Lfan替代机翼升力Lwing过程中总的升力Ltotal不变，在涡扇喷气推进力Fduct替代升力风扇前飞力Ffan过程中动力系统推进力Ftotal缓慢增加，实现协调控制，且模式切换时间尽可能的短。具体控制过程为：在t1时刻涡扇发动机燃油流量Wf开始增加，此时飞控系统通过控制多个升力电风扇实现超高速直升机的前飞，超高速直升机带有小前飞迎角，且升力电风扇产生推进力为Ffan，时间从t1到t2升力电风扇功率采用斜波增量控制模式缓慢增加，在t2时刻，升力电风扇功率采用负的加速度增量控制开始减少，超高速直升机缓慢减少前飞迎角，涡扇发动机开始产生喷气推进力Fduct，并在t3时刻喷气推进力Fduct完全替代风扇推进力Ffan，整个t1到t2过程Ftotal缓慢增加，总升力Ltotal恒定。
请参阅图1和图3，本发明实施例中，所述的一种用于超高速直升机的混合电推进涡轮风扇发动机构型，其特征在于，涡扇发动机通过转轴和发电机相连，涡扇发动机可以是单转子、双转子和三转子，发电机依据紧凑安装的原则来选取连接的轴是双转子的低压轴或高压轴，还是三转子的低压轴、中压轴或高压轴，连接部位是轴的两端延申轴或中间轴，具体实施时采用单转子方案，可采用的发电机布局为：
①在涡扇发动机的风扇罩前部延伸出转子轴和发电机轴相连；
②在涡扇发动机的风扇和压气机之间的容腔内安装发电机；
③在涡扇发动机的涡轮尾部部延伸出转子轴和发电机轴相连。
本发明并不局限于上述实施例，在本发明公开的技术方案的基础上，本领域的技术人员根据所公开的技术内容，不需要创造性的劳动就可以对其中的一些技术特征作出一些简单修改、等同变化与修饰，均属于本发明技术方案的范围内。

Claims (4)

1.一种用于超高速直升机的混合电推进涡轮风扇发动机构型，包括：涡扇发动机、发电系统和升力电风扇组件，所述的涡扇发动机包含可联动的连续可调涵道比的双环形导叶装置和可调尾喷管，所述的双环形导叶装置可0～90°调节，实现风扇前后的涵道比连续调节，所述的发电系统包含整流器和由涡轮转子直接驱动的发电机，所述的升力风扇组件包括逆变器、电动机和升力风扇；所述的涡扇发动机通过转轴和发电系统的发电机相连，发电机通过导线连接到整流器，再经整流器连接到逆变器，逆变器上包含多个电源通道，并通过导线连接到升力电风扇组件，其内的多个升力风扇都独立连接到逆变器上的多个电源通道；
所述的双环形导叶装置包括后导叶排从动件(1)、后导叶排连杆环(2)、驱动装置(5)、后导叶排叶片(61)、后导叶排转杆(62)、前导叶排叶片(71)、前导叶排转杆(72)、前导叶排从动件(3)、前导叶排连杆环(4)、环形支撑架(8)，所述驱动装置(5)包括马达(51)、主动件(52)、平行连杆(53)、从动件(54)，后导叶排转杆(62)嵌套在后导叶排叶片(61)中，并通过铰点与后导叶排从动件(1)连接，每一个后导叶排从动件(1)都平行铰接在后导叶排连杆环(2)上，其中某一个后导叶排从动件与主动件(52)贴合，该主动件(52)和马达(51)转轴固连，其还通过平行连杆(53)和从动件(54)连接，从动件(54)和某一前导叶排从动件贴合，并构造用于涵道风扇0～90°双排导叶的涵道比调节，可实现单驱动源就能使风扇前后的涵道比从零到最大的连续调节；
所述马达(51)，为电驱动马达；所述的双环形导叶装置，可以安装多个驱动装置(5)；
所述的双环形导叶装置的后导叶排叶片(61)后方，安装有承力导叶(9)，构造用于支撑内涵道转子和静止部件，并将从双环形导叶装置外涵道流出气体的周向速度分量导流成轴向。
2.如权利要求1所述的一种用于超高速直升机的混合电推进涡轮风扇发动机构型，其特征在于，涡扇发动机的涵道风扇，包含升力模式和巡航模式，两种模式切换的过程为：
①巡航模式→升力模式：马达(51)驱动主动件(52)从45°位置转到-45°位置，其对应于双排导叶从90°位置转至0°位置，此时与主动件(52)贴合的某个后导叶排从动件顺时针旋转，并通过后导叶排连杆环(2)驱动整个后导叶排从动件(1)顺时针旋转，与此同时，马达(51)驱动主动件(52)的位移量通过平行连杆(53)传递到前导叶排从动件(3)，同步通过铰点带动整个后导叶排转杆(62)和前导叶转杆(62)顺时针旋转，最终前后排叶片把外涵道前后通道完全关闭；
②升力模式→巡航模式：马达(51)驱动主动件(52)从-45°位置转到45°位置，其对应于双排导叶从0°位置转至90°位置，使得前导叶排和后导叶排的转杆和连杆环均逆时针旋转，最终前排叶片和后排叶片把风扇外涵道的前后通道完全打开。
3.如权利要求1所述的一种用于超高速直升机的混合电推进涡轮风扇发动机构型，其特征在于，所述的构型受飞控系统和发动机控制器控制，并包含I-起动、II-升力模式、III-升力和巡航过渡、IV-巡航模式四个工作过程，模态转换时，飞行员操纵油门杆及工作模式开关，飞控系统协调升力风扇电机的功率输出，发动机控制器协调控制涵道比、喷口面积和燃油流量，超高速直升机具体工作过程为：
①I：涡扇发动机的外涵道完全关闭，尾喷管完全扩张，转速加速到慢车转速nidle；
②I→II：发动机控制器增加燃油流量，转子转速从慢车转速nidle加速到升力模式转速nlift并工作在额定工作点A，外涵道依旧完全关闭，气流只能通过内涵道进入核心机，在核心机流道内压缩，燃烧，膨胀并对涡轮做功，尾喷管完全扩张使得内涵道气流出口速度几乎为零，即几乎不产生喷气推进力，此时涡轮通过转轴带动发电机发电，电流经过整流器把交流电转换成直流电，直流电经过逆变器转变成定频定压交流电，以驱动多台升力风扇旋转，升力风扇采用扩张唇口增加悬停进气量，此模式下发动机的几乎所有能量转化为升力风扇的升力；
③II→III→IV：飞行器加速爬升到相应的巡航马赫数和高度，发动机控制器根据油门杆指令，从悬停点A加速到升力模式切换点B，此后，发动机控制器采用转速闭环控制，转速为nswitch，控制器对马达(51)进行精准的角位置控制，导叶缓慢打开风扇外涵道的前后通道，涵道风扇对外涵道气体做功量增加故风扇负载增加，发动机控制器增加燃油流量以适应涵道风扇负载的增加，与此同时，小部分气体通过内涵道进入核心机，并在核心机流道内热循环膨胀对涡轮做功，尾喷管缓慢从完全扩张开始收敛，涡轮做功能力减弱，发动机控制器增加燃油流量以控制涡轮的转速恒定，内涵道气流出口速度增加，喷气推进力增加，此时飞控系统减少升力风扇电机的功率输出，升力风扇升力下降，随着飞行速度增加机翼开始产生升力，升力模式切换点B过渡到巡航切换点C时，外涵道完全打开，尾喷管完全收敛，升力风扇转速为零，机翼升力完全替代升力风扇的升力，发动机几乎所有能量都转化为飞行器的喷气推进力，可以根据巡航速度需求从C点加速到D点，此过渡过程总升力不变，推进力缓慢增加；
④IV→III→II：发动机控制器降低燃油流量，从巡航D点减速到切换C点，此后控制器开始缓慢关闭外涵道和扩张尾喷管，且飞控系统加速升力风扇，最终过渡到升力模式切换点B时发动机几乎所有能量都转化为升力风扇的升力，并根据下降高度需求从B点减速到A点，过渡过程需要保证总升力不变，推进力缓慢减少；
发动机在I→II→III→IV和IV→III→II→I过程中，发动机控制器的供油曲线都紧挨着超温喘振边界线，从而充分发挥发动机的性能潜力；
所述的III-模式切换过程，内涵道核心机的空气流量保持不变，核心机压气机压比不变。
4.如权利要求1所述的一种用于超高速直升机的混合电推进涡轮风扇发动机构型，其特征在于，涡扇发动机通过转轴和发电机相连，涡扇发动机可以是单转子、双转子和三转子，发电机依据紧凑安装的原则来选取连接的轴是双转子的低压轴或高压轴，还是三转子的低压轴、中压轴或高压轴；连接部位是轴的两端或中间。
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