CN115355104A - 一种适用于超高速直升机的涡扇发动机涵道比调节机构 - Google Patents

一种适用于超高速直升机的涡扇发动机涵道比调节机构 Download PDF

Info

Publication number
CN115355104A
CN115355104A CN202210817722.0A CN202210817722A CN115355104A CN 115355104 A CN115355104 A CN 115355104A CN 202210817722 A CN202210817722 A CN 202210817722A CN 115355104 A CN115355104 A CN 115355104A
Authority
CN
China
Prior art keywords
bypass ratio
guide rod
adjusting mechanism
ratio adjusting
duct
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN202210817722.0A
Other languages
English (en)
Inventor
罗连潭
张天宏
黄向华
赵钤
崔轶博
盛汉霖
庞淑伟
葛宁
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Original Assignee
Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Nanjing University of Aeronautics and Astronautics filed Critical Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Priority to CN202210817722.0A priority Critical patent/CN115355104A/zh
Publication of CN115355104A publication Critical patent/CN115355104A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/075—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type controlling flow ratio between flows

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本发明涉及一种适用于超高速直升机的涡扇发动机涵道比调节机构，属于飞行器动力领域。本发明公开的结构包括：摆动导杆、平行连杆(4)、弹簧(5)、第二转动副(6)，所述的摆动导杆包括导杆(1)、滑块(2)、第一转动副(3)，所述第一转动副(3)和第二转动副(6)通过平行连杆(4)实现两个转动副的同步运动，构造用于实现风扇前后通道涵道比的联动连续调节，可实现外涵道的完全打开和完全关闭。本发明通过对风扇前后涵道比的联动控制，可实现单执行机构的联动驱动，相比于单涵道比调节机构，能最大限度的降低升力模式下风扇的负载，扩宽了发动机稳定工作范围，兼顾了超高速直升机悬停功率需求小，超高速巡航功率需求大的特点，可满足0.8马赫级别超高速直升机的动力需求。

Description

一种适用于超高速直升机的涡扇发动机涵道比调节机构
技术领域
本发明涉及一种适用于超高速直升机的涡扇发动机涵道比调节机构，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，迫迫切需要一种快速支持、敏捷打击的超高速直升机。目前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，使得时速很难突破370公里/小时。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，但由于可旋转旋翼尺寸小，大大限制了推进力。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，两个方案都是用常规的螺旋桨推进飞行，其巡航速度很难突破常规螺旋桨飞机的600千米/时的巡航速度。
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。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。
高速直升机在突破0.8马赫(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，其最大极限都在500千米/时左右，都略微逊色于常规涡桨飞机600千米/时的巡航速度，说明在当今技术在利用螺旋桨驱动飞行器时，还无法突破0.8马赫。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，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可变涵道比的发动机来满足高速巡航和悬停的性能需求，以及尽可能的采用非离合器的方案以避免接合瞬间会产生极高的扭矩负载和温度。
发明内容
本发明的目的在于提供一种适用于超高速直升机的涡扇发动机涵道比调节机构，旨在发展一款适用于巡航马赫数在0.8左右的超高速直升机动力系统的涵道比调节机构，采用风扇前后涵道比连续可调的调节机构，可最大程度兼顾直升机悬停功率小，超高速巡航功率大的特点，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。
为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：
一种适用于超高速直升机的涡扇发动机涵道比调节机构，包括：导杆、第一转动副、平行连杆、弹簧、第二转动副，所述的滑块在导杆上滑动，并通过铰点连接到第一转动副上，第一转动副通过平行连杆连接到第二转动副上，并构造于通过平行连杆实现两个转动副的同步运动，用于关闭涵道风扇的前后流道，从而最大限度的降低升力模式下涡轮的消耗功率，所述的涵道风扇前后流道在风扇前和风扇后，所述弹簧固定在平行连杆中部，并构造用于越过平行连杆的死区位置；
所述的涵道比调节机构，主动件为第一转动副，其余的为从动件，其动力源为电动伺服装置或液压伺服装置，并布局在涡扇发动机外涵道机匣上，在机匣环向上布局1～6个；
所述的导杆和第二转动副的角位置，决定涵道风扇前后通道的涵道比，为实现调节过程中，涵道风扇前后通道的涵道比的连续等值性，需要满足下面的约束方程：
①前通道约束方程
Figure BSA0000277885910000021
②前后通道耦合约束方程
Figure BSA0000277885910000022
定义连续等值因子f，其大小为：
Figure BSA0000277885910000023
其中，θ1表示导杆(1)与水平线的锐角夹角，θ2表示两个同步运动转动副与水平线的锐角夹角，A点表示导杆的绕点，C点表示滑块所在位置，AB表示AC直线在水平方向的投影，L1表示A点到第一转动副绕点的距离，L3表示导杆的长度，L2表示第一转动副的长度，L4表示第二转动副的长度；
所述的连续等值因子f，代表涵道前通道导杆和涵道后通道第二转动副的竖直投影高度的差值，其越接近零，代表调节过程中，涵道风扇前后通道的涵道比的连续等值性越高；
所述的连续等值因子f，也可以定义为代表涵道前通道导杆和涵道后通道第二转动副的竖直投影高度的比值，其越接近1，代表涵道风扇前后通道的涵道比的连续等值性越高。
所述的一种适用于超高速直升机的涡扇发动机涵道比调节机构，其特征在于，所述的涵道比调节机构，其工作过程为；
①巡航模式→升力模式：伺服装置驱动主动件第一转动副顺时针旋转，导杆上的滑块远离铰点A，导杆和第二转动副的夹角变小，导杆和第二转动副的竖直投影连续等值变大，第一转动副转到上限位时，弹簧被压缩，涵道风扇的前后通道都完全关闭；
②升力模式→巡航模式：伺服装置驱动主动件第一转动副逆时针旋转，伺服装置在弹簧作用下越过平行连杆的死区位置，导杆上的滑块接近铰点A，导杆和第二转动副与水平线的夹角同步变小，导杆和第二转动副的竖直投影连续等值变小，第一转动副转到下限位时，涵道风扇的前后通道都完全打开。
一种适用于超高速直升机的涡扇发动机涵道比调节机构，其特征在于，所述的涵道比调节机构受发动机控制器控制，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，发动机控制器控制涵道比；
所述的涵道比调节机构为涵道风扇前后通道的涵道比完全可调的涵道比调节机构，相比于单通道涵道比调节机构，悬停爬升时的升力模式的油耗更低，可以使发动机工作在非喘振的区域，相当于扩宽了涡扇发动机的稳定工作范围，充分发挥了发动机的性能潜力。
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，通过对风扇前后通道涵道比的控制，可以最大限度的降低升力模式下的涡扇发动机的消耗功率，在悬停爬升/巡航时外涵道关闭/打开，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，相对于外涵道前通道涵道比可调的涡扇发动机，本发明具有更低的悬停油耗，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，且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为本发明的的涡扇发动机在巡航和升力模式下的工作示意图。
图2为本发明的电动伺服驱动的涵道比调节机构工作和伺服安装布局示意图。
图3为本发明的液压伺服驱动的涵道比调节机构工作示意图。
图4为装有本发明的涵道比调节机构的涡扇发动机在不同模式下的供油-转速变化曲线。
图中：1-导杆、2-滑块、3-第一转动副、4-平行连杆、5-弹簧、6-第二转动副。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，一种适用于超高速直升机的涡扇发动机涵道比调节机构，包括：导杆1、第一转动副3、平行连杆4、弹簧5、第二转动副6，所述的滑块2在导杆1上滑动，并通过铰点连接到第一转动副3上，第一转动副3通过平行连杆4连接到第二转动副6上，并构造于通过平行连杆4实现两个转动副的同步运动，用于关闭涵道风扇的前后流道，从而最大限度的降低升力模式下涡轮的消耗功率，所述的涵道前后流道在风扇前和风扇后，所述弹簧固定在平行连杆4中部，并构造用于越过平行连杆4的死区位置；
请参阅图2，本发明实施例中，所述的涵道比调节机构，主动件为第一转动副3，其余的为从动件，其动力源为电动伺服装置或液压伺服装置，并布局在涡扇发动机外涵道机匣上，具体实施时在机匣环向布局三个；
所述的导杆1和第二转动副6的角位置，决定涵道风扇前后通道的涵道比，为实现调节过程中，涵道风扇前后通道的涵道比的连续等值性，需要满足下面的约束方程：
①前通道约束方程
Figure BSA0000277885910000041
②前后通道耦合约束方程
Figure BSA0000277885910000042
定义连续等值因子f，其大小为：
Figure BSA0000277885910000043
其中，θ1表示导杆1与水平线的锐角夹角，θ2表示两个同步运动转动副与水平线的锐角夹角，A点表示导杆1的绕点，C点表示滑块2所在位置，AB表示AC直线在水平方向的投影，L1表示A点到第一转动副3绕点的距离，L3表示导杆的长度，L2表示第一转动副3的长度，L4表示第二转动副6的长度；
所述的连续等值因子f，代表涵道前通道导杆1和涵道后通道第二转动副6的竖直投影高度的差值，其越接近零，代表调节过程中，涵道风扇前后通道的涵道比的连续等值性越高；
所述的连续等值因子f，也可以定义为代表涵道前通道导杆1和涵道后通道第二转动副6的竖直投影高度的比值，其越接近一，代表涵道风扇前后通道的涵道比的连续等值性越高。
请参阅图3，本发明实施例中，所述的一种适用于超高速直升机的涡扇发动机涵道比调节机构，其特征在于，所述的涵道比调节机构，以液压伺服为例，其工作过程为；
①巡航模式→升力模式：液压伺服驱动主动件第一转动副3顺时针旋转，导杆1上的滑块2远离铰点A，导杆1和第二转动副6的夹角变小，导杆1和第二转动副6的竖直投影连续等值变大，第一转动副3转到上限位时，弹簧4被压缩，涵道风扇的前后通道都完全关闭；
②升力模式→巡航模式：液压伺服驱动主动件第一转动副3逆时针旋转，液压伺服在弹簧4作用下越过平行连杆5的死区位置，导杆1上的滑块2接近铰点A，导杆1和第二转动副6与水平线的夹角同步变小，导杆1和第二转动副6的竖直投影连续等值变小，第一转动副3转到下限位时，涵道风扇的前后通道都完全打开；
请参阅图4，本发明实施例中，所述的一种适用于超高速直升机的涡扇发动机涵道比调节机构，其特征在于，所述的一种适用于超高速直升机的涡扇发动机涵道比调节机构，其特征在于，所述的涵道比调节机构受发动机控制器控制，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，发动机控制器控制涵道比；
所述的涵道比调节机构为涵道风扇前后通道的涵道比完全可调的涵道比调节机构，相比于单通道涵道比调节机构，悬停爬升时的升力模式的油耗更低，可以使发动机工作在非喘振的区域，相当于扩宽了涡扇发动机的稳定工作范围，充分发挥了发动机的性能潜力。
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 (3)

1.一种适用于超高速直升机的涡扇发动机涵道比调节机构，包括：导杆(1)、第一转动副(3)、平行连杆(4)、弹簧(5)、第二转动副(6)，所述的滑块(2)在导杆(1)上滑动，并通过铰点连接到第一转动副(3)上，第一转动副(3)通过平行连杆(4)连接到第二转动副(6)上，并构造于通过平行连杆(4)实现两个转动副的同步运动，所述弹簧固定在平行连杆(4)中部；
所述的涵道比调节机构，主动件为第一转动副(3)，其余的为从动件，其动力源为电动伺服装置或液压伺服装置，并布局在涡扇发动机外涵道机匣上，可以机匣环向布局1～6个；
所述的导杆(1)和第二转动副(6)的角位置，决定涵道风扇前后通道的涵道比，为实现调节过程中，涵道风扇前后通道的涵道比的连续等值性，需要满足下面的约束方程：
①前通道约束方程
Figure FSA0000277885900000011
②前后通道耦合约束方程
Figure FSA0000277885900000012
定义连续等值因子f，其大小为：
Figure FSA0000277885900000013
其中，θ1表示导杆(1)与水平线的锐角夹角，θ2表示两个同步运动转动副与水平线的锐角夹角，A点表示导杆(1)的绕点，C点表示滑块(2)所在位置，AB表示AC直线在水平方向的投影，L1表示A点到第一转动副(3)绕点的距离，L3表示导杆的长度，L2表示第一转动副(3)的长度，L4表示第二转动副(6)的长度；
所述的连续等值因子f，代表涵道前通道导杆(1)和涵道后通道第二转动副(6)的竖直投影高度的差值，其越接近0，代表调节过程中，涵道风扇前后通道的涵道比的连续等值性越高；
所述的连续等值因子f，也可以定义为代表涵道前通道导杆(1)和涵道后通道第二转动副(6)的竖直投影高度的比值，其越接近1，代表涵道风扇前后通道的涵道比的连续等值性越高。
2.如权利要求1所述的一种适用于超高速直升机的涡扇发动机涵道比调节机构，其特征在于，所述的涵道比调节机构，其工作过程为；
①巡航模式→升力模式：伺服装置驱动主动件第一转动副(3)顺时针旋转，导杆(1)上的滑块(2)远离铰点A，导杆(1)和第二转动副(6)的夹角变小，导杆(1)和第二转动副(6)的竖直投影连续等值变大，第一转动副(3)转到上限位时，弹簧(4)被压缩，涵道风扇的前后通道都完全关闭；
②升力模式→巡航模式：伺服装置驱动主动件第一转动副(3)逆时针旋转，伺服装置在弹簧(4)作用下越过平行连杆(5)的死区位置，导杆(1)上的滑块(2)接近铰点A，导杆(1)和第二转动副(6)与水平线的夹角同步变小，导杆(1)和第二转动副(6)的竖直投影连续等值变小，第一转动副(3)转到下限位时，涵道风扇的前后通道都完全打开。
3.如权利要求1所述的一种适用于超高速直升机的涡扇发动机涵道比调节机构，其特征在于，所述的涵道比调节机构受发动机控制器控制，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，发动机控制器控制涵道比；
所述的涵道比调节机构为涵道风扇前后通道的涵道比完全可调的涵道比调节机构，相比于单通道涵道比调节机构，悬停爬升时的升力模式的油耗更低，可以使发动机工作在非喘振的区域，相当于扩宽了涡扇发动机的稳定工作范围，充分发挥了发动机的性能潜力。
CN202210817722.0A 2022-07-12 2022-07-12 一种适用于超高速直升机的涡扇发动机涵道比调节机构 Pending CN115355104A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210817722.0A CN115355104A (zh) 2022-07-12 2022-07-12 一种适用于超高速直升机的涡扇发动机涵道比调节机构

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210817722.0A CN115355104A (zh) 2022-07-12 2022-07-12 一种适用于超高速直升机的涡扇发动机涵道比调节机构

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN115355104A true CN115355104A (zh) 2022-11-18

Family

ID=84032375

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202210817722.0A Pending CN115355104A (zh) 2022-07-12 2022-07-12 一种适用于超高速直升机的涡扇发动机涵道比调节机构

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN115355104A (zh)

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN106585976B (zh) 一种倾转旋翼/升力风扇高速长航时飞行器布局
US6729575B2 (en) Propulsion system for a vertical and short takeoff and landing aircraft
US5454531A (en) Ducted propeller aircraft (V/STOL)
US4474345A (en) Tandem fan series flow VSTOL propulsion system
US5209428A (en) Propulsion system for a vertical and short takeoff and landing aircraft
US8322647B2 (en) High torque aerial lift (HTAL)
US4469294A (en) V/STOL Aircraft
RU2012512C1 (ru) Комбинированный летательный аппарат
US20150246725A1 (en) Propulsive tail propeller assembly or tail duct fan assembly with cyclic and collective control and/or a method of thrust vectoring for aircraft maneuvering and for helicoptor single rotor head anti torque
US4691877A (en) Compound helicopter and powerplant therefor
KR20030049796A (ko) 3-팬 방식 수직이착륙 항공기
US3139936A (en) Helicopter control mechanism
US3088694A (en) Wing-fan doors
CN112027072A (zh) 复合式倾转动力纵列变翼逆速旋翼飞行器
WO2020244625A1 (zh) 边缘驱动型风扇、双状态转换机构及机翼、垂直起降飞机
CN115355104A (zh) 一种适用于超高速直升机的涡扇发动机涵道比调节机构
CN113306726B (zh) 一种高速共轴双旋翼直升机推进系统
US4610410A (en) Compound helicopter and powerplant therefor
KR20230152055A (ko) 이동식 공기역학적 컴포넌트를 포함하는 엔진
CN213832108U (zh) 复合式倾转动力纵列变翼逆速旋翼飞行器
CN115352641A (zh) 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
CN111348197A (zh) 一种垂直起降固定翼飞行器的组合动力系统
CN115196008B (zh) 一种基于混合电推进的超高速直升机构型
CN112027074A (zh) 复合式倾转机翼纵列变翼逆速旋翼飞行器
CN112027071A (zh) 复合式纵列变翼逆速旋翼飞行器

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination