CN116039934A - 发动机共形喷气式飞机 - Google Patents

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张燕
程翔宇
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plant in aircraft; Aircraft characterised thereby
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plant
    • B64D27/10—Aircraft characterised by the type or position of power plant of gas-turbine type
    • B64D27/12—Aircraft characterised by the type or position of power plant of gas-turbine type within or attached to wing
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C15/00—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction
    • B64C15/02—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction the jets being propulsion jets

Abstract

本发明提供了一种发动机共形喷气式飞机，涉及喷气式飞机技术领域。所述喷气式飞机包括：机身、机翼和多支路汇合式涡轮增压的发动机；发动机包括：若干增压管和多通管；增压管通过多通管逐级汇合连通，每根增压管内都设置有涡轮增压风扇；初级的增压管头端开设进气口，末级的增压管末端开设有出气口；增压管和多通管平铺在机翼内，进气口位于机翼前端，出气口位于机翼后端；机翼前端开设有进气孔，机翼后端开设有出气孔；所述飞机装备了加压式涡轮涵道动力系统，其尾部喷射的气流速度更快，远高于传统发动机的喷流速度，使得飞机的极限飞行速度更快；且发动机共形设置在机翼内，使得飞机能够全面覆盖隐身涂层，实现了飞机的隐身和高速飞行功能。

Description

发动机共形喷气式飞机
技术领域
本发明涉及喷气式飞机技术领域，具体涉及一种发动机共形喷气式飞机。
背景技术
传统的飞机燃油一般是航空煤油，该燃料燃烧产生的尾气，比如二氧化碳，一氧化碳，未燃烃和颗粒物，氮氧化物等都是大气污染源。在高速飞行的传统燃油式飞机后面容易产生“白烟”，又称为凝结尾迹，它是由空气中的水汽和尾气中的微粒在冷空气中凝结成的冰晶构成。研究发现，凝结尾迹会形成卷云(一种高空云)。这种云会阻碍地球表面热辐射的散发，进而加剧全球气候变暖。
传统飞机的发动机挂架属于关键承力件，其设计制造难度高，成本高昂。发动机挂架在飞行过程中受力大，与机翼连接处应力集中，极易造成机翼疲劳损坏。
发动机挂架和发动机舱悬吊在机翼下方，造成飞机的飞行阻力大，进而导致飞行成本高昂。
传统的螺旋桨叶式飞机发动机其螺旋桨对气流的扰动速度低，难以实现飞机的高速飞行功能；且螺旋桨大都裸露在外，螺旋桨会反射雷达波，不能实现对飞机的包括螺旋桨在内的隐身涂层全面覆盖。
发明内容
(一)解决的技术问题
针对现有技术的不足，本发明提供了一种发动机共形喷气式飞机，解决了飞机无法实现全机隐身和高速飞行的问题。
(二)技术方案
为实现以上目的，本发明通过以下技术方案予以实现：
一种发动机共形喷气式飞机，所述喷气式飞机包括：机身、机翼和多支路汇合式涡轮增压的发动机；
所述发动机包括：若干增压管和多通管；
所述增压管通过多通管逐级汇合连通，每根增压管内都设置有涡轮增压风扇；
初级的增压管头端开设进气口，末级的增压管末端开设有出气口；
所述增压管和多通管平铺在机翼内，进气口位于机翼前端，出气口位于机翼后端；机翼前端开设有与进气口一一对应的进气孔，机翼后端开设有与出气口一一对应的出气孔。
优选的，所述出气口处设置有流量调节阀，能够根据末级增压管内的气流和气压大小，调节出气口的喷流面积，以此调节发动机喷出的气体流速。
优选的，各级多通管的进气管内都设置有单向止逆阀。
优选的，所有增压管内的涡轮增压风扇尺寸相同。
优选的，为所述发动机供电的机载电源，由多个单独供电模块所组成；各模块给各级涡轮增压风扇供电，从初级至末级，所述涡轮增压风扇的工作电流维持基本不变，转速、电压、和涡轮风扇的能量转换、和功率输出密度，都逐级升高。
优选的，所述发动机的所述涡轮增压风扇都设有电流监控模块，机载电源的每个单独供电模块的输出电压，受控于对应涡轮增压风扇电机的电流测量值；当涡轮增压风扇电机的电流测量值过小时，电流监控模块实时调节对应供电模块的输出电压，让电压升高；反之，当涡轮增压风扇电机的电流测量值过大时，电流监控模块实时调节对应供电模块的输出电压，让电压降低；使各级涡轮增压风扇电机达到电压、电流的动态平衡状态，发挥发动机每级涡轮电机的最大动能转化效率。
优选的，所有涡轮增压风扇均为同一型号。
(三)有益效果
本发明提供了一种发动机共形喷气式飞机。与现有技术相比，具备以下有益效果：
本发明中，所述喷气式飞机包括：机身、机翼和多支路汇合式涡轮增压的发动机；发动机包括：若干增压管和多通管；增压管通过多通管逐级汇合连通，每根增压管内都设置有涡轮增压风扇；初级的增压管头端开设进气口，末级的增压管末端开设有出气口；增压管和多通管平铺在机翼内，进气口位于机翼前端，出气口位于机翼后端；机翼前端开设有与进气口一一对应的进气孔，机翼后端开设有与出气口一一对应的出气孔；所述飞机装备了加压式涡轮涵道动力系统，其尾部喷射的气流速度更快，远高于传统发动机的喷流速度，使得飞机的极限飞行速度更快；且发动机共形设置在机翼内，使得飞机能够全面覆盖隐身涂层，实现了飞机的隐身和高速飞行功能。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对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，下面描述中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为本发明实施例中喷气式飞机的内部结构示意图；
图2为本发明实施例中发动机的结构示意图；
图3为本发明实施例中发动机的局部结构示意图；
图4为本发明实施例中单向止逆阀的结构示意图。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，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作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。
本申请实施例通过提供一种发动机共形喷气式飞机，解决了飞机无法实现全机隐身和高速飞行的问题。
本申请实施例中的技术方案为解决上述技术问题，总体思路如下：
本发明实施例中，所述喷气式飞机包括：机身、机翼和多支路汇合式涡轮增压的发动机；发动机包括：若干增压管和多通管；增压管通过多通管逐级汇合连通，每根增压管内都设置有涡轮增压风扇；初级的增压管头端开设进气口，末级的增压管末端开设有出气口；增压管和多通管平铺在机翼内，进气口位于机翼前端，出气口位于机翼后端；机翼前端开设有与进气口一一对应的进气孔，机翼后端开设有与出气口一一对应的出气孔；所述飞机装备了加压式涡轮涵道动力系统，其尾部喷射的气流速度更快，远高于传统发动机的喷流速度，使得飞机的极限飞行速度更快；且发动机共形设置在机翼内，使得飞机能够全面覆盖隐身涂层，实现了飞机的隐身和高速飞行功能。
为了更好的理解上述技术方案，下面将结合说明书附图以及具体的实施方式对上述技术方案进行详细的说明。
实施例：
如图1～图3所示，本发明提供了一种发动机共形喷气式飞机，所述喷气式飞机包括：机身、机翼和多支路汇合式涡轮增压的发动机；
所述发动机包括：若干增压管10和多通管20；
所述增压管10通过多通管20逐级汇合连通，每根增压管10内都设置有涡轮增压风扇30；
初级的增压管10头端开设进气口，末级的增压管10末端开设有出气口；
所述增压管10和多通管20平铺在机翼内，进气口位于机翼前端，出气口位于机翼后端；机翼前端开设有与进气口一一对应的进气孔40，机翼后端开设有与出气口一一对应的出气孔50。
与装备传统敞开式螺旋桨动力发动机的飞机相比，所述飞机装备了加压式涡轮涵道动力系统，其尾部喷射的气流速度更快，远高于传统发动机的喷流速度，使得飞机的极限飞行速度更快；且发动机共形设置在机翼内，使得飞机能够全面覆盖隐身涂层，实现了飞机的隐身和高速飞行功能。
借助多进气口的涡轮增压发动机，发动机增压管10和多通管20布置灵活的特点，将发动机与机翼紧密结合，形成融合共形设计；经共形设计的发动机与机翼无缝结合，无需发动机挂架，节省了飞机整体制造成本。
传统发动机舱挂架飞行过程中受力大，应力集中，极易造成机翼疲劳损坏。共形设计提高了飞机与发动机的结合强度，避免了传统挂架因长期承受高空急流、遄流，或者其它外部冲击的影响，而产生的持久受力振动。避免了因振动疲劳失效而造成发动机舱挂架损坏的风险。
发动机共形设计于机翼内部，减小了传统发动机挂架和发动机舱外露所造成的高速风阻。能够更好地提供飞行升力输出，提升飞机整体能源转化效率，提高了飞行经济性。
飞机发动机中的涡轮增压风扇30采用全电驱动，比传统的航空燃油式发动机的飞机更加节能环保，不会产生化学燃油燃烧污染。
传统的飞机燃油一般是航空煤油，该燃料燃烧产生的尾气，比如二氧化碳，一氧化碳，未燃烃和颗粒物，氮氧化物等都是大气污染源。在高速飞行的传统燃油式飞机后面容易产生“白烟”，又称为凝结尾迹，它是由空气中的水汽和尾气中的微粒在冷空气中凝结成的冰晶构成。研究发现，凝结尾迹会形成卷云(一种高空云)。这种云会阻碍地球表面热辐射的散发，进而加剧全球气候变暖。
全电驱动的串联型涡轮风扇发动机的飞机不存在这种污染风险，具备环境友好性，具有绿色、低碳、环保的特点。
如图2、图3所示，所述出气口处设置有流量调节阀11，能够根据末级增压管10内的气流和气压大小，调节出气口的喷流面积，以此调节发动机喷出的气体流速。
如图3、图4所示，各级多通管20的进气管内都设置有单向止逆阀21，有涡轮增压风扇30故障的情况下，对应的多通管20进气管无进气推压，对应的单向止逆阀21在多通管20内的气压作用下立即关闭，防止故障涡轮增压风扇30对应的多通管20进气管逆流泄压，避免造成发动机整体推力突降的故障。
如图2、图3所示，所有增压管10内的涡轮增压风扇30尺寸相同，配合增压管10的逐级汇合能够实现从进气口到出气口的涡轮涵道逐渐收缩的效果，对比现有技术逐渐收缩的涵道中分布不同直径的多级涡轮风扇，研制成本大幅度降低。
为所述发动机供电的机载电源，由多个单独供电模块所组成；各模块给各级涡轮增压风扇30供电，从初级至末级，所述涡轮增压风扇30的工作电流维持基本不变，转速、电压、和涡轮风扇的能量转换、和功率输出密度，都逐级升高；
所述发动机的所述涡轮增压风扇30都设有电流监控模块，机载电源的每个单独供电模块的输出电压，受控于对应涡轮增压风扇30电机的电流测量值；当涡轮增压风扇30电机的电流测量值过小时，电流监控模块实时调节对应供电模块的输出电压，让电压升高；反之，当涡轮增压风扇30电机的电流测量值过大时，电流监控模块实时调节对应供电模块的输出电压，让电压降低；使各级涡轮增压风扇30电机达到电压、电流的动态平衡状态，发挥发动机每级涡轮电机的最大动能转化效率。
所有涡轮增压风扇30均为同一型号，降低了批量采购定制成本，提升了制造效率。
综上所述，与现有技术相比，本发明具备以下有益效果：
1、本发明实施例中，所述喷气式飞机包括：机身、机翼和多支路汇合式涡轮增压的发动机；发动机包括：若干增压管和多通管；增压管通过多通管逐级汇合连通，每根增压管内都设置有涡轮增压风扇；初级的增压管头端开设进气口，末级的增压管末端开设有出气口；增压管和多通管平铺在机翼内，进气口位于机翼前端，出气口位于机翼后端；机翼前端开设有与进气口一一对应的进气孔，机翼后端开设有与出气口一一对应的出气孔；所述飞机装备了加压式涡轮涵道动力系统，其尾部喷射的气流速度更快，远高于传统发动机的喷流速度，使得飞机的极限飞行速度更快；且发动机共形设置在机翼内，使得飞机能够全面覆盖隐身涂层，实现了飞机的隐身和高速飞行功能。
2、借助多进气口的涡轮增压发动机，发动机增压管和多通管布置灵活的特点，将发动机与机翼紧密结合，形成融合共形设计；经共形设计的发动机与机翼无缝结合，无需发动机挂架，节省了飞机整体制造成本。
3、传统发动机舱挂架飞行过程中受力大，应力集中，极易造成机翼疲劳损坏。共形设计提高了飞机与发动机的结合强度，避免了传统挂架因长期承受高空急流、遄流，或者其它外部冲击的影响，而产生的持久受力振动。避免了因振动疲劳失效而造成发动机舱挂架损坏的风险。
4、发动机共形设计于机翼内部，减小了传统发动机挂架和发动机舱外露所造成的高速风阻。能够更好地提供飞行升力输出，提升飞机整体能源转化效率，提高了飞行经济性。
5、飞机发动机中的涡轮增压风扇采用全电驱动，比传统的航空燃油式发动机的飞机更加节能环保，不会产生化学燃油燃烧污染。
传统的飞机燃油一般是航空煤油，该燃料燃烧产生的尾气，比如二氧化碳，一氧化碳，未燃烃和颗粒物，氮氧化物等都是大气污染源。在高速飞行的传统燃油式飞机后面容易产生“白烟”，又称为凝结尾迹，它是由空气中的水汽和尾气中的微粒在冷空气中凝结成的冰晶构成。研究发现，凝结尾迹会形成卷云(一种高空云)。这种云会阻碍地球表面热辐射的散发，进而加剧全球气候变暖。
全电驱动的串联型涡轮风扇发动机的飞机不存在这种污染风险，具备环境友好性，具有绿色、低碳、环保的特点。
需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。
以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (7)

1.一种发动机共形喷气式飞机，其特征在于，所述喷气式飞机包括：机身、机翼和多支路汇合式涡轮增压的发动机；
所述发动机包括：若干增压管(10)和多通管(20)；
所述增压管(10)通过多通管(20)逐级汇合连通，每根增压管(10)内都设置有涡轮增压风扇(30)；
初级的增压管(10)头端开设进气口，末级的增压管(10)末端开设有出气口；
所述增压管(10)和多通管(20)平铺在机翼内，进气口位于机翼前端，出气口位于机翼后端；机翼前端开设有与进气口一一对应的进气孔(40)，机翼后端开设有与出气口一一对应的出气孔(50)。
2.如权利要求1所述的发动机共形喷气式飞机，其特征在于，所述出气口处设置有流量调节阀(11)，能够根据末级增压管(10)内的气流和气压大小，调节出气口的喷流面积，以此调节发动机喷出的气体流速。
3.如权利要求1所述的发动机共形喷气式飞机，其特征在于，各级多通管(20)的进气管内都设置有单向止逆阀(21)。
4.如权利要求1所述的发动机共形喷气式飞机，其特征在于，所有增压管(10)内的涡轮增压风扇(30)尺寸相同。
5.如权利要求1所述的发动机共形喷气式飞机，其特征在于，为所述发动机供电的机载电源，由多个单独供电模块所组成；各模块给各级涡轮增压风扇(30)供电，从初级至末级，所述涡轮增压风扇(30)的工作电流维持不变，转速、电压、和涡轮风扇的能量转换、和功率输出密度，都逐级升高。
6.如权利要求5所述的发动机共形喷气式飞机，其特征在于，所述发动机的所述涡轮增压风扇(30)都设有电流监控模块，机载电源的每个单独供电模块的输出电压，受控于对应涡轮增压风扇(30)电机的电流测量值；当涡轮增压风扇(30)电机的电流测量值过小时，电流监控模块实时调节对应供电模块的输出电压，让电压升高；反之，当涡轮增压风扇(30)电机的电流测量值过大时，电流监控模块实时调节对应供电模块的输出电压，让电压降低；使各级涡轮增压风扇(30)电机达到电压、电流的动态平衡状态，发挥发动机每级涡轮电机的最大动能转化效率。
7.如权利要求1所述的发动机共形喷气式飞机，其特征在于，所有涡轮增压风扇(30)均为同一型号。
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