CN208360507U - 一种分布式电推进飞机 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种分布式电推进飞机，包括：机身、两个高升力机翼、T型尾翼和尾部涡扇发动机，两个高升力机翼对称设置在机身展向方向两侧，尾部涡扇发动机贴合在机身航向方向机尾部，T型尾翼设置在机身尾部竖直方向上，且T型尾翼位于尾部涡扇发动机上方。本实用新型将发动机设置在机身尾部，利用边界层吞吸技术可以有效减小飞机阻力，从而减小分布式电推进飞机所需的功率，提高了电动飞机的航时，具有很强的实用性。

Description

一种分布式电推进飞机

技术领域

本实用新型涉及飞机制造技术领域，更具体的说是涉及一种应用边界层吞吸技术(BLI)的分布式电推进飞机。

背景技术

近年来，分布式电推进飞机开始发展，在2017国际电动航空论坛上，分布式电推进飞机受到了大家的一致认可。现如今，世界各地很多机构都在研究分布式电推进技术：如美国NASA的X-57、“雷击”，德国Lilium公司的“百合”号飞机，法国的“安倍”，空客的Vahana等，都已经获得了实质性的进展。

虽然分布式电推进技术充分利用电能的无标度性，增多推进装置来产生特殊的推进效益。但是，由于电池的能力密度比较低，电动飞机的航时、航程较短，实用性不强。

因此，如何提供一种实用性强的分布式电推进飞机是本领域技术人员亟需解决的问题。

实用新型内容

有鉴于此，本实用新型提供了一种结合BLI技术的分布式电推进飞机，可以有效减小飞机阻力，从而减小分布式电推进飞机所需的功率，提高了电动飞机的航时，这对分布式电推进飞机应用于实际有很大的裨益，具有很强的实用性。

为了实现上述目的，本实用新型采用如下技术方案：

一种分布式电推进飞机，包括：机身、两个高升力机翼、T型尾翼和尾部涡扇发动机，两个所述高升力机翼对称设置在所述机身展向方向两侧，所述尾部涡扇发动机贴合在所述机身航向方向机尾部，所述T型尾翼设置在所述机身尾部竖直方向上，且所述T型尾翼位于所述尾部涡扇发动机上方。

进一步，所述高升力机翼的翼展为32m～36m，且展弦比大于10。

进一步，所述T型尾翼包括垂直尾翼和水平尾翼，所述垂直尾翼和所述水平尾翼一体连接，且所述水平尾翼位于所述尾部涡扇发动机上缘2.5m以上。

进一步，两个所述高升力机翼均包括机翼本体、巡航螺旋桨、巡航短舱、多个高升力螺旋桨和多个高升力螺旋桨短舱，其中，所述巡航短舱位于所述机翼本体的翼梢，所述巡航螺旋桨设置在所述巡航短舱上；多个所述高升力螺旋桨短舱等间距设置在所述机翼本体上，且位于所述巡航短舱内侧，多个所述高升力螺旋桨对应铰接在多个所述高升力螺旋桨短舱上；所述巡航螺旋桨和多个所述高升力螺旋桨均位于所述机翼本体的前缘。

进一步，所述高升力螺旋桨的直径为0.8m～1.2m，所述巡航螺旋桨的直径为1.2m～1.4m。

进一步，所述高升力螺旋桨的数量大于5个，且对称分布在两侧的所述机翼本体上。

进一步，还包括发电机，所述发电机位于所述机身的机尾内部。

进一步，所述尾部涡扇发动机包括进气道、机壳、风扇、压气机、涡轮、尾喷管和传动轴，所述进气道位于所述机壳的前部，且所述进气道通过紧固件贴合在所述机身机尾部的圆周方向上，所述尾喷管位于所述机壳的后部，所述传动轴依次连接有所述发电机、所述风扇、所述压气机和所述涡轮，且所述风扇、所述压气机和所述涡轮均位于所述机壳内。

经由上述的技术方案可知，与现有技术相比，本实用新型公开提供了一种分布式电推进飞机，结合边界层吞吸技术(BLI)，将尾部涡轮发动机放置在机身边界层流动的路径上，流速缓慢的边界层会流入或被吸入尾部涡轮发动机内，然后和空气混合、加速、燃烧，并从尾部涡轮发动机后缘喷射而出。由于这些流速较慢的边界层经尾部涡轮发动机加速，从而很大程度上减小了阻力，通过较小的推力就能推进飞机飞行。

附图说明

为了更清楚地说明本实用新型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实用新型的实施例，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，还可以根据提供的附图获得其他的附图。

图1附图为本实用新型提供的一种分布式电推进飞机结构示意图。

图2附图为本实用新型提供的一种分布式电推进飞机的正视图。

图3附图为本实用新型提供的尾部涡扇发动机内部图。

图4附图为本实用新型提供的尾部涡扇发动机横切面图。

图5附图为本实用新型提供的高升力螺旋桨展开示意图。

图6附图为本实用新型提供的高升力螺旋桨折叠示意图。

其中，各部件表示：

1、机身，2、高升力机翼，20、机翼本体，21、巡航螺旋桨，22、巡航短舱，23、高升力螺旋桨，24、高升力螺旋桨短舱，3、T型尾翼，31、垂直尾翼，32、水平尾翼，4、尾部涡扇发动机，40、进气道，41、机壳，42、风扇，43、压气机，44、涡轮，45、尾喷管，46、传动轴，5、紧固件，6、发电机。

具体实施方式

下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型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实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，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，都属于本实用新型保护的范围。

本实用新型实施例公开了一种分布式电推进飞机，参考附图1-6，包括：机身1、两个高升力机翼2、T型尾翼3、尾部涡扇发动机4、紧固件5和发电机6，两个高升力机翼2对称设置在机身1展向方向两侧，尾部涡扇发动机4贴合在机身1航向方向机尾部，T型尾翼3设置在机身1尾部竖直方向上，且T型尾翼3位于尾部涡扇发动机4上方，发电机6位于机身1机尾内部；

其中，尾部涡扇发动机4包括进气道40、机壳41、风扇42、压气机43、涡轮44、尾喷管45和传动轴46，进气道40位于机壳41的前部，且进气道40通过紧固件5贴合在机身1机尾部的圆周方向上，尾喷管45位于机壳42的后部，传动轴46依次连接有发电机6、风扇42、压气机43和涡轮44，且风扇42、压气机43和涡轮44均位于机壳41内。

尾部涡扇发动机4的工作过程为：燃烧室内煤油燃烧的高温使位于燃烧室后部的涡轮44转动，又因为涡轮44与压气机43和风扇42连在同一个传动轴46上，因此，涡轮44带动前方的风扇42转动，风扇42贴近机身1，进而将机身1边界层流动的气流吸入进气道40内，并通过压气机43的压缩，将空气密度增大，温度升高，进而进入燃烧室，在燃烧室中与煤油混合燃烧，燃烧的高温使空气膨胀冲击燃烧室后方的涡轮44，涡轮44转动，进而形成稳定的做功循环，最后燃气经尾喷管45喷出。由于这些流速较慢的边界层经尾部涡轮发动机4加速，从而很大程度上减小了阻力，通过较小的推力就能推进飞机飞行。

T型尾翼3包括垂直尾翼31和水平尾翼32，垂直尾翼31和水平尾翼32一体连接，且水平尾翼32位于尾部涡扇发动机4上缘2.5m以上，大约为2倍的进气道40直径，从而有效避免风扇42气流对水平尾翼32的影响，提高飞机的稳定性。

两个高升力机翼2均包括机翼本体20、巡航螺旋桨21、巡航短舱22、多个高升力螺旋桨23和多个高升力螺旋桨短舱24，其中，巡航短舱22位于机翼本体20的翼梢，巡航螺旋桨21设置在巡航短舱22上；多个高升力螺旋桨短舱24等间距设置在机翼本体20上，且位于巡航短舱22内侧，多个高升力螺旋桨23对应铰接在多个高升力螺旋桨短舱24上；巡航螺旋桨21和多个高升力螺旋桨23均位于机翼本体20的前缘；高升力螺旋桨23的直径为0.8m～1.2m，巡航螺旋桨21的直径为1.2m～1.4m。

需要说明的是，高升力螺旋桨23的直径和巡航螺旋桨21的直径是以转动时形成的圆形定义的。

高升力螺旋桨23的数量设置为10个，且对称分布在两侧的机翼本体20上，且相邻的高升力螺旋桨23之间有一定的间距，为1m以上，以减少相互之间的干扰。

如图6所示，关于高升力螺旋桨23的折叠，是指将桨叶贴合于高升力螺旋桨短舱24之上。高升力螺旋桨短舱24内部装有电机，用来驱动高升力螺旋桨23。为了实现尽可能小的机械复杂度、质量和失效概率，选择一个单自由度的铰链来完成桨叶折叠，并且高升力螺旋桨23至少距离机翼本体20前缘0.5倍的高升力螺旋桨23直径的距离，以保证完全贴合在高升力螺旋桨短舱24上。

如图3和图4所示，在机尾部周向有四个紧固件5将我涡扇发动机4固定在机身1上，其中，上方为垂直尾翼31，在纵向位置，机身1机尾部应为逐渐收缩型，以保证进气量的平缓；风扇42和压气机43可以根据需要设置为较多的级数，以保证充分加速气流。图4中的传动轴46连接发电机6，将尾部涡扇发动机4的部分能量用于发电，再通过电线将发电机6的电能传送到飞机内部的巨型电池内，巨型电池再向巡航短舱22内和高升力螺旋桨短舱24内的小电池进行供电，进而通过电机驱动巡航螺旋桨21和高升力螺旋桨23工作。

需要说明的是，本实用新型飞机上有航空煤油和电池两种能源。航空煤油用于尾部涡扇发动机的运行，通过涡喷和发电机将部分能量转化成电能存储到电池；电池共有两种，机身内部存储一个巨型电池，用于储存发电机传来的电源，并可以向巡航短舱22内和高升力螺旋桨短舱24内的小电池供电，每个短舱对应一个小电池，用于驱动螺旋桨工作。

本实用新型在飞行各个阶段的工作情况如下：

起飞阶段，高升力螺旋桨23、巡航螺旋桨21和尾部涡扇发动机4共同工作，为飞机前飞提供推力，其中高升力螺旋桨23可以有效加速机翼上方气流速度，提高飞机的低速性能；巡航阶段，高升力螺旋23收起以减小阻力，巡航螺旋桨21和尾部涡扇发动机4共同工作为飞机前飞提供推力；降落阶段，为保证快速降落，尾部涡扇发动机4停机以减小推力，高升力螺旋桨23打开，飞机可以快速降落。

需要说明的是，本实用新型涉及的方位词“前”、“后”、“上”、“下”均以飞机运行方向为参考方向。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的装置而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。

对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本实用新型。对这些实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本实用新型的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本实用新型将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

Claims (8)

1.一种分布式电推进飞机，其特征在于，包括：机身(1)、两个高升力机翼(2)、T型尾翼(3)和尾部涡扇发动机(4)，两个所述高升力机翼(2)对称设置在所述机身(1)展向方向两侧，所述尾部涡扇发动机(4)贴合在所述机身(1)航向方向机尾部，所述T型尾翼(3)设置在所述机身(1)机尾部竖直方向上，且所述T型尾翼(3)位于所述尾部涡扇发动机(4)上方。

2.根据权利要求1所述的一种分布式电推进飞机，其特征在于，所述高升力机翼(2)的翼展为32m～36m，且展弦比大于10。

3.根据权利要求1所述的一种分布式电推进飞机，其特征在于，所述T型尾翼(3)包括垂直尾翼(31)和水平尾翼(32)，所述垂直尾翼(31)和所述水平尾翼(32)一体连接，且所述水平尾翼(32)距离所述尾部涡扇发动机(4)上缘2.5m以上。

4.根据权利要求1所述的一种分布式电推进飞机，其特征在于，两个所述高升力机翼(2)均包括机翼本体(20)、巡航螺旋桨(21)、巡航短舱(22)、多个高升力螺旋桨(23)和多个高升力螺旋桨短舱(24)，其中，所述巡航短舱(22)位于所述机翼本体(20)的翼梢，所述巡航螺旋桨(21)设置在所述巡航短舱(22)上；多个所述高升力螺旋桨短舱(24)等间距设置在所述机翼本体(20)上，且位于所述巡航短舱(22)内侧，多个所述高升力螺旋桨(23)对应铰接在多个所述高升力螺旋桨短舱(24)上；所述巡航螺旋桨(21)和多个所述高升力螺旋桨(23)均位于所述机翼本体(20)的前缘。

5.根据权利要求4所述的一种分布式电推进飞机，其特征在于，所述高升力螺旋桨(23)的直径为0.8m～1.2m，所述巡航螺旋桨(21)的直径为1.2m～1.4m。

6.根据权利要求4所述的一种分布式电推进飞机，其特征在于，所述高升力螺旋桨(23)的数量大于5个，且对称分布在两侧的所述机翼本体(20)上。

7.根据权利要求4所述的一种分布式电推进飞机，其特征在于，还包括发电机(6)，所述发电机(6)位于所述机身(1)的机尾内部。

8.根据权利要求7所述的一种分布式电推进飞机，其特征在于，所述尾部涡扇发动机(4)包括进气道(40)、机壳(41)、风扇(42)、压气机(43)、涡轮(44)、尾喷管(45)和传动轴(46)，所述进气道(40)位于所述机壳(41)的前部，且所述进气道(40)通过紧固件(5)贴合在所述机身(1)机尾部的圆周方向上，所述尾喷管(45)位于所述机壳(41)的后部，所述传动轴(46)依次连接有所述发电机(6)、所述风扇(42)、所述压气机(43)和所述涡轮(44)，且所述风扇(42)、所述压气机(43)和所述涡轮(44)均位于所述机壳(41)内。