一种飞机升力和推力一体动力系统及其操纵方法与流程

1.本技术属于飞机动力系统设计技术领域，具体涉及一种飞机升力和推力一体动力系统及其操纵方法。


背景技术：

2.飞机小推力级动力系统，多是采用全电推进方式，而对于大推力级动力系统，功率需求大，采用全电推进方式，受功率密度技术水平的受限制，难以满足实际动力需求。
3.当前，典型的大推力级动力系统，多是采用前置轴驱动升力风扇+带功能喷管的双转子加力涡扇发动机的组合式构型，如图1所示，在巡航下，关闭升力风扇及其两侧的功能喷管，设置尾喷管水平，以尾喷管提供推力，在升降时，打开升力风扇及其两侧的功能喷管，以及设置尾喷管竖直，提供升力，该种技术方案存在以下缺陷：
4.1)采用升力风扇、两侧功能喷管、尾喷管四支点升力，升力点数及其部件较多，且各升力点升力需求不均衡，难以实现平稳操纵；
5.2)矢量调节能力低，对于侧向移动需要额外借助于飞机可调机构进行辅助，增加了操纵的复杂性；
6.3)升力风扇、两侧功能喷管仅在升降时发挥作用，在巡航时，不能够利用，在整体上增加了飞机的重量，导致飞机空重比大，载油量低，任务半径小；
7.4)升力风扇突出于机体，在一定程度上增加了飞机的迎风面积，限制飞机超音速巡航能力的发展。
8.鉴于上述技术缺陷的存在提出本技术。
9.需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本技术的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本技术的新颖性和创造性。


技术实现要素：

10.本技术的目的是提供一种飞机升力和推力一体动力系统及其操纵方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
11.本技术的技术方案是：
12.一方面提供一种飞机升力和推力一体动力系统，包括：
13.航空发动机，在机身上设置，其尾喷管为大角度矢量偏转喷管；
14.前输出轴，其一端通过法兰连接在航空发动机转轴前端；
15.离合器，其输入轴与前输出轴另一端通过法兰连接；
16.两个传动轴，其一端与离合器输出轴之间以锥齿轮连接；
17.两个涵道风扇，分别在两个机翼上设置，能够沿飞机航向偏转；
18.两个转接轴，每个转接轴一端通过花键对应与一个传动轴另一端连接，另一端对应穿透一个涵道风扇机匣，与对应涵道风扇的转轴前端通过锥齿轮连接。
19.根据本技术的至少一个实施例，上述的飞机升力和推力一体动力系统中，两个机翼上开槽；
20.两个涵道风扇在对应的开槽中设置，其轴线竖直时，没入对应的开槽中，其轴线水平时，突出于对应机翼的上表面。
21.根据本技术的至少一个实施例，上述的飞机升力和推力一体动力系统中，还包括：
22.两个二元矢量喷管，每个二元矢量喷管对应连接在一个涵道风扇后端。
23.根据本技术的至少一个实施例，上述的飞机升力和推力一体动力系统中，还包括：
24.两个空心销，每个空心销对应连接在一个机翼上，套设在对应转接轴外周；
25.两个承力关节轴承，每个承力关节轴承对应套设在一个空心销外周，通过轴承座安装在对应的涵道风扇机匣上；两个涵道风扇机匣与对应的空心销间在轴向上存在间隙。
26.根据本技术的至少一个实施例，上述的飞机升力和推力一体动力系统中，还包括：
27.两个支撑盘，每个支撑盘对应连接在一个机翼上，其上具有凸出部位；
28.两个支撑关节轴承，每个支撑关节轴承对应套接在一个凸出部位上，通过轴承座安装在对应的涵道风扇机匣上；
29.两个锥涡轮蜗杆，每个涡轮对应连接在一个涵道风扇机匣上，环绕对应的支撑盘；
30.两个驱动电机，每个驱动电机对应连接在一个机翼上，其输出轴连接对应的蜗杆。
31.根据本技术的至少一个实施例，上述的飞机升力和推力一体动力系统中，两个支撑盘朝向对应涵道风扇机匣的一侧具有外向环形折边；
32.所述飞机升力和推力一体动力系统，还包括：
33.支撑筒，由两半沿径向对接而成，一端具有内向环形折边，另一端具有外向环形连接边；
34.每个内向环形折边对应卡入到一个外向环形折边内；
35.每个外向环形连接边连接在对应的涵道风扇机匣上。
36.根据本技术的至少一个实施例，上述的飞机升力和推力一体动力系统中，两个支撑盘上具有弧形滑槽；
37.所述飞机升力和推力一体动力系统，还包括：
38.两个滑块，每个滑块对应卡在一个弧形滑槽中，通过螺钉连接在对应的涵道风扇机匣上，同时向对应的涵道风扇机匣方向约束对应的支撑盘。
39.另方面提供一种飞机升力和推力一体动力系统操纵方法，包括：
40.飞机进行正常起飞、降落时，控制离合器断开，两个涵道风扇竖直水平，尾喷管水平；
41.飞机进行短距起飞、降落时，控制离合器接合，两个涵道风扇轴线沿航向偏转一定角度，尾喷管沿航向偏转一定角度；
42.飞机进行垂直起飞、降落时，控制离合器接合，两个涵道风扇轴线竖直，尾喷管竖直；
43.飞机进行亚音速巡航时，控制离合器接合，两个涵道风扇轴线水平，尾喷管水平；
44.飞机进行超音速巡航时，控制离合器断开，两个涵道风扇轴线竖直，尾喷管水平；
45.飞机进行空中悬停时，控制离合器接合，两个涵道风扇轴线竖直，尾喷管竖直。
附图说明
46.图1是现有典型的大推力级动力系统的示意图；
47.图2是本技术实施例提供的飞机升力和推力一体动力系统的示意图；
48.图3是图2的a局部视图；
49.图4是图2的b局部视图；
50.图5是图4的c向视图；
51.图6是本技术实施例提供的飞机升力和推力一体动力系统中尾喷管、涵道风扇姿态变换的示意图；
52.其中：
53.1-航空发动机；2-尾喷管；3-前输出轴；4-离合器；5-传动轴；6-涵道风扇；7-转接轴；8-空心销；9-承力关节轴承；10-支撑盘；11-支撑关节轴承；12-锥涡轮蜗杆；13-驱动电机；14-二元矢量喷管；15-支撑筒；16-滑块。
54.为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。
具体实施方式
55.为使本技术的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本技术的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本技术的部分实施例，其仅用于解释本技术，而非对本技术的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本技术相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本技术中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
56.此外，除非另有定义，本技术描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本技术所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本技术描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本技术的限制。本技术描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本技术描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本技术描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
57.此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本技术的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本技术中的具体含义。
58.下面结合附图1至图6对本技术做进一步详细说明。
59.一种飞机升力和推力一体动力系统，包括：
60.航空发动机1，在机身上设置，其尾喷管2为大角度矢量偏转喷管；
61.前输出轴3，其一端通过法兰连接在航空发动机1转轴前端；
62.离合器4，其输入轴与前输出轴3另一端通过法兰连接；
63.两个传动轴5，其一端与离合器4输出轴之间以锥齿轮连接；
64.两个涵道风扇6，分别在两个机翼上设置，能够沿飞机航向偏转；
65.两个转接轴7，每个转接轴7一端通过花键对应与一个传动轴5另一端连接，另一端对应穿透一个涵道风扇6机匣，与对应涵道风扇6的转轴前端通过锥齿轮连接。
66.上述实施例公开飞机升力和推力一体动力系统的操纵方法，具体可参考如下：
67.飞机进行正常起飞、降落时，控制离合器4断开，两个涵道风扇6轴线竖直，尾喷管2水平，两个涵道风扇6不工作，仅是利用尾喷管2提供轴向推力；
68.飞机进行短距起飞、降落时，控制离合器4接合，两个涵道风扇6轴线沿航向偏转一定角度，尾喷管2沿航向偏转一定角度，两个涵道风扇6工作，利用两个涵道风扇6及其尾喷管2提供轴向推力、垂直升力；
69.飞机进行垂直起飞、降落时，控制离合器4接合，两个涵道风扇6轴线竖直，尾喷管2竖直，两个涵道风扇6工作，利用两个涵道风扇6及其尾喷管2提供垂直升力；
70.飞机进行亚音速巡航时，控制离合器4接合，两个涵道风扇6轴线水平，尾喷管2水平，两个涵道风扇6工作，利用两个涵道风扇6及其尾喷管2提供轴向推力；
71.飞机进行超音速巡航时，控制离合器4断开，两个涵道风扇6轴线竖直，尾喷管2水平，两个涵道风扇6不工作，仅利用尾喷管2提供轴向推力；
72.飞机进行空中悬停时，控制离合器4接合，两个涵道风扇6轴线竖直，尾喷管2竖直，两个涵道风扇6工作，利用两个涵道风扇6及其尾喷管2提供垂向升力。
73.对于上述实施例公开飞机升力和推力一体动力系统，领域内技术人员可以理解的是，其设计将航空发动机1布置在机体上，将两个涵道风扇6分别布置在两个机翼上，且航空发动机1能够通过前输出轴3、传动轴5、转接轴7驱动两个涵道风扇6工作，该种驱动可通过离合器4的接合、关断进行控制，以三角形分布的航空发动机尾部的尾喷管2、两个涵道风扇6构造三支点升力，实现升力点数及其部件最少，且各升力点工作时升力需求较为均衡，易于实现平稳操纵。
74.对于上述实施例公开飞机升力和推力一体动力系统，领域内技术人员可以理解的是，其设计两个涵道风扇6在对应的机翼上能够沿飞机航向偏转，以此根据飞机不同的工作阶段起飞、降落、巡航、空中悬停的需要调节至不同的姿态不工作或工作，可实现对涵道风扇6的充分利用，尤其是在飞机亚音速巡航时，可设置两个涵道风扇6轴线水平进行工作，配合尾喷管2共同提供轴向推力，相当于是使航空发动机在大涵道比下工作，可提高燃油利用率，有效增加飞机的任务半径，此外，在飞机超音速巡航时，可设置两个涵道风扇6轴线水平不工作，仅以尾喷管2提供轴向推力，相当于是使航空发动机在小涵道比下工作，可提高航空发动机的推力，保证飞机超音速巡航。
75.在一些可选的实施例中，上述的飞机升力和推力一体动力系统中，两个机翼上开槽；
76.两个涵道风扇6在对应的开槽中设置，其轴线竖直时，没入对应的开槽中，此时可降低飞机整体的迎风面积，能有效扩展飞机的超音速巡航能力，两个涵道风扇6轴线水平
时，突出于对应机翼的上表面，以能够在飞机亚音速巡航时，增加两个机翼上面表面的流速差，增强机翼的升力性能。
77.在一些可选的实施例中，上述的飞机升力和推力一体动力系统中，还包括：
78.两个二元矢量喷管14，每个二元矢量喷管14对应连接在一个涵道风扇6后端，以此可通过对二元矢量喷管14方向的调整，使动力系统本身即能够提供侧向移动能力，弥补动力系统矢量调节能力的不足。
79.在一些可选的实施例中，上述的飞机升力和推力一体动力系统中，还包括：
80.两个空心销8，每个空心销8对应连接在一个机翼上，套设在对应转接轴7外周；
81.两个承力关节轴承9，每个承力关节轴承9对应套设在一个空心销8外周，通过轴承座安装在对应的涵道风扇6机匣上，以此实现对对应涵道风扇6的支撑；两个涵道风扇6机匣与对应的空心销8间在轴向上存在间隙，以允许两个涵道风扇6膨胀变形。
82.在一些可选的实施例中，上述的飞机升力和推力一体动力系统中，还包括：
83.两个支撑盘10，每个支撑盘10对应连接在一个机翼上，其上具有凸出部位；
84.两个支撑关节轴承11，每个支撑关节轴承11对应套接在一个凸出部位上，通过轴承座安装在对应的涵道风扇6机匣上，以此实现对对应涵道风扇6的支撑；
85.两个锥涡轮蜗杆12，每个涡轮对应连接在一个涵道风扇6机匣上，环绕对应的支撑盘10；
86.两个驱动电机13，每个驱动电机13对应连接在一个机翼上，其输出轴连接对应的蜗杆，以此能够通过对应的锥涡轮蜗杆12平稳驱动相应的涵道风扇6沿航向进行偏转，到达水平、竖直及其中间状态，且可设计蜗杆的螺旋线升角小于啮合面的当量摩擦角，以能够具有自锁性。
87.在一些可选的实施例中，上述的飞机升力和推力一体动力系统中，两个支撑盘10朝向对应涵道风扇6机匣的一侧具有外向环形折边；
88.所述飞机升力和推力一体动力系统，还包括：
89.支撑筒15，由两半沿径向对接而成，一端具有内向环形折边，另一端具有外向环形连接边；
90.每个内向环形折边对应卡入到一个外向环形折边内；
91.每个外向环形连接边连接在对应的涵道风扇6机匣上，以此实现对对应涵道风扇6的支撑。
92.在一些可选的实施例中，上述的飞机升力和推力一体动力系统中，两个支撑盘10上具有弧形滑槽；
93.所述飞机升力和推力一体动力系统，还包括：
94.两个滑块16，每个滑块16对应卡在一个弧形滑槽中，通过螺钉连接在对应的涵道风扇6机匣上，在对应涵道风扇6沿航向进行偏转时，可在对应的弧形滑槽中滑动，进行导向，同时向对应的涵道风扇6机匣方向约束对应的支撑盘10，对对应的支撑盘10起到导向作用。
95.在一些可选的实施例中，上述的飞机升力和推力一体动力系统中，尾喷管2的驱动机构，例如作动筒，离合器4的控制端，驱动电机13的控制端，以及二元矢量喷管14的驱动机构，例如作动筒，可接入到飞机控制系统中，根据需要通过飞机控制系统进行操纵。
96.另方面提供一种飞机升力和推力一体动力系统操纵方法，包括：
97.飞机进行正常起飞、降落时，控制离合器4断开，两个涵道风扇6轴线水平，尾喷管2水平；
98.飞机进行短距起飞、降落时，控制离合器4接合，两个涵道风扇6轴线沿航向偏转一定角度，尾喷管2沿航向偏转一定角度；
99.飞机进行垂直起飞、降落时，控制离合器4接合，两个涵道风扇6轴线竖直，尾喷管2竖直；
100.飞机进行亚音速巡航时，控制离合器4接合，两个涵道风扇6轴线水平，尾喷管2水平；
101.飞机进行超音速巡航时，控制离合器4断开，两个涵道风扇6轴线水平，尾喷管2水平。
102.对于上述实施例公开的飞机升力和推力一体动力系统操纵方法，其用于对上述实施例公开的飞机升力和推力一体动力系统进行操纵，描述的较为简单，具体相关之处可参见飞机升力和推力一体动力系统部分的相关说明，其技术效果也可参考飞机升力和推力一体动力系统相关部分的技术效果，在此不再赘述。
103.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。
104.至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本技术的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本技术的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本技术的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本技术的保护范围之内。

技术特征：
1.一种飞机升力和推力一体动力系统，其特征在于，包括：航空发动机(1)，在机身上设置，其尾喷管(2)为大角度矢量偏转喷管；前输出轴(3)，其一端通过法兰连接在航空发动机(1)转轴前端；离合器(4)，其输入轴与前输出轴(3)另一端通过法兰连接；两个传动轴(5)，其一端与离合器(4)输出轴之间以锥齿轮连接；两个涵道风扇(6)，分别在两个机翼上设置，能够沿飞机航向偏转；两个转接轴(7)，每个转接轴(7)一端通过花键对应与一个传动轴(5)另一端连接，另一端对应穿透一个涵道风扇(6)机匣，与对应涵道风扇(6)的转轴前端通过锥齿轮连接。2.根据权利要求1所述的飞机升力和推力一体动力系统，其特征在于，两个机翼上开槽；两个涵道风扇(6)在对应的开槽中设置，其轴线竖直时，没入对应的开槽中，其轴线水平时，突出于对应机翼的上表面。3.根据权利要求1所述的飞机升力和推力一体动力系统，其特征在于，还包括：两个二元矢量喷管(14)，每个二元矢量喷管(14)对应连接在一个涵道风扇(6)后端。4.根据权利要求1所述的飞机升力和推力一体动力系统，其特征在于，还包括：两个空心销(8)，每个空心销(8)对应连接在一个机翼上，套设在对应转接轴(7)外周；两个承力关节轴承(9)，每个承力关节轴承(9)对应套设在一个空心销(8)外周，通过轴承座安装在对应的涵道风扇(6)机匣上；两个涵道风扇(6)机匣与对应的空心销(8)间在轴向上存在间隙。5.根据权利要求1所述的飞机升力和推力一体动力系统，其特征在于，还包括：两个支撑盘(10)，每个支撑盘(10)对应连接在一个机翼上，其上具有凸出部位；两个支撑关节轴承(11)，每个支撑关节轴承(11)对应套接在一个凸出部位上，通过轴承座安装在对应的涵道风扇(6)机匣上；两个锥涡轮蜗杆(12)，每个涡轮对应连接在一个涵道风扇(6)机匣上，环绕对应的支撑盘(10)；两个驱动电机(13)，每个驱动电机(13)对应连接在一个机翼上，其输出轴连接对应的蜗杆。6.根据权利要求5所述的飞机升力和推力一体动力系统，其特征在于，两个支撑盘(10)朝向对应涵道风扇(6)机匣的一侧具有外向环形折边；所述飞机升力和推力一体动力系统，还包括：支撑筒(15)，由两半沿径向对接而成，一端具有内向环形折边，另一端具有外向环形连接边；每个内向环形折边对应卡入到一个外向环形折边内；每个外向环形连接边连接在对应的涵道风扇(6)机匣上。7.根据权利要求5所述的飞机升力和推力一体动力系统，其特征在于，两个支撑盘(10)上具有弧形滑槽；
所述飞机升力和推力一体动力系统，还包括：两个滑块(16)，每个滑块(16)对应卡在一个弧形滑槽中，通过螺钉连接在对应的涵道风扇(6)机匣上，同时向对应的涵道风扇(6)机匣方向约束对应的支撑盘(10)。8.一种飞机升力和推力一体动力系统操纵方法，其特征在于，包括：飞机进行正常起飞、降落时，控制离合器(4)断开，两个涵道风扇(6)轴线竖直，尾喷管(2)水平；飞机进行短距起飞、降落时，控制离合器(4)接合，两个涵道风扇(6)轴线沿航向偏转一定角度，尾喷管(2)沿航向偏转一定角度；飞机进行垂直起飞、降落时，控制离合器(4)接合，两个涵道风扇(6)轴线竖直，尾喷管(2)竖直；飞机进行亚音速巡航时，控制离合器(4)接合，两个涵道风扇(6)轴线水平，尾喷管(2)水平；飞机进行超音速巡航时，控制离合器(4)断开，两个涵道风扇(6)轴线竖直，尾喷管(2)水平；飞机进行空中悬停时，控制离合器(4)接合，两个涵道风扇(6)轴线竖直，尾喷管(2)竖直。

技术总结
本申请属于飞机动力系统设计技术领域，具体涉及一种飞机升力和推力一体动力系统及其操纵方法，其中，动力系统，包括：航空发动机，在机身上设置，其尾喷管为大角度矢量偏转喷管；前输出轴，其一端通过法兰连接在航空发动机转轴前端；离合器，其输入轴与前输出轴另一端通过法兰连接；两个传动轴，其一端与离合器输出轴之间以锥齿轮连接；两个涵道风扇，分别在两个机翼上设置，能够沿飞机航向偏转；两个转接轴，每个转接轴一端通过花键对应与一个传动轴另一端连接，另一端对应穿透一个涵道风扇机匣，与对应涵道风扇的转轴前端通过锥齿轮连接。接。接。


技术研发人员：袁长龙 孙立业 李正 苏桂英 张津铭
受保护的技术使用者：中国航发沈阳发动机研究所
技术研发日：2023.03.09
技术公布日：2023/5/10