一种短距起飞垂直降落飞机推进系统及其操控方法与流程

1.本技术属于飞机推进系统设计领域，具体涉及一种短距起飞垂直降落飞机推进系统及其操控方法。


背景技术：

2.短距起降可降低飞机对场地的需求，利于飞机灵活部署，为此设计有发动机和低压轴驱动升力的推进系统，需要配置超大尺寸的升力风扇、三轴承偏转喷管，以及需要设置大功率的传动系统，该种技术方案存在以下缺陷：
3.1)部件多，重量大，结构复杂，难以操纵，且研制、升级困难；
4.2)为了实现升力与力矩的平衡、控制，低压轴驱动升力的升力风扇占据发动机进气的最佳位置，影响飞机的最佳布局，传动采取机械传动方式，需要联轴器、离合器等装置，结构复杂，重量大；
5.3)需要设计单独的装置驱动三轴承偏转喷管，进一步增加了系统的复杂性及其控制难度，且增加了飞机重量及其被探测到的可能。
6.鉴于上述技术缺陷的存在提出本技术。
7.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：

8.本技术的目的是提供一种短距起飞垂直降落飞机推进系统及其操控方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
9.本技术的技术方案是：
10.一方面提供一种短距起飞垂直降落飞机推进系统，包括：
11.背负式进气道，其进气口成型在机体背部，位于机体前端，其出气口成型机体内部；
12.两个s弯出气道，成型在机体内部，关于飞机轴线对称分布，其进气口连接背负式进气道的出气口，其出气口成型在机体尾部；
13.两个发动机，内置起动发电机；每个发动机对应在一个s弯出气道中设置；
14.两个小尺寸前涵道风扇，在机体前端的开槽中设置，分布在两个s弯出气道两侧，轴线竖直；每个小尺寸前涵道风扇以对应侧起动发电机进行驱动；
15.两个大尺寸后涵道风扇，在机体后端的开槽中设置，分布在两个s弯出气道两侧，轴线竖直；每个大尺寸前涵道风扇以对应侧起动发电机进行驱动。
16.根据本技术的至少一个实施例，上述的短距起飞垂直降落飞机推进系统中，两个发动机为高性能涡轮发动机。
17.根据本技术的至少一个实施例，上述的短距起飞垂直降落飞机推进系统中，还包
括：
18.两个发动机采用固定几何二元喷管。
19.另一方面提供一种短距起飞垂直降落飞机推进系统操控方法，包括：
20.飞机起飞、降落时，启动两个小尺寸前涵道风扇、大尺寸后涵道风扇，提供升力；
21.飞机巡航时，关闭两个小尺寸前涵道风扇、大尺寸后涵道风扇，以两个发动机提供推力。
附图说明
22.图1是本技术实施例提供的短距起飞垂直降落飞机推进系统的示意图；
23.其中：
24.1-背负式进气道；2-s弯出气道；3-发动机；4-小尺寸前涵道风扇；5-大尺寸后涵道风扇。
25.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
26.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。
27.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。
28.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。
29.下面结合附图1对本技术做进一步详细说明。
30.一方面提供一种短距起飞垂直降落飞机推进系统，包括：
31.背负式进气道1，其进气口成型在机体背部，位于机体前端，其出气口成型机体内部；
32.两个s弯出气道2，成型在机体内部，关于飞机轴线对称分布，其进气口连接背负式进气道1的出气口，其出气口成型在机体尾部；
33.两个发动机3，内置起动发电机；每个发动机3对应在一个s弯出气道2中设置；
34.两个小尺寸前涵道风扇4，在机体前端的开槽中设置，分布在两个s弯出气道2两侧，轴线竖直；每个小尺寸前涵道风扇4以对应侧起动发电机进行驱动；
35.两个大尺寸后涵道风扇5，在机体后端的开槽中设置，分布在两个s弯出气道2两侧，轴线竖直；每个大尺寸前涵道风扇5以对应侧起动发电机进行驱动；
36.两侧起动发电机对两个小尺寸前涵道风扇4、大尺寸后涵道风扇5进行驱动的控制环节，可接入到发动机控制系统，以发动机控制系统控制启停。
37.上述实施例公开的短距起飞垂直降落飞机推进系统的操控方法，具体可参考如下：
38.飞机起飞、降落时，启动两个小尺寸前涵道风扇4、大尺寸后涵道风扇5，提供升力，可实现飞机的短距起飞、垂直降落，可有效降低飞机起降对场地的需求，利于飞机的灵活部署，且提供升力的为冷气流不会对飞机甲板或跑道带来直接的破坏性损伤；
39.飞机巡航时，关闭两个小尺寸前涵道风扇4、大尺寸后涵道风扇5，以两个发动机3提供推力。
40.对于上述实施例公开的短距起飞垂直降落飞机推进系统，领域内技术人员可以理解的是，其采用发动机3内置起动发电机对分布布置的小尺寸前涵道风扇4、大尺寸后涵道风扇5进行驱动，为飞机起降时提供升力，结构简单，易于操纵，便于研制、升级，且两个小尺寸前涵道风扇4、大尺寸后涵道风扇5分布在机体两侧，不会占据发动机3进气的最佳位置，利于灵活布置需求飞机的最佳布局，此外，两个小尺寸前涵道风扇4布置在机体前端，两个大尺寸后涵道风扇5布置在机体后端，该种布置方案适配于飞机前后端的重量分布，可实现升力与力矩的平衡、控制。
41.对于上述实施例公开的短距起飞垂直降落飞机推进系统，领域内技术人员还可以理解的是，其设计两个对称分布的发动机3利用内置的起动电机为两侧的小尺寸前涵道风扇4、大尺寸后涵道风扇5提供驱动力，可保证对小尺寸前涵道风扇4、大尺寸后涵道风扇5有足够的驱动电力，此外，一个发动机3内的气动电机分别为同侧分布的一个小尺寸前涵道风扇4、大尺寸后涵道风扇5提供驱动电力，可保证对两个发动机3功率需求的平衡，均衡两个发动机的负载。
42.对于上述实施例公开的短距起飞垂直降落飞机推进系统，领域内技术人员还可以理解的是，其设计采用背负式进气道1配合两个s弯出气道2，构造两个发动机3的进排气通道，可降低飞机被探测到的可能。
43.在一些可选的实施例中，上述的短距起飞垂直降落飞机推进系统中，两个发动机3为高性能涡轮发动机，能够为涵道风扇提供足够的电力。
44.在一些可选的实施例中，上述的短距起飞垂直降落飞机推进系统中，还包括：
45.两个发动机3采用固定几何二元喷管，并采取大宽高比设计，以降低飞机被探测到的可能。
46.另一方面提供一种短距起飞垂直降落飞机推进系统操控方法，包括：
47.飞机起飞、降落时，启动两个小尺寸前涵道风扇4、大尺寸后涵道风扇5，提供升力；
48.飞机巡航时，关闭两个小尺寸前涵道风扇4、大尺寸后涵道风扇5，以两个发动机3提供推力。
49.对于上述实施例公开的短距起飞垂直降落飞机推进系统操控方法，其用于对上述实施例公开的短距起飞垂直降落飞机推进系统进行操控，描述的较为简单，具体相关之处可参见短距起飞垂直降落飞机推进系统部分的相关说明，其技术效果也可参考短距起飞垂直降落飞机推进系统相关部分的技术效果，在此不再赘述。
50.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。
51.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：
1.一种短距起飞垂直降落飞机推进系统，其特征在于，包括：背负式进气道(1)，其进气口成型在机体背部，位于机体前端，其出气口成型机体内部；两个s弯出气道(2)，成型在机体内部，关于飞机轴线对称分布，其进气口连接背负式进气道(1)的出气口，其出气口成型在机体尾部；两个发动机(3)，内置起动发电机；每个发动机(3)对应在一个s弯出气道(2)中设置；两个小尺寸前涵道风扇(4)，在机体前端的开槽中设置，分布在两个s弯出气道(2)两侧，轴线竖直；每个小尺寸前涵道风扇(4)以对应侧起动发电机进行驱动；两个大尺寸后涵道风扇(5)，在机体后端的开槽中设置，分布在两个s弯出气道(2)两侧，轴线竖直；每个大尺寸前涵道风扇(5)以对应侧起动发电机进行驱动。2.根据权利要求1所述的短距起飞垂直降落飞机推进系统，其特征在于，两个发动机(3)为高性能涡轮发动机。3.根据权利要求1所述的短距起飞垂直降落飞机推进系统，其特征在于，还包括：两个发动机(3)采用固定几何二元喷管。4.一种短距起飞垂直降落飞机推进系统操控方法，其特征在于，包括：飞机起飞、降落时，启动两个小尺寸前涵道风扇(4)、大尺寸后涵道风扇(5)，提供升力；飞机巡航时，关闭两个小尺寸前涵道风扇(4)、大尺寸后涵道风扇(5)，以两个发动机(3)提供推力。

技术总结
本申请具体涉及一种短距起飞垂直降落飞机推进系统及其操控方法，其中系统，包括：背负式进气道，其进气口成型在机体背部，位于机体前端，其出气口成型机体内部；两个S弯出气道，成型在机体内部，关于飞机轴线对称分布，其进气口连接背负式进气道的出气口，其出气口成型在机体尾部；两个发动机，内置起动发电机；每个发动机对应在一个S弯出气道中设置；两个小尺寸前涵道风扇，在机体前端的开槽中设置，分布在两个S弯出气道两侧，轴线竖直；每个小尺寸前涵道风扇以对应侧起动发电机进行驱动；两个大尺寸后涵道风扇，在机体后端的开槽中设置，分布在两个S弯出气道两侧，轴线竖直；每个大尺寸前涵道风扇以对应侧起动发电机进行驱动。前涵道风扇以对应侧起动发电机进行驱动。前涵道风扇以对应侧起动发电机进行驱动。


技术研发人员：弓升 袁长龙 苏桂英 李为 何家倩 段玉发
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：2023/4/20