阅读说明：本技术 一种翼身融合体飞机推进系统 (Wing-body integrated aircraft propulsion system ) 是由 刘金超 肖翼 董芃呈 袁昌盛 李栋 朱大明 贾志刚 于 2020-07-13 设计创作，主要内容包括：本公开提供了一种翼身融合体飞机推进系统,包括：主发动机、燃气过渡段、燃气流通装置,以及N个外置风扇；所述主发动机依次通过燃气过渡段和燃气流通装置与全部所述外置风扇相连,并驱动所述外置风扇工作。本公开通过采用一台主发动机和多台外置风扇的结构形式改变了传统的多台燃气涡轮发动机配置方式。与常规发动机相比,这种推进系统结构形式很好的解决了单台发动机风扇部件的结构以及重量的限制问题,同时减少了常规发动机短舱进气截面大带来的进气干扰阻力,降低风阻和提高气动特性,从而可以更好的满足飞机对于超高等效涵道比风扇的需求,提高推进系统的等效涵道比和推进效率,降低燃油消耗,满足翼身融合体飞机的节能减排需求。(The present disclosure provides a wing-body fusion aircraft propulsion system, comprising: the system comprises a main engine, a gas transition section, a gas circulating device and N external fans; the main engine is connected with all the external fans through the gas transition section and the gas circulation device in sequence and drives the external fans to work. The present disclosure changes the traditional configuration of multiple gas turbine engines by using a single main engine and multiple external fans. Compared with a conventional engine, the propulsion system well solves the problem of limitation of the structure and weight of a fan component of a single engine in the structural form, simultaneously reduces the intake interference resistance caused by the large intake section of a nacelle of the conventional engine, reduces the wind resistance and improves the aerodynamic characteristics, thereby better meeting the requirement of an aircraft on a fan with an ultrahigh equivalent bypass ratio, improving the equivalent bypass ratio and the propulsion efficiency of the propulsion system, reducing the fuel consumption and meeting the energy-saving and emission-reducing requirements of a wing-body integrated aircraft.)

一种翼身融合体飞机推进系统

技术领域

本公开涉及飞机推进系统，尤其涉及一种翼身融合体飞机推进系统。

背景技术

翼身融合体飞机是一种将传统飞机的机翼和机身进行融合的具有先进气动性能的飞机，近年来逐渐成为民用航空设计研究关注的焦点之一。与传统构型飞机相比，翼身融合体飞机可以大大提高燃油经济性、优化结构和降低重量，使得翼身融合体飞机具有承载能力高、气动效率高、低油耗和低排放等优点。目前，世界主要航空发达国家针对翼身融合飞机均制定了相应的应对发展规划，形成了民机发展史上空前的新技术全面发展局面。

众所周知，推进系统是飞机的“心脏”，未来的民用客机将更多追求“绿色航空”的发展理念，以“节能、减排、降噪”为发展目标，因此对推进系统经济性和低排放的期待越来越高。目前科研人员为了提高翼身融合体飞机燃油经济性，采用了全电力推进技术、混合电推进技术以及分布式推进技术等，而这些技术短时间内难以实现。

以此同时，传统燃气涡轮推进系统发展至今，愈发成熟的同时却面临着技术发展瓶颈，受材料、工艺等多方面技术发展影响，难以在短时间内实现燃油经济性和排放性的质的突破，即愈发难以满足翼身融合体飞机对于推进系统的需求。

公开内容

为了解决上述技术问题中的至少一个，本公开提供了一种翼身融合体飞机推进系统，具体实现方式：

一种翼身融合体飞机推进系统，包括：主发动机、燃气过渡段、燃气流通装置，以及N个外置风扇，N≥1；所述主发动机依次通过所述燃气过渡段和所述燃气流通装置与全部所述外置风扇相连，并驱动所述外置风扇工作。

进一步地，所述主发动机为背撑式发动机，所述主发动机安装于飞机的中轴线上。

进一步地，所述外置风扇安装于飞机尾部，所述燃气流通装置的外表面呈流线型，该流线型从所述主发动机尾部为起点，向所述飞机尾部方向逐渐降低高度，并与飞机尾部平滑过渡。

进一步地，所述燃气流通通道装置为扇形燃气流通装置，所述燃气流通装置内壁设有M条圆弧状上部弯曲流道，M＝N。

进一步地，所述飞机尾部机体表面加工有M条内凹的下部弯曲流道，每个所述上部弯曲流道分别与一个所述下部弯曲流道对应组成一个燃气流通通道。

进一步地，每个所述外置风扇分别对应安装于一个所述燃气流通通道内，所述外置风扇的转子叶片叶尖与所述燃气流通通道内壁间隙配合。

进一步地，所述燃气过渡段包括过渡段筒体、设置于所述过渡段筒体前端口的前法兰边、设置于所述过渡段筒体后端口的后法兰边；所述前法兰边与所述主发动机的排气段法兰边固定相连；所述后法兰边与所述燃气流通装置的外罩壳体的法兰边固定相连。

进一步地，所述燃气过渡段与所述主发动机的连接处、以及所述燃气过渡段与所述燃气流通装置的连接处均设有密封胶。

进一步地，所述外置风扇沿所述燃气流通装置的宽度方向一字排列。

进一步地，所述主发动机为涡喷发动机。

具体实施方式

下面结合附图和实施方式对本公开作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施方式仅用于解释相关内容，而非对本公开的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本公开相关的部分。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本公开中的实施方式及实施方式中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施方式来详细说明本公开。

参照图1和图2，本实施例提供了一种翼身融合体飞机推进系统，包括：主发动机3、燃气过渡段4、燃气流通装置5，以及N个外置风扇6，N≥1；所述主发动机3依次通过所述燃气过渡段4和所述燃气流通装置5与全部所述外置风扇6相连，并驱动所述外置风扇6工作。

本公开的技术方案仍然采用燃气驱动做功的原理，通过采用一台主发动机3和多台外置风扇6的结构形式改变了传统的多台燃气涡轮发动机配置方式。与常规发动机相比，本实施例的这种推进系统结构形式很好的解决了单台发动机风扇部件的结构以及重量的限制问题，同时减少了常规发动机短舱进气截面大带来的进气干扰阻力，降低风阻和提高气动特性，从而可以更好的满足飞机对于超高等效涵道比风扇的需求，提高推进系统的等效涵道比和推进效率，降低燃油消耗，满足翼身融合体飞机的节能减排需求。

另外，本实施例的基于成熟的燃气涡轮推进技术提出，可以有效规避目前研究中面临的全电推进系统的电池技术瓶颈，以及分布式推进系统的机械结构复杂问题，因此现阶段具有广阔的应用前景。

参照图1和图2，本实施例中，所述主发动机3为背撑式发动机，所述主发动机3安装于飞机的中轴线上。本实施例所述的翼身融合体飞机推进系统2整体布置在翼身融合体飞机1的尾部，主发动机3采用背撑式，发动机轴线与飞机中轴线重合，N个外置风扇6全部埋入翼身融合体飞机1的尾部。

所述燃气流通装置5的外表面呈流线型，该流线型从所述主发动机3尾部为起点，向所述飞机1部方向逐渐降低高度，直至延伸到飞机尾部并实现平滑过渡。这种布局方式有如下几方面的好处：

其一，推进系统的主发动机3采用翼上背撑式，提高了主发动机3的安装高度，有利于降低工作中发动机进气口吸入异物的风险；

其二，主发动机3的重心位于飞机1中轴线上，有利于飞机姿态变换时保持整体平衡，提高机体稳定性；

其三，推进系统整体安装在翼身融合体飞机1靠近尾部位置，主发动机3距离飞机中前部较远，有利于提高机组人员以及乘客的乘机舒适度；

其四，外置风扇6安装到翼身融合体飞机1尾部，所述燃气流体装置5的扇形外罩壳体凸出翼身融合体飞机1的表面部分尽量较少且设计为流线型，有利于降低机体表面的空气流阻力，提高飞机整体的气动效率。

本实施中所述主发动机3优选用涡喷发动机。与常规的大涵道比本实施例采用涡喷发动机相比可以节省设计、制造及采购费用，同时减少了飞机机体表面背撑式主发动机3的数量，在获取较高的等效涵道比的同时，降低了推进系统的迎风阻力，飞机整体气动效率较高，因此具有较好的经济性。

另外，采用涡喷发动机具有较高的压比和较高的燃烧室出口温度，从而使从主发动机3排出的燃气工质的技术参数能够满足外置风扇6的输入需求。主发动机3采用双转子结构布局，有利于保证高压比发动机能够持续稳定工作，避免发动机出现喘振等问题。

参照图2和图5，所述燃气流通通道装置5为扇形燃气流通装置，所述燃气流通装置5内壁设有M条圆弧状上部弯曲流道71，M＝N。所述飞机尾部机体表面加工有M条内凹的下部弯曲流道72，每个所述上部弯曲流道71分别与一个所述下部弯曲流道72对应组成一个燃气流通通道7。每个所述外置风扇6分别对应安装于一个所述燃气流通通道7内，外置风扇6完全依靠主发动机3排出的高速燃气工质驱动，所述外置风扇6的转子叶片叶尖与所述燃气流通通道7内壁间隙配合。该间隙为小间隙配合，间隙大小以满足避免叶片刮摩所述燃气流通通道7的内壁即可，不宜过大，这样可以避免刮磨的同时最大限度的减少工质损失，提高做功效率。

本实施例中，所述燃气流通装置5为密闭结构，其前端和左右两侧分别与燃气过渡段4以及翼身融合飞机1的机体之间通过法兰边和螺栓连接，并使用耐高温密封胶封闭连接位置的小间隙，从而保证不会出现气体泄漏。

参照图2和图3，所述燃气过渡段4包括过渡段筒体42、设置于所述过渡段筒体42前端口的前法兰边41、设置于所述过渡段筒体42后端口的后法兰边43，以及连接螺栓44；所述燃气过渡段4的所述前法兰边41与所述主发动机3的排气段法兰边通过连接螺栓44固定相连；所述燃气过渡段4的所述后法兰边43与所述燃气流通装置5的外罩壳体52的法兰边通过连接螺栓44固定相连。

为了避免工作中出现燃气工质泄漏。所述燃气过渡段4与所述主发动机3的连接处、以及所述燃气过渡段4与所述燃气流通装置5的连接处均设有密封胶。所述过渡段筒体42的流道型面设计为弧形，与连接部件的流道型面实现自然衔接和过渡，从而减少了工质流动阻力和流动损失。

参照图1、图2和图4，所述外置风扇6安装在翼身融合体飞机1的尾部中，同时所述外置风扇6沿所述燃气流通装置5的宽度方向一字排列。没有凸出飞机机体表面，有利于减少对飞机机体表面气体流场品质的影响。

如图2所示，本实施例所述的翼身融合体飞机推进系统2的工作流程是：空气工质从主发动机3的进气口进入，经压气机升压后进入所述主发动机3的燃烧室中与燃油掺混燃烧，然后经涡轮加速后进入燃气过渡段4，最后通过所述扇形燃气流通装置5的各个燃气流通通道7分别驱动N个所述外置风扇6工作，从而产生与所述主发动机3轴线平行的向后推力，N个所述外置风扇6的推力总和构成了翼身融合体飞机推进系统2的总推力。

本领域的技术人员应当理解，上述实施方式仅仅是为了清楚地说明本公开，而并非是对本公开的范围进行限定。对于所属领域的技术人员而言，在上述公开的基础上还可以做出其它变化或变型，并且这些变化或变型仍处于本公开的范围内。