一种桨尖喷气自驱动涵道风扇推进动力系统
阅读说明：本技术 一种桨尖喷气自驱动涵道风扇推进动力系统 (Propulsion power system of propeller tip jet self-driven ducted fan ) 是由 黄国平 周扬 朱远昭 夏晨 于 2020-11-24 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种桨尖喷气自驱动涵道风扇推进动力系统,包括核心发动机和自驱动涵道风扇,自驱动涵道风扇包括若干个中空桨叶,各个所述中空桨叶同侧均开设保型喷嘴,核心发动机和自驱动涵道风扇之间通过引气管连通,气体由核心发动机经过引气管输送至自驱动涵道风扇的各个中空桨叶内,并由各个中空桨叶的保型喷嘴喷出,推动中空桨叶旋转吸入空气产生推力,突破了常规大涵道比涡扇发动机的设计限制,使发动机涵道比大大增加,以较小的重量和结构为代价,利用气驱转换能量的方式,解决大涵道比发动机转速匹配问题,将核心机推力转换为可调节推力方向的,数倍于原核心机的涵道风扇推力,可实现飞行器垂直起降,推力变向等推进动力需求。(The invention discloses a propeller tip jet self-driven ducted fan propulsion power system, which comprises a core engine and a self-driven ducted fan, wherein the self-driven ducted fan comprises a plurality of hollow blades, the same sides of the hollow blades are provided with shape-preserving nozzles, the core engine and the self-driven ducted fan are communicated through a gas-guiding pipe, gas is conveyed into each hollow blade of the self-driven ducted fan by the core engine through the gas-guiding pipe and is ejected out by the shape-preserving nozzles of the hollow blades to push the hollow blades to rotate and suck air to generate thrust, the design limitation of the conventional large-bypass-ratio turbofan engine is broken through, the bypass ratio of the engine is greatly increased, the problem of matching the rotating speed of the large-bypass-ratio engine is solved by using a gas drive energy conversion mode at the expense of smaller weight and structure, the thrust of the core engine is converted into thrust which can adjust the thrust direction and is several times of the thrust of the ducted fan of, the propulsion power requirements of vertical take-off and landing, thrust diversion and the like of the aircraft can be realized.)
技术领域
本发明涉及飞行器动力技术领域，具体为一种桨尖喷气自驱动涵道风扇推进动力系统。
背景技术
垂直起降技术是自上世纪五六十年代以来兴起的一种技术，该技术能帮助固定翼飞机减少或基本摆脱对跑道的依赖，只需很小的平地就能实现快速安全起降，因此，具有垂直起降能力的飞机不需要专门的机场和跑道，对地形适应能力强，可以分散配置或配装于舰艇，便于灵活出击、转移和伪装隐蔽，并可完成空中悬停等其他固定翼飞机无法完成的高难度动作；随着国外垂直起降飞行器概念的推陈出新，目前最主要的技术形式包括以下3种：1)复合式直升机：在垂直起降的时候像直升机一样用顶部旋翼产生拉力，而在平飞情况下使用机身两侧或者尾部安装的水平发动机产生推力；典型机型如美国西科斯基公司的X2高速直升机、欧洲直升机公司的X3直升机；2)倾转旋翼飞行器：通过发动机的整体转动实现动力方向的改变，起降和悬停时发动机近乎垂直产生向上的拉力，水平飞行时发动机倾转至近乎水平提供前进动力；典型机型如美国的V-22鱼鹰式倾转旋翼机；3)喷气转向的固定翼飞机：采用可倾转矢量喷管和涵道风扇结构实现垂直起降和平飞功能，如：英国的鹞式战机、美国的F35-B。前两类垂直起降飞行器的动力系统是通过对已有形式涡轮发动机(涡轴/涡浆)的组合或使用规则的改变而实现，第三类的动力系统对先进军用涡扇发动机进行了较大的扩展，由两级对转升力风扇和矢量喷管产生提供垂直升力，转入平飞后保留了战斗机的所有功能，因此得到了广泛的重视。
由于要实现垂直起降，因此飞机的起飞重量只能是发动机推力的83％～85％，这使得飞机的有效载荷大大受限，严重影响飞机的载油量和航程，并且垂直起降过程油耗很高，占到飞机载油量的1/3，这也大大限制了飞机的作战半径；无论是复合式直升机的工作动力切换、倾转旋翼机的发动机转向还是喷气转向固定翼飞机的升力风扇和矢量喷管，实现垂直和水平动力输出的转换均需要大幅增加动力系统的结构和控制复杂度，使得机械连接更加复杂，所以急需一种桨尖喷气自驱动涵道风扇推进动力系统来解决上述问题。
发明内容
本发明提供一种可放大核心机推力和降低耗油率，以及调节推力方向的桨尖喷气自驱动涵道风扇推进动力系统，可以有效解决上述背景技术中提出现有系统飞机推力小和耗油率高，具有复杂繁重的机械连接的问题。
为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种桨尖喷气自驱动涵道风扇推进动力系统，包括核心发动机和自驱动涵道风扇；
自驱动涵道风扇，包括若干个中空桨叶，各个所述中空桨叶同侧均开设保型喷嘴；
所述核心发动机和自驱动涵道风扇之间通过引气管连通，气体由核心发动机经过引气管输送至自驱动涵道风扇的各个中空桨叶内，并由各个中空桨叶的保型喷嘴喷出，推动中空桨叶旋转吸入空气产生推力。
根据上述技术方案，所述核心发动机为涡轮风扇发动机，涡轮风扇发动机排气段内安装有引气阀门。
根据上述技术方案，所述中空桨叶内设有叶片内管路，所述叶片内管由径向输气段、转弯段、收缩段和水平喷气段组成，气体从径向输气段开口进入，并通过径向输气段输送至转弯段，经转弯段导向后进入收缩段，所述收缩段使气流加速进入水平喷气段，所述水平喷气段对气流进行整流，并将整流后的气体输送至保型喷嘴内。
根据上述技术方案，所述保型喷嘴装于空桨叶的叶片尾缘表面，其中，保型喷嘴向喷气方向的投影是长宽比为45的矩形，保型喷嘴靠近尾缘的开口边与叶片尾缘的距离为0.03倍翼型弦长。
根据上述技术方案，所述自驱动涵道风扇包括位于风扇外壳，风扇外壳内设有环形涵道，所述引气管与风扇外壳之间安装有扇形扩张段，气体经扇形扩张段周向引至环形涵道内。
根据上述技术方案，所述风扇外壳中心同轴安装有中空轴座，中空轴座与风扇外壳之间安装有支撑管路，中空轴座用于固定中空轴座并连通中空轴座和环形涵道；
所述中空轴座端部安装有用于旋转的中空桨榖，若干个所述中空桨叶沿中空桨榖周向均匀分布，并与中空桨榖连通；
环形涵道内的气体依次经过支撑管路、中空轴座和中空桨榖，输送至中空桨叶内。
根据上述技术方案，所述中空桨榖上安装有一对受力相对的轴承，轴承外装有分为两半的轴承套，所述轴承套与中空轴座相连，用于支撑轴承。
根据上述技术方案，所述中空轴座与中空桨榖之间安装有一对迷宫式加篦齿的密封端面的组合密封的密封块。
一种用于上述推进动力系统的设计方法，包括如下步骤：
1)、设计保型喷嘴处喷气马赫数Mae，控制喷气速度低于音速，设计叶片内管路马赫数Man，其中，低马赫数时管路内损失小，根据叶片材料特性设计叶片内管路总温T*；
2)、根据飞行器要求设计所需涵道风扇外形参数，其中，翼型弦长为c，保型喷嘴开口边与叶片尾缘的距离为0.03c，喷嘴在喷气方向上投影的高度h，喷嘴长度是45h；
3)、计算喷气提供的总扭矩Mg：
其中，dre是喷嘴的径向微元距离，在喷嘴长度范围内积分，ρe喷气密度νe是喷气速度
4)、计算喷气产生的哥式力扭矩Mc：
Mc＝2ωvnρnSn∫rndrn
其中，叶片内管路的压力叶片内管路的压力温度由此可以求出叶片内管路密度和叶片内管路速度drn是叶片内管路径向微元距离，在内管路长度范围内积分，ω是旋翼转速，喷嘴处总压与引气总压p*和喷嘴处压力pe的关系为：
其中，κ是总压损失系数取0.03-0.06，U1是喷嘴离转轴径向最近处圆周速度，Uh是轮毂半径处圆周速度，由此可计算出喷嘴喷气流量Se是喷嘴面积，由此计算叶片内管路面积
5)、计算喷嘴处压差阻力：Mp
Mp＝(pe-pr)Serem
其中，pr是远场气压，rem是喷嘴径向中心到轴心距离；
6)、根据步骤3到步骤6结果计算喷气有效扭矩：
Me＝Mg-Mc+Mp
通过匹配有效扭矩等于旋翼所需扭矩，得出设计外形和工况下，自驱动涵道风扇所需参数。
其中，自驱动涵道风扇所需参数包括高能燃气的总压、流量和总温。
与现有技术相比，本发明的有益效果：
1、本发明中，由核心发动机产生高能气体，引气管输送高能气体至自驱动涵道风扇的各个中空桨叶内，有中空桨叶桨尖的保型喷嘴喷出提供推力扭矩，驱动风扇旋转吸入大量外界低温气流，突破了常规大涵道比涡扇发动机的设计限制，使发动机涵道比大大增加，其中，推进系统的动力由涵道风扇的拉力产生，可通过调整引气管，控制排气，通过改变涵道风扇的迎角控制调整推力方向，以较小的重量和结构为代价，利用气驱转换能量的方式，解决大涵道比发动机转速匹配问题，将核心机推力转换为可调节推力方向的，数倍于原核心机的涵道风扇推力，可实现飞行器垂直起降，推力变向等推进动力需求；
另外，由于风扇的工质是大气空气，其排气温度相比核心发动机低很多，通过将高温高能气体转换为风扇吸入空气做功，使风扇排气温度低，对飞行器垂直起降场地的热冲击小，提高了飞行器适用场地范围，且核心发动机与自驱动涵道风扇间仅通过引气管连接，省去了复杂繁重的机械连接，降低了设计制造成本和难度，同时本发明的动力系统自身对引气管的限制极小，可以同时布置多部风扇和根据飞行器设计需要，将之顺势布置于机身和机翼内部，给予了飞行器更为灵活布局。
2、本发明中，核心发动机为涡轮风扇发动机，涡扇发动机产生的气体排气温度相比涡轮喷气发动机较低，流量较大，从而减少对装置内输气通道的热承载要求，并在桨尖喷气时可降低喷气速度，减少噪音。
3、本发明中，保型喷嘴装于中空桨叶叶片尾缘的表面，当喷嘴关闭时，不影响原翼型形状，且喷嘴靠近尾缘的出口边离叶片尾缘的距离是0.03倍翼型弦长，喷气喷出后产生科恩达效应，改善大功角下叶片尾缘流动分离现象，，通过叶片吸力面射流与主流的掺混，提高吸力面流速，增大翼型上下面压差，从而增大桨叶拉力。
附图说明
附图用来提供对本发明的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本发明的实施例一起用于解释本发明，并不构成对本发明的限制。
在附图中：
图1是本发明桨尖喷气自驱动涵道风扇推进动力系统总体构成图；
图2是本发明推进动力系统安装飞机上的结构示意图；
图3是本发明中空桨叶的结构示意图；
图4是本发明桨尖喷气自驱动涵道风扇图；
图5是本发明自驱动涵道风扇剖视图；
图6是本发明中空轴座的结构示意图；
图中标号：1、核心涡轮机；2、引气管；201、扇形扩张段；3、自驱动涵道风扇；4、风扇外壳；5、支撑管路；6、中空轴座；7、密封块；8、轴承；9、轴承套；10、中空桨榖；11、中空桨叶；12、叶片内管路；13、输气段；14、转弯段；15、收缩段；16、水平喷气段；17、保型喷嘴。
具体实施方式
以下结合附图对本发明的优选实施例进行说明，应当理解，此处所描述的优选实施例仅用于说明和解释本发明，并不用于限定本发明。
实施例：如图1所示，一种桨尖喷气自驱动涵道风扇3推进动力系统，包括核心发动机和自驱动涵道风扇3；
其中，核心发动机为涡轮风扇发动机，从涡扇发动机产生的气体排气温度相比涡轮喷气发动机较低，流量较大，涡轮风扇发动机排气段内安装有引气阀门，在涡扇发动机排气段内的引气阀门，将高能气体导向至与发动机排气段相连的引气管2；
自驱动涵道风扇3，包括若干个中空桨叶11，各个中空桨叶11同侧均开设保型喷嘴17；
核心发动机和自驱动涵道风扇3之间通过引气管2连通，核心发动机排出高能气体，气体由核心发动机经过引气管2输送至自驱动涵道风扇3的各个中空桨叶11内，并由各个中空桨叶11的保型喷嘴17喷出提供推力扭矩，驱动风扇旋转，吸入大量外界低温气流，超常放大原涡扇发动机的涵道比，产生数倍于原涡扇发动机的推力并降低排气温度，其中，采用引气管2输送高能燃气的结构可在机体内灵活布置，通过调整引气管2和涵道风扇安装角度，可实现对推力方向的调节和控制。
如图2所示，在中空桨叶11内设有叶片内管路12，叶片内管由径向输气段13、转弯段14、收缩段15和水平喷气段16组成，气体从径向输气段13开口进入，并通过径向输气段13输送至转弯段14，经转弯段14导向后进入收缩段15，收缩段15使气流加速进入水平喷气段16，水平喷气段16对气流进行整流，并将整流后的气体输送至保型喷嘴17内，其中，保型喷嘴17装于空桨叶的叶片尾缘表面，其中，保型喷嘴17向喷气方向的投影是长宽比为45的矩形，保型喷嘴17靠近尾缘的开口边与叶片尾缘的距离为0.03倍翼型弦长，喷气喷出后产生科恩达效应，改善大功角下叶片尾缘流动分离现象，通过叶片吸力面射流与主流的掺混，提高吸力面流速，增大翼型上下面压差，从而增大桨叶拉力。
如图3-4所示，自驱动涵道风扇3包括位于风扇外壳4，风扇外壳4内设有环形涵道，引气管2与风扇外壳4之间安装有扇形扩张段201，气体经扇形扩张段201周向引至环形涵道内，风扇外壳4中心同轴安装有中空轴座6，中空轴座6与风扇外壳4之间安装有支撑管路5，通过支撑管路5对中空轴座6进行支撑固定，同时中空轴座6用于固定中空轴座6并连通中空轴座6和环形涵道，中空轴座6端部安装有用于旋转的中空桨榖10，中空桨榖10尾部是圆锥状，若干个中空桨叶11沿中空桨榖10周向均匀分布，并与中空桨榖10连通，环形涵道内的气体依次经过支撑管路5、中空轴座6和中空桨榖10，输送至中空桨叶11内，如图5所示，在中空桨榖10上安装有一对受力相对的轴承8，轴承8外装有分为两半的轴承套9，轴承套9与中空轴座6相连，用于支撑轴承8，中空轴座6与中空桨榖10之间安装有一对迷宫式加篦齿的密封端面的组合密封的密封块7，可在提供有效气密的同时减小喷气扭矩损失。
一种用于上述推进动力系统的设计方法，包括如下步骤：
1)、设计保型喷嘴处喷气马赫数Mae，控制喷气速度低于音速，设计叶片内管路马赫数Man，其中，低马赫数时管路内损失小，根据叶片材料特性设计叶片内管路总温T*；
2)、根据飞行器要求设计所需涵道风扇外形参数，其中，翼型弦长为c，保型喷嘴开口边与叶片尾缘的距离为0.03c，喷嘴在喷气方向上投影的高度h，喷嘴长度是45h；
3)、计算喷气提供的总扭矩Mg：
其中，dre是喷嘴的径向微元距离，在喷嘴长度范围内积分，ρe喷气密度νe是喷气速度
4)、计算喷气产生的哥式力扭矩Mc：
Mc＝2ωvnρnSn∫rndrn
其中，叶片内管路的压力叶片内管路的压力温度由此可以求出叶片内管路密度和叶片内管路速度drn是叶片内管路径向微元距离，在内管路长度范围内积分，ω是旋翼转速，喷嘴处总压与引气总压p*和喷嘴处压力pe的关系为：
其中，κ是总压损失系数取0.03-0.06，U1是喷嘴离转轴径向最近处圆周速度，Uh是轮毂半径处圆周速度，由此可计算出喷嘴喷气流量Se是喷嘴面积，由此计算叶片内管路面积
5)、计算喷嘴处压差阻力：Mp
Mp＝(pe-pr)Serem
其中，pr是远场气压，rem是喷嘴径向中心到轴心距离；
6)、根据步骤3到步骤6结果计算喷气有效扭矩：
Me＝Mg-Mc+Mp
通过匹配有效扭矩等于旋翼所需扭矩，得出设计外形和工况下，自驱动涵道风扇所需参数，其中，自驱动涵道风扇所需参数包括高能燃气的总压、流量和总温。
最后应说明的是：以上所述仅为本发明的优选实例而已，并不用于限制本发明，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，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。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。