[发明专利]一种适用于超高速直升机的涡扇发动机涵道比调节机构

说明书

本发明涉及一种适用于超高速直升机的涡扇发动机涵道比调节机构，属于飞行器动力领域。本发明公开的结构包括：摆动导杆、平行连杆(4)、弹簧(5)、第二转动副(6)，所述的摆动导杆包括导杆(1)、滑块(2)、第一转动副(3)，所述第一转动副(3)和第二转动副(6)通过平行连杆(4)实现两个转动副的同步运动，构造用于实现风扇前后通道涵道比的联动连续调节，可实现外涵道的完全打开和完全关闭。本发明通过对风扇前后涵道比的联动控制，可实现单执行机构的联动驱动，相比于单涵道比调节机构，能最大限度的降低升力模式下风扇的负载，扩宽了发动机稳定工作范围，兼顾了超高速直升机悬停功率需求小，超高速巡航功率需求大的特点，可满足0.8马赫级别超高速直升机的动力需求。

技术领域

本发明涉及一种适用于超高速直升机的涡扇发动机涵道比调节机构，属于飞行器动力领域。

背景技术

现代新军事变革环境下的高技术局部战争对直升机的性能提出了更高要求，迫迫切需要一种快速支持、敏捷打击的超高速直升机。目前常规直升机的旋翼前行旋叶会因速度过高而产生激波，后行旋叶会因速度过低而失速，使得时速很难突破370公里/小时。直升机业界主要提出了两种方案：一是倾转旋翼机，在类似固定翼飞机机翼的翼尖处，各装一套可在水平与垂直位置之间自由转动的旋翼倾转系统组件。尽管相比于传统直升机具有更高巡航速度、更远航程，如V-22“鱼鹰”最高时速为509公里/小时，但由于可旋转旋翼尺寸小，大大限制了推进力。二是采用共轴反转双旋翼和推进螺旋桨组合结构。共轴反转的上下两组旋翼可相互平衡掉旋翼滚转力矩，不需要尾桨结构，尾部推进螺旋桨可实现更高的前飞速度，如S-97最大飞行速度超过482千米/时。

然而，两个方案都是用常规的螺旋桨推进飞行，其巡航速度很难突破常规螺旋桨飞机的600千米/时的巡航速度。

短距起飞/垂直降落(STOVL，Short Take Off/Vertical Landing)的飞行器也是一个发展方向，F35B作为其典型的短距起飞/垂直降落固定翼飞机，因其出色的突击打击、侦察跟踪和近距空中支援能力被应用到多种作战环境下。为了实现垂直起降与巡航状态下的连续平稳过渡，F35B在发动机到升力风扇之间采用离合器来实现切换过渡，其由一根传动轴带动，它的功率相当于一艘驱逐舰的传动轴，达到28000马力，截面积只有脸盆大小，却因为要同时和主轴、风扇结合，两者之间存在极大的速度差，在接合瞬间会产生极高的扭矩负载和温度，这对涡扇发动机稳定过渡和材料又提出了极高的要求。据说研制团队采用了一种特别耐磨的碳材料，才解决温度问题，但是发动机如何解决接合瞬间的大扭矩负载却没有过多透露。

高速直升机在突破0.8马赫(980千米/时)时，无论是倾转旋翼机方案，如CN106986020A，还是共轴反转双旋翼+推进螺旋桨组合的方案，如CN109665096A，或者是两者混合的方案，如CN108045572A，其最大极限都在500千米/时左右，都略微逊色于常规涡桨飞机600千米/时的巡航速度，说明在当今技术在利用螺旋桨驱动飞行器时，还无法突破0.8马赫。众所周知利用涡扇发动机实现0.8马赫巡航技术已经相当成熟，且利用涡轴驱动旋翼或升力风扇实现飞行器悬停技术也很成熟，但从飞行器动力方面，悬停和巡航两种状态在切换时，悬停的涡扇空气流量约为0.8马赫巡航时的4倍，发动机的压气机在跨越这么大空气流量工作时很容易进入喘振，这就迫切需要发展相应的可变涵道比的发动机来满足高速巡航和悬停的性能需求，以及尽可能的采用非离合器的方案以避免接合瞬间会产生极高的扭矩负载和温度。

发明内容

本发明的目的在于提供一种适用于超高速直升机的涡扇发动机涵道比调节机构，旨在发展一款适用于巡航马赫数在0.8左右的超高速直升机动力系统的涵道比调节机构，采用风扇前后涵道比连续可调的调节机构，可最大程度兼顾直升机悬停功率小，超高速巡航功率大的特点，两个模式可以连续平稳过渡，以解决发动机在跨越巡航和悬停这两个大空气流量差距工作时很容易进入喘振的问题。

为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：