[发明专利]一种用于超高速直升机的混合电推进涡轮风扇发动机构型

说明书

本发明涉及一种用于超高速直升机的混合电推进涡轮风扇发动机构型，属于飞行器动力领域。本发明公开的构型包括：涡扇发动机、发电系统和升力电风扇组件，所述的涡扇发动机包含可联动的连续可调涵道比的双环形导叶装置和可调尾喷管，所述双环形导叶装置可0～90°调节，实现风扇前后的涵道比连续调节，所述的发电系统包含整流器以及由涡轮转子直接驱动的发电机，所述的升力风扇组件包括逆变器、电动机和升力风扇。本发明通过对涵道比和尾喷管面积的协调控制，在悬停/巡航时外涵道关闭/打开，尾喷管扩张/收敛，使得发动机几乎全部能量转换为悬停的升力或巡航的喷气推力，实现直升机以最大能力垂直爬升至悬停，或巡航，两个模式之间可以连续平稳过渡。

技术领域

本发明涉及一种用于超高速直升机的混合电推进涡轮风扇发动机构型，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，迫切需要一种快速支持、敏捷打击的超高速直升机。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，使得直升机升力减小、阻力增大，从而限制了直升机的最大前飞速度，时速在250公里/小时至350公里/小时的范围内。为了提高常规直升机的飞行速度极限，目前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，但依旧无法突破常规螺旋桨飞机的600公里/小时的巡航时速，说明了螺旋桨(即，可旋转旋翼)推进过程存在巡航速度不高的问题。

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。然而对于共轴反转双旋翼方案而言，由于两片螺旋桨的转动方向相反，位于后方的螺旋桨将不停地穿过前方螺旋桨的尾流，这会产生一种复杂的动态不利气动干扰，使共轴反转推进装置的整体气动效率变低，即同等推力下螺旋桨所需要的发动机功率增大，燃油消耗率增大，由此限制了飞行速度的进一步提升。

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。而此类短距起飞/垂直降落固定翼飞机之所以能在百余米的跑道、甲板上起飞，其装配的先进推进系统发挥了至关重要的作用。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，即国内尚未掌握此项技术。

超高速直升机在突破0.8马赫，即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，都存在速度突破时螺旋桨推进力不足和转子叶尖速度过高而产生激波的问题，根本原因是在动力选择上两者很难兼顾直升机的高速巡航和悬停特性。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，涡扇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飞行器动力来满足高速巡航和悬停的性能需求，以及寻求非离合器方案来解决接合瞬时的极大扭矩负载和高温问题。

发明内容