寬飛行包線變體飛行器的制造方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種寬飛行包線變體飛行器，采用折疊機翼的變體方式改變機翼掠向、展弦比和翼型，提高氣動外形在寬飛行包線內的適應能力；發(fā)動機巧妙結合渦噴發(fā)動機和雙模態(tài)沖壓發(fā)動機，解決此類發(fā)動機流道共用少、死重多、超聲速燃燒難實現(xiàn)等問題；在氣動外形方面，將乘波體機頭與機身、鴨翼與邊條、機翼前緣缺口與前掠折疊外翼相結合互補，保證了飛行器在寬速度區(qū)間、多飛行姿態(tài)下的高性能。在發(fā)動機方面，將風扇轉子設置在低壓壓氣機和高壓壓氣機之間并減速傳動、燃氣預冷等設計結合利用，大幅提升發(fā)動機的整體性能；本發(fā)明將流場推力矢量技術與二元矢量噴管相疊加，獲得了±40°的噴流偏轉角，大幅提升了飛行器的機動能力和可控性。
【專利說明】寬飛行包線變體飛行器
【技術領域】
[0001]本發(fā)明涉及一種飛行器。
【背景技術】
[0002]近年來，圍繞著未來戰(zhàn)斗機發(fā)展的各種可能性，人們進行了廣泛的探索。主要方向之一有:更快的飛行速度，更高的飛行高度和無人化控制。要求其能夠兼顧在各種高度、各種姿態(tài)下的飛行性能。更加注重超遠程打擊能力，突出超高速飛行，并進一步強化現(xiàn)代戰(zhàn)斗機在中低空的亞聲速機動性和超聲速機動性。

【發(fā)明內容】

[0003]本發(fā)明所要解決的技術問題是提供一種能夠根據(jù)飛行環(huán)境、飛行剖面以及作戰(zhàn)任務等需要，自主地改變氣動構型，優(yōu)化飛行性能的寬飛行包線變體飛行器。
[0004]為解決上述技術問題，本發(fā)明的技術方案是:寬飛行包線變體飛行器，在低速模態(tài)或高速模態(tài)下工作或相互轉換，包括機頭和機身，所示機頭的后部兩側有鴨翼，所述機身的兩側固定設有后掠內翼，所述后掠內翼的翼梢設有前掠折疊外翼，所述機身的后部上方設有一對全動式垂直尾翼，所述機身內安裝有兩臺組合發(fā)動機，所述組合發(fā)動機的進氣口位于所述機身的底部前端，所述機身的尾部對應于所述組合發(fā)動機安裝有兩矢量噴口。
[0005]所述機頭設計為乘波體機頭。
[0006]所述后掠內翼的翼型為超臨界翼型；所述前掠折疊外翼的翼型為“Λ”形彈翼；在低速模態(tài)下，所述前掠折疊外翼沿所述后掠內翼的翼梢展開；在高速模態(tài)下，所述前掠折疊外翼翻轉并貼合在所述后掠內翼的底面，所述前掠折疊外翼的翼型變?yōu)榈退倌B(tài)翼型的倒置；所述鴨翼后部的機身上設有向兩側延展的邊條。
[0007]所述組合發(fā)動機包括渦噴發(fā)動機和雙模態(tài)沖壓發(fā)動機。
[0008]所述雙模態(tài)沖壓發(fā)動機包括設有外涵道進氣口的外涵道，所述外涵道的前端為外涵進氣道，所述外涵道進氣口位于所述機身下部和所述乘波體機頭末端；所述機身上設有氧化劑燃料箱和還原劑燃料箱；所述外涵進氣道的內表面設有燃料噴注口。
[0009]所述渦噴發(fā)動機安裝在所述外涵道內，包括設有內涵道進氣口的內涵進氣道，所述內涵進氣道內安裝有低壓壓氣機，所述內涵道進氣口位于所述外涵進氣道內，所述內涵道進氣口為分瓣且可以完全關閉的錐形罩殼，所述錐形罩殼關閉后外形為一個尖部向前的錐體；所述內涵進氣道后設有風扇轉子，所述風扇轉子包括風扇葉片、風扇葉柄和轉子體，所述風扇葉片位于所述外涵道內；位于所述風扇轉子后的所述外涵道內設有主內涵道，所述主內涵道內安裝有高壓壓氣機，所述高壓壓氣機后的所述主內涵道內設有預壓室，所述預壓室之后設有內涵燃燒室，所述內涵燃燒室內設有燃料噴注口 ；所述內涵燃燒室后設有一級高壓渦輪，所述高壓渦輪與所述高壓壓氣機通過高壓轉子軸固定連接；所述高壓渦輪后設有兩級低壓渦輪，所述低壓渦輪轉向與高壓渦輪相反；所述低壓渦輪與低壓壓氣機通過低壓轉子軸固定連接，所述風扇轉子通過風扇變速裝置與所述低壓轉子軸連接；所述高壓轉子軸為空心軸且套裝在所述低壓轉子軸外，所述風扇轉子安裝在所述低壓轉子軸上。
[0010]所述低壓渦輪后的所述主內涵道設有主內涵道排氣口，所述主內涵道排氣口設有可調大小且能夠完全關閉的排氣調節(jié)片；所述主內涵道排氣口位于所述外涵道內；所述矢量噴口和所述主內涵道排氣口之間設有作為加力燃燒室的外涵道延長段。
[0011]所述主內涵道外的所述外涵道的空間設置為外涵燃燒室。
[0012]所述矢量噴口為二元矩形矢量噴口，包括兩個上下可偏轉±20°的導流塊。
[0013]作為優(yōu)選的技術方案，所述前掠折疊外翼的前端相對所述后掠內翼更靠前，所述前掠折疊外翼和所述后掠內翼之間的縫隙相對靠后，而且所述前掠折疊外翼前半段的下弧線平直向下傾斜。
[0014]作為對上述技術方案的改進,所述前掠折疊外翼的最大厚度在翼弦68%處。
[0015]作為優(yōu)選的技術方案，在所述鴨翼不偏轉時，所述鴨翼與所述邊條構成連續(xù)氣動面。
[0016]作為對上述技術方案的改進，所述鴨翼和所述邊條具有4°的下反角。
[0017]作為對上述技術方案的改進，所述鴨翼的偏轉軸線在所述鴨翼的翼根弦從前端起的85%處。
[0018]作為優(yōu)選的技術方案，所述后掠內翼的翼梢處的前緣后掠角增大并與所述前掠折疊外翼形成一個機翼前緣缺口。
[0019]作為優(yōu)選的技術方案，所述后掠內翼具有4°的下反角。
[0020]作為優(yōu)選的技術方案，所述外涵道進氣口設有可以上下偏轉一定角度的下唇口。
[0021]作為優(yōu)選的技術方案，所述還原劑燃料箱內裝有液態(tài)氫或液態(tài)碳氫化合物，所述氧化劑燃料箱內裝有液態(tài)氧。
[0022]作為優(yōu)選的技術方案，所述機頭下表面、整個所述外涵道內壁設有熱交換器，所述熱交換器兼做與所述燃料噴注口連接的燃料供給管路。
[0023]作為優(yōu)選的技術方案，所述風扇變速裝置包括轉動安裝在所述低壓轉子軸上的中心齒輪，轉動安裝在所述中心齒輪上的行星齒輪，所述行星齒輪外安裝有齒圈，所述齒圈固定連接有轉子體，所述轉子體外周固定安裝有所述風扇葉柄，所述轉子體轉動安裝在所述低壓轉子軸上；所述中心齒輪與所述低壓轉子軸之間安裝有離合器。
[0024]作為優(yōu)選的技術方案，所述風扇葉片為可變距葉片。
[0025]作為優(yōu)選的技術方案，所述高壓壓氣機為四級軸流式整體葉盤結構。
[0026]作為優(yōu)選的技術方案，所述主內涵道的進氣口處設有可以調節(jié)張開大小的導流片。
[0027]作為優(yōu)選的技術方案，所述預壓室內設有熱交換器，所述熱交換器兼做與所述燃料噴注口連接的燃料供給管路；
[0028]作為優(yōu)選的技術方案，所述導流塊內設有一個中空的引射通道，所述引射通道設有一個作為進氣口的引射入口 ；所述引射通道設有三個引射出口，位于所述矢量噴口擴張段起始位置設有主引射出口，位于所述矢量噴口擴張段中部和尾部分別設有中部引射出口和尾部引射出口，所述主引射出口、中部引射出口和尾部引射出口均安裝有控制閥門。
[0029]作為優(yōu)選的技術方案，所述引射入口為格柵式進氣口。
[0030]由于采用了上述技術方案，本發(fā)明采用折疊機翼的變體方式改變機翼掠向、展弦比和翼型，提高氣動外形在寬飛行包線內的適應能力；發(fā)動機巧妙結合渦噴發(fā)動機和雙模態(tài)沖壓發(fā)動機，解決此類發(fā)動機流道共用少、死重多、超聲速燃燒難實現(xiàn)等問題；在氣動外形方面，將乘波體機頭與機身、鴨翼與邊條、機翼前緣缺口與前掠折疊外翼相結合互補，保證了飛行器在寬速度區(qū)間、多飛行姿態(tài)下的高性能。在發(fā)動機方面，將風扇轉子設置在低壓壓氣機和高壓壓氣機之間并減速傳動、燃氣預冷等設計結合利用，大幅提升發(fā)動機的整體性能；本發(fā)明將流場推力矢量技術與二元矢量噴管相疊加，獲得了 ±40°的噴流偏轉角，大幅提升了飛行器的機動能力和可控性。
[0031]本發(fā)明能夠在飛行中改變氣動外形，能在不同飛行狀態(tài)下性能保持最佳狀態(tài)。與常規(guī)固定布局飛機相比，本發(fā)明飛行包線更寬，作戰(zhàn)效能更高，它能夠根據(jù)飛行環(huán)境、飛行剖面以及作戰(zhàn)任務等需要，自主地改變氣動構型，優(yōu)化其飛行性能。而組合發(fā)動機整合了渦噴發(fā)動機和雙模態(tài)沖壓發(fā)動機在各自適用飛行范圍內的優(yōu)勢，使其具有可常規(guī)起降、重復使用、可靠性高、低速性能好、技術風險低等優(yōu)點，具有很好的工程應用前景。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0032]圖1是本發(fā)明實施例各部件的各個模態(tài)與速度對應關系的示意圖；
[0033]圖2是本發(fā)明實施例前掠折疊外翼處于展開狀態(tài)下的立體圖；
[0034]圖3是圖2的俯視圖；
[0035]圖4是圖3的右視圖；
[0036]圖5是本發(fā)明實施例前掠折疊外翼處于折疊狀態(tài)下的立體圖；
[0037]圖6是圖5的右視圖；
[0038]圖7是本發(fā)明實施例后掠內翼的翼型示意圖；
[0039]圖8是本發(fā)明實施例前掠折疊外翼的翼型示意圖；
[0040]圖9是本發(fā)明實施例前掠折疊外翼與后掠內翼的閉合翼型示意圖；
[0041]圖10是前掠翼和后掠翼的氣動效率隨速度的變化曲線；
[0042]圖11是本發(fā)明實施例閉合翼型的空氣動壓示意圖，圖中:N±為上翼面形成的空氣動壓，Nt為下翼面形成的空氣動壓，Ng為上、下翼面形成的空氣動壓合力，F(xiàn)#為Ng垂直于水平面的分量，F(xiàn)pfiS Ng平行于水平面的分量；
[0043]圖12是本發(fā)明實施例閉合翼型的激波示意圖；
[0044]圖13是本發(fā)明實施例乘波體機頭的截面示意圖；
[0045]圖14是本發(fā)明實施例大迎角姿態(tài)時鴨翼與邊條的空氣動壓示意圖；
[0046]圖15是圖3中的I處放大圖，圖中示出了后掠內翼與前掠折疊外翼形成的機翼前緣缺口 ；
[0047]圖16是本發(fā)明實施例組合發(fā)動機的結構原理圖；
[0048]圖17是本發(fā)明實施例組合發(fā)動機的核心機的結構原理圖；
[0049]圖18是本發(fā)明實施例風扇轉子的結構原理圖；
[0050]圖19是本發(fā)明實施例風扇葉片的工作原理圖；
[0051]圖20是本發(fā)明實施例低壓壓氣機的工作原理圖一；
[0052]圖21是本發(fā)明實施例低壓壓氣機的工作原理圖二 ；
[0053]圖22是本發(fā)明實施例組合發(fā)動機在渦扇模態(tài)下的工作原理圖；[0054]圖23是本發(fā)明實施例組合發(fā)動機在渦噴模態(tài)下的工作原理圖；
[0055]圖24是本發(fā)明實施例組合發(fā)動機超聲速燃燒沖壓模態(tài)的工作原理圖；
[0056]圖25是本發(fā)明實施例組合發(fā)動機亞聲速燃燒沖壓模態(tài)的工作原理圖；
[0057]圖26是本發(fā)明實施例矢量噴口的結構原理圖；
[0058]圖27是本發(fā)明實施例矢量噴口收縮擴張模態(tài)的工作原理圖；
[0059]圖28是本發(fā)明實施例矢量噴口收縮擴張模態(tài)二次流的工作原理圖；
[0060]圖29是本發(fā)明實施例矢量噴口流場矢量偏轉的工作原理圖；
[0061]圖30是本發(fā)明實施例矢量噴口流場矢量和機械偏轉的工作原理圖；
[0062]圖中:1-機頭；2-機身；3-鴨翼；4_后掠內翼；5_前掠折疊外翼；6_垂直尾翼；7-組合發(fā)動機；8_矢量噴口 ；81_導流塊；9-邊條；10_雙模態(tài)沖壓發(fā)動機；11_渦噴發(fā)動機；121-外涵道進氣口 ；121a-下唇口 ；122_外涵道延長段；123-外涵進氣道；124-外涵燃燒室；12-外涵道；13-燃料噴注口 ；141-內涵道進氣口 ；14_內涵進氣道；15-低壓壓氣機；16_錐形罩殼；17_風扇轉子；171-風扇葉片；172_風扇葉柄；173_轉子體；18_主內涵道；181-主內涵道排氣口 ；182_排氣調節(jié)片；19_高壓壓氣機；20_預壓室；21_內涵燃燒室；22_高壓渦輪；221-高壓轉子軸；23_低壓渦輪；231-低壓轉子軸；24_機翼前緣缺口 ；25_熱交換器；26_燃料供給管路；27_中心齒輪；28_行星齒輪；29_齒圈；30_離合器；31-導流片；32-引射通道；33-引射入口 ;341_主引射出口 ；342_中部引射出口 ；343_尾部引射出口 ；344-控制閥門；35-前緣襟翼；36-襟副翼。
【具體實施方式】
[0063]為了對本發(fā)明的技術特征、目的和效果有更加清楚的理解，現(xiàn)對照【專利附圖】

【附圖說明】本發(fā)明的【具體實施方式】。
[0064]寬飛行包線變體飛行器的設計立足于幾十年以后的未來，主要應用新技術、新概念。同時考慮其實際應用情況，滿足對無人機、戰(zhàn)斗機和高超聲速飛行器的各項要求。本發(fā)明需要擁有不低于現(xiàn)代戰(zhàn)斗機在低速機動上的優(yōu)勢，還有一定的亞軌道高超聲速巡航能力，以在未來戰(zhàn)爭中達到先發(fā)制人和遠程快速全球打擊的目的。本發(fā)明及其發(fā)動機既需要保證能以不低于6Ma的速度巡航飛行，也需要在低速飛行時擁有較好氣動效率和較大推力。
[0065]本發(fā)明作為一款寬飛行包線變體飛行器，其各個部件、各個模態(tài)間的統(tǒng)籌兼顧也是設計點之一。本發(fā)明的氣動外形、發(fā)動機和矢量噴口都可以改變形態(tài)結構和工作方式，并因此擁有不同的工作模態(tài)。本發(fā)明的氣動外形分為低速模態(tài)和高速模態(tài)，本發(fā)明的發(fā)動機分為渦扇模態(tài)、渦噴模態(tài)、亞聲速燃燒沖壓模態(tài)和超聲速燃燒沖壓模態(tài)(后兩者可合稱為“雙模態(tài)沖壓發(fā)動機”)，本發(fā)明的矢量噴口分為收縮擴張模態(tài)和擴張模態(tài)。本發(fā)明各部件的各個模態(tài)與速度的對應關系如圖1所示。
[0066]如圖2、圖3、圖4和圖5所示，本實施例寬飛行包線變體飛行器包括機頭I和機身2，所示機頭I的后部兩側有鴨翼3，所述機身2的兩側固定設有后掠內翼4，所述后掠內翼4的翼梢設有前掠折疊外翼5，所述機身2的后部上方設有一對全動式垂直尾翼6，所述機身2內安裝有兩臺組合發(fā)動機7，所述組合發(fā)動機7的進氣口位于所述機身2的底部前端，所述機身2的尾部對應于所述組合發(fā)動機7安裝有兩矢量噴口 8。[0067]為了兼顧高超聲速、超聲速、亞聲速和大迎角姿態(tài)，本實施例采用折疊機翼的變體方式(簡稱為折疊翼)將前掠翼與后掠翼、常規(guī)翼型與“ Λ ”形彈翼相結合，并將乘波體、鴨翼、邊條、機翼缺口等進行結合設計，以優(yōu)化全部飛行包線和所有飛行姿態(tài)下的飛行性能。
[0068]本實施例的氣動外形分為低速模態(tài)和高速模態(tài)，兩個模態(tài)之間的變換是通過折疊機翼來實現(xiàn)的。它的機翼分為前掠折疊外翼5和后掠內翼4兩段，前掠折疊外翼5大角度ill掠，后掠內翼4小角度后掠。后掠內翼4的翼型如圖7所不，后掠內翼4翼型類似于拉長的超臨界翼型；如掠折置外翼5的翼型如圖8所不，而如掠折置外翼5的最大厚度在翼弦68%處，相對靠后。而且前掠折疊外翼5翼型前半段的上弧線十分平直地向上傾斜，外形類似于翻轉的“Λ”形彈翼。
[0069]后掠內翼4融合連接在機身2上,而后掠內翼4與如掠折置外翼5通過絞鏈連接，前掠折疊外翼5可在飛行時繞后掠內翼4翼梢旋轉184°，如圖6所示。
[0070]本實施例由低速模態(tài)變高速模態(tài)時，前掠折疊外翼5由張開狀態(tài)向內旋轉184°從而與后掠內翼4相貼合，與后掠內翼4形成新的如圖9所示的閉合翼型，并與鴨翼相融合，三者共同形成新的飛行器前緣和機翼形狀，具體請參見圖5。由高速模態(tài)變低速模態(tài)時程序相反。
[0071]折疊翼的鉸鏈式變換結構是比較簡單的機械結構，而且其折疊的變換方式相對其它方式的變機翼，具有便于維護、造價低、特別是占用空間小等優(yōu)點。本實施例不僅結構簡單而作用強大，既可以改變飛行器的氣動布局，又可以改變飛行器的翼型。
[0072]折疊翼的實質是在前掠翼布局和后掠翼布局之間切換，同時改變翼展和展弦比。圖12為前掠翼和后掠翼的氣動效率隨速度的變化曲線。
[0073]從圖中可以看出，前掠翼在亞聲速時的氣動效率大幅高于后掠翼。而在超聲速后，后掠翼逐漸開始占優(yōu)勢。折置翼使本實施例在低速t旲態(tài)時如掠折置外翼5如掠翼，亞聲速時擁有非常高的大迎角性能和機動性。而在高速模態(tài)使本實施例變?yōu)楹舐右?，大幅度降低高超聲速飛行時的阻力。折疊翼通過改變機翼的掠向，從而使機翼在所有飛行包線內保持最佳氣動效率。
[0074]眾所周知，小展弦比、大后掠角的飛行器適于高速飛行，但低速飛行時性能不佳。而大展弦比、小后掠角的飛行器適合低速飛行，其亞聲速升阻比較大，但不適合高速飛行。由于折疊翼的作用，當本實施例由低速模態(tài)變?yōu)楦咚倌B(tài)時，其展弦比由2.49變?yōu)?.79，機翼后掠角由19.8°變?yōu)?6.3°。從而使本實施例在低速飛行和高速飛行時都能夠保持最好的飛行性能。
[0075]由折疊翼的變換方式知，由低速模態(tài)變?yōu)楦咚倌B(tài)后，前掠折疊外翼5與后掠內翼4相貼合，而且前掠折疊外翼5上下翻轉，其翼型變?yōu)榈退倌B(tài)翼型的倒置。如圖5所示，由于前掠折疊外翼5相對后掠內翼4更靠前，所以此時閉合翼型的前端即為前掠折疊外翼5的前端，閉合翼型前半段的下部為前掠折疊外翼5。這使得后掠內翼4和內前掠折疊外翼5之間的縫隙相對靠后，而且翼型前半段的下弧線平直向下傾斜。
[0076]高超聲速飛行時的空氣動壓非常大，而且機翼前端會產(chǎn)生斜激波。如圖11所示，閉合翼型前半段的下弧線平直向下傾斜使它能夠像“Λ”形彈翼一樣，下斜的翼面在對空氣壓縮產(chǎn)生向后的力的同時也產(chǎn)生向上的力，從而利用空氣動壓產(chǎn)生升力。其前部形成的斜激波能進一步強化這種壓縮升力。高超聲速飛行時，這種依靠空氣動壓提供壓縮升力方式，較常規(guī)翼型擁有更高的效率。
[0077]由圖11可以看出，上翼面也會產(chǎn)生空氣動壓，它導致翼型的升力減小阻力增加。上翼面空氣動壓的大小主要取決于閉合翼型上翼面的平直程度，而正是后掠內翼4的存在使閉合翼型的上翼面向上凸出。為了減小后掠內翼4凸出程度,本實施例將后掠內翼4翼型設計為中段較平直的超臨界翼型，使閉合翼型上翼面盡量平直的同時，還可以延遲高亞聲速時激波的出現(xiàn)，減小附面層分離的程度，增加臨界馬赫數(shù)和阻力發(fā)散馬赫數(shù)之間的馬赫數(shù)增量。因此可以獲得較好的高亞聲速和跨聲速飛行性能。
[0078]另外，由圖中可以看出，本實施例將后掠內翼4部分嵌入了翻轉的前掠折疊外翼5，使后掠內翼4、前掠折疊外翼5更加緊密的貼合，也進一步優(yōu)化了閉合翼型的上下翼面，使之過渡更為平滑，上翼面更為平直，提高了升阻比。其次，后掠內翼4的前緣襟翼35的調節(jié)能夠使后掠內翼4、前掠折疊外翼5貼合更加緊密。而前掠折疊外翼5的前緣襟翼35則可以調節(jié)壓縮斜面的傾角，從而改變空氣動壓的大小和方向。
[0079]對于后掠內翼4、前掠折疊外翼5之間的縫隙可能造成不利影響的問題，發(fā)明人認為其無關緊要。首先，由于后掠內翼4、前掠折疊外翼5相互嵌入，前掠折疊外翼5對這個縫隙有一定的遮擋作用。另外，機翼前端形成的斜激波對來流有偏轉作用，使其流向擁有背離縫隙的分量，從而進一步削弱縫隙的影響。
[0080]折置翼形成的閉合翼型在聞超聲速飛行時(聞馬赫數(shù)、聞雷諾數(shù))具有較聞升力效率和升阻比，證明了折疊翼在翼型方面的可行性和優(yōu)越性。
[0081]折疊機翼式變體設計使本實施例可以根據(jù)不同的飛行速度改變氣動布局、后掠角、展弦比和翼型，較其它變體設計具有可變參數(shù)多、變換結構簡單等優(yōu)勢。能夠更好地滿足本實施例對高速和低速的不同需求，保證在所有飛行包線內都能擁有最佳性能。
[0082]乘波體是一種高超聲速升力體，它在設計點飛行時有激波附著在其前緣，就像整個升力體騎在激波上一樣。這使它在高超聲速飛行時擁有非常高的升力效率。本實施例的機頭I采用乘波體設計，以保證高超聲速飛行時較高的飛行性能，同時能夠更好地與機身2以及組合發(fā)動機7相匹配。
[0083]本實施例乘波體機頭I的設計采用了由已知的無粘可壓縮超聲速流場作為出發(fā)點的反設計方法，并選取速度適中的6Ma為設計點。另外，選擇能夠使所設計的乘波體升阻比最大的β =12作為設計乘波體的半基準圓錐激波角。本實施例經(jīng)過初步設計生成乘波體原型后，將其進行優(yōu)化并融入整體設計中，最終形成的乘波體機頭I截面如圖13所示。
[0084]本實施例乘波體機頭I已經(jīng)與機身2及鴨翼3完美融合，進一步減小了整機的阻力，提高了乘波體機頭I的利用效率。另外，本實施例乘波體機頭I的側緣擁有一定的下反角且側緣下表面向上拱起，改善了其下表面的壓力分布并增大了下表面的高壓區(qū)面積，從而幫助乘波體獲得更高的升力效率，也能夠給處在機身2下部的進氣口提供壓縮效果更好的進氣。
[0085]這種將乘波體作為機頭I的設計，使本實施例能夠在高超聲速下具有高升力、低阻力、高升阻比的優(yōu)點，從而更好地適應高速飛行。而且其下斜的機頭I也可以與組合發(fā)動機7的超聲速燃燒沖壓模態(tài)高度匹配，提高氣動收效的同時增強發(fā)動機性能。由于乘波體的高升力主要體現(xiàn)在超聲速之后，這使得超聲速后本實施例機頭I升力增加迅速，抑制了飛行器超聲速后氣動中心后移的現(xiàn)象。另外，乘波體機頭I寬大的外形不僅更容易與機身2相結合，也能夠增大前部機身2的內部容積，使本實施例能夠安裝更大直徑的雷達，從而提升其整體作戰(zhàn)性能。
[0086]如圖3所示，本實施例通過特殊的鴨翼與邊條的組合設計，使兩者共同形成了一個氣動體系。這個氣動體系不僅可以保證在高速飛行時的低阻力，還可以在大迎角姿態(tài)形成強勁的渦流，改善其本身及機身2的流動狀況，提升本實施例的大迎角性能。
[0087]本實施例在不偏轉時，鴨翼3與邊條9共面，兩者融為一體并構成連續(xù)氣動面。為了與邊緣下反的乘波體機頭I更好融合，也為了適應下反的后掠內翼4，鴨翼3及邊條9擁有4°的下反角。所述鴨翼3的偏轉軸線在所述鴨翼3的翼根弦從前端起的85%處，因此當鴨翼3偏轉之后，鴨翼3與邊條9不再接觸，兩者不再構成連續(xù)氣動面。
[0088]本實施例的鴨翼3偏轉的主要作用是提供仰俯控制力矩，以及與邊條9形成有利氣動耦合，改善本實施例在大迎角姿態(tài)時的氣動特性。
[0089]在大迎角姿態(tài)時，鴨翼3與邊條9會共同形成一個渦流，本說明書稱之為鴨翼-邊條渦。這個渦從鴨翼3前緣開始形成，雛形是鴨翼3的脫體渦。渦流經(jīng)過邊條9時會被加強，由邊條9側緣上泄的下表面高能氣流吹動并匯入鴨翼-邊條渦，從而大幅提高其渦流強度和控制范圍。之后鴨翼-邊條渦會掃過后掠內翼4翼根和翼身，減緩氣流分離并提供較強渦升力。
[0090]如圖14所示，由于在大迎角姿態(tài)時，鴨翼3相對機身2偏負角，因此鴨翼3與邊條9會形成一個傾斜指向上表面的縫道。機身2下表面高壓氣流將由縫道流向上表面，造成局部壓力差的減小。使機身2前部升力損失，但全機的升力并不會因此減小。鴨翼3與邊條9形成的縫道將下表面高能氣流引入上表面，加強了鴨翼-邊條渦，延遲高能氣流破裂，為后部機身2和后掠內翼4提供了較強的渦升力。鴨翼3的下洗作用和鴨翼-邊條渦還能夠加強對邊條9和后部氣動面的流動控制，減緩氣流分離。在氣動力上的表現(xiàn)為，在不損傷升力的情況下，全機氣動中心后移，穩(wěn)定性低頭力矩增加，有利于本實施例的配平和仰俯控制。
[0091]鴨翼3的另一作用是提供仰俯控制力矩。但由于機身2后部的襟副翼36面積較大且本實施例的矢量噴口 8的噴流偏轉角高達±40°，兩者已經(jīng)能夠提供非常大的仰俯控制力矩，沒有必要將鴨翼3設計得太大。因此本實施例的鴨翼3相對較小，以減小制動機械的負擔。
[0092]另外，當本實施例為平飛姿態(tài)或轉變?yōu)楦咚倌B(tài)時，鴨翼3將不偏轉也不參與飛行器的配平。這時的鴨翼3作為一個固定氣動面與整體氣動布局融為一體，從而提高飛行器的升阻比。體現(xiàn)了兼顧高速飛行的寬飛行包線設計理念。而飛行器的配平工作主要由尾部的襟副翼36和矢量噴口 8來完成。
[0093]鴨翼-邊條系統(tǒng)可在大迎角姿態(tài)時，通過形成有利氣動耦合，使本實施例的失速特性得到改善、升力形成平臺，仰俯力矩拐點后移，失速迎角增大。而且其融合于整體氣動布局的外形又可以兼顧到高速飛行。在大幅提升本實施例的機動性的同時增強其巡航飛行時的氣動效率，提升了整體作戰(zhàn)性能。
[0094]由折疊翼的變體方式可知，低速模態(tài)時前掠折疊外翼5的前掠角即為高速模態(tài)時機翼的后掠角，為了保證本實施例的高速性能，這個掠角必須較大。但低速模態(tài)時前掠折疊外翼5的大前掠角會帶來兩個問題:一是氣動彈性發(fā)散問題，二是前掠翼翼根處存在較嚴重的不利氣流流動狀況。[0095]第一個問題的解決并不屬于空氣動力學范疇，主要涉及到結構設計和材料應用方面。實際上，這個在前掠翼身上廣泛存在的問題目前已有解決辦法。利用復合材料結構的彎扭變形耦合效應便可以克服前掠翼氣動彈性發(fā)散的缺點。通過布置不同纖維方向的鋪層，可以使機翼的彎曲變形引起附加的負扭轉變形，從而抵消由升力引起的前掠翼正扭轉變形，得到不發(fā)散而重量輕的前掠機翼。
[0096]而第二個問題的解決，本實施例通過特殊的外形設計，利用渦系干擾來控制前掠折疊外翼5翼根處的不利流動狀況。如圖15所示,在后掠內翼4的翼梢處,后掠內翼4的前緣后掠角突然增大，與前掠折疊外翼5形成一個機翼前緣缺口 24。在大迎角時這個缺口能夠形成強烈的渦流，能夠將前掠折疊外翼5翼根處堆積的分離氣流卷走，從而改善前掠折疊外翼5翼根處不利的氣流流動狀況。而且這個缺口渦還會與前掠折疊外翼5產(chǎn)生的前掠折疊外翼渦形成有利干擾。由于后掠內翼4、前掠折疊外翼5掠向相反,前掠折疊外翼渦與缺口渦的旋轉方向相反，其接觸面的流動方向相同，兩者相互增強，延遲破裂，形成較強渦升力。本說明書將此處兩渦的氣動耦合稱為缺口渦系。
[0097]這個缺口渦系在控制后掠內翼4翼梢、前掠折疊外翼5翼根氣流分離的同時，也為本實施例提供了較強的渦升力，而且解決了前掠折疊外翼5翼根處不利流動狀況的問題。提高了本實施例的大迎角性能，從而提升其低速模態(tài)時的過失速機動性和持續(xù)機動能力。
[0098]機翼前緣缺口 24的設計也是為了滿足折疊翼的變翼型特性。由前文可知，折疊翼形成的閉合翼型擁有較高性能的必要條件之一是:前掠折疊外翼5相對后掠內翼4更靠前。這樣才能在機翼閉合后使前掠折疊外翼5翼型處于后掠內翼4翼型之前，才能形成高速性能較好的閉合翼型。而如果沒有這個翼缺口，后掠內翼4、前掠折疊外翼5的前緣將在它們的相接處重合，使得本實施例在高速模態(tài)時，至少在機翼翼梢處無法形成前文所述的閉合翼型，且后掠內翼4、前掠折疊外翼5縫隙直接暴露在高速來流中，有可能造成極壞的影響。
[0099]由折疊翼的變體方式可知，在高速模態(tài)時，后掠內翼4前緣將完全被前掠折疊外翼5所遮蔽。因此后掠內翼4掠向和掠角的選擇更為自由。將后掠內翼4設計為小角度后掠，可以增大機翼面積，減小單位翼載荷，并提升亞聲速氣動效率，從而加強本實施例低速模態(tài)時的機動性。
[0100]另外，本實施例中，后掠內翼4有4°的下反角，這是為了在高速模態(tài)時使機翼下反，從而更好地利用壓縮升力。前文已經(jīng)提到，在高速模態(tài)，閉合的機翼靠激波和空氣動壓產(chǎn)生升力。但機翼產(chǎn)生的壓力不僅向下，也向兩側作用。本實施例下反的機翼可以把這些“流散”的壓力包攏起來，獲得更多收效。
[0101]前掠折疊外翼-后掠內翼系統(tǒng)通過折疊翼和氣動耦合相聯(lián)系，結合應用了前掠翼、后掠翼、機翼缺口等設計。在提升低速模態(tài)時各自性能的同時，兼顧應用了折疊翼的特性，從而提高了整體性能。再次體現(xiàn)了兼顧高低速飛行的寬飛行包線設計理念。
[0102]為了解決高超聲速飛行安定性驟降的問題，本實施例保留了垂直尾翼6 (簡稱垂尾)的設計。其主要作用是保證橫向安定性，同時參與橫向控制。因此將本實施例垂直尾翼6的面積設計的較小，且后掠角較大，并擁有30°的外傾角，以減小重量、阻力、和雷達反射波。另外，將垂直尾翼6設計為全動式，以增強橫向控制能力。
[0103]如圖16所示，基于本實施例對低速大推力和高超聲速動力同時要求，本實施例的組合發(fā)動機7被設計為串聯(lián)式渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機。組合發(fā)動機7在亞聲速提供較大推力的同時，也能夠在高超聲速飛行時提供飛行動力，而且能夠自主從亞聲速過渡至高超聲速。本實施例的組合發(fā)動機7在不同速度區(qū)間內，分別以四種不同的模態(tài)工作，分別是:渦扇模態(tài)，V e [OMa, 0.8Ma];渦噴模態(tài)，v e [0.8Ma, 3Ma];亞聲速燃燒沖壓模態(tài)，V e [3Ma, 5Ma];超聲速燃燒沖壓模態(tài)，v e [5Ma, 15Ma]。
[0104]如圖17所示，組合發(fā)動機7的核心機可以看做一個非常規(guī)的渦噴發(fā)動機11，高壓壓氣機19為四級軸流式、整體葉盤結構。核心機處于風扇轉子17之后的進氣處稱為主內涵道18的進氣口，這里安裝有可以調節(jié)張開大小的導流片31。這個導流片31稱為流量比調節(jié)片，它的張開大小可以調節(jié)內外涵的流量比，從而使發(fā)動機在渦扇模態(tài)根據(jù)飛行器不同的速度和需求改變流量比，改善渦扇模態(tài)的適應性能。
[0105]高壓壓氣機19后為預壓室20，預壓室20就是一個中空的空間，之內設有熱交換器25，所述熱交換器25兼做與所述燃料噴注口 13連接的燃料供給管路26。空氣在流經(jīng)預壓室20后被熱交換器25預冷，溫度下降繼續(xù)增壓，從而分擔部分壓氣機的工作。這使得高壓壓氣機19的級數(shù)可以設計的更少，從而增強發(fā)動機效率，增加推重比。
[0106]預壓室20之后接內涵燃燒室21，空氣在此與預熱汽化的燃料混合后燃燒。內涵燃燒室21后為一級高壓渦輪22，高壓渦輪22與高壓壓氣機19通過高壓轉子軸221固定連接形成的轉子稱為高壓轉子。高壓渦輪22后為兩級低壓渦輪23，轉向與高壓渦輪22相反。低壓渦輪23與低壓壓氣機15和風扇轉子17聯(lián)動，低壓渦輪23與低壓壓氣機15 (不包括風扇轉子17)通過低壓轉子軸231固定連接后形成的轉子稱為低壓轉子。這種高、低壓轉子對轉的工作方式，可使飛行器機動飛行時作用于兩個轉子上的陀螺力矩大部分抵消，減小對飛行器的力矩負荷，增強飛行器的操控性；另外這種結構使裝于兩個轉子之間的中間軸承內外環(huán)轉向相反，降低了保持架與轉子組合體相對內外環(huán)的轉速，對軸承的工作有利；而且高、低壓轉子對轉也可以省去高、低壓渦輪23之間的燃氣導向葉片。而將低壓渦輪23設計為二級是考慮到低壓渦輪23除了要帶動低壓壓氣機15外還要帶動風扇轉子17，其負荷比較大。設計為二級雖會增加結構復雜程度和重量，但減少了單級渦輪的負荷，提高渦輪效率，從而為低壓壓氣機15和風扇轉子17輸出更高功率。在渦輪之后為主內涵道排氣口181，所述主內涵道排氣口 181處設有排氣調節(jié)片182，它可調大小且能夠完全關閉，它的作用除了調節(jié)核心機排氣，還可以在亞聲速燃燒沖壓模態(tài)和超聲速燃燒沖壓模態(tài)與外涵道12形成較平滑過渡，燃燒排氣將在此進行第一次膨脹。
[0107]本實施例的組合發(fā)動機7采用了處于低壓壓氣機15與高壓壓氣機19之間安裝風扇轉子17的方案，在增加渦扇模態(tài)和渦噴模態(tài)推力效率的同時，能夠更好適應亞聲速燃燒沖壓模態(tài)和超聲速燃燒沖壓模態(tài)。
[0108]如圖18和圖19所示，本實施例的風扇葉片171是可變距的，可變距風扇葉片171設計除了可在渦扇模態(tài)調節(jié)風扇的增壓比之外，還可以更好的適應其它模態(tài)對外涵道12通透性和阻力需求。風扇轉子17包括風扇葉片171、風扇葉柄172和轉子體173三部分，一部分是位于內涵道的風扇葉柄172，它較為纖細，只起支撐作用；處在外涵道12的部分才是風扇葉片171，因此風扇只給外涵道12空氣增壓。
[0109]風扇轉子17通過風扇變速裝置與低壓轉子軸231聯(lián)動，而且這種聯(lián)動是可以通過離合器30斷開的。在渦扇模態(tài)時，風扇轉子17受低壓轉子軸231驅動，風扇葉片171對外涵道12空氣增壓；而在渦噴模態(tài)、亞聲速燃燒沖壓模態(tài)和超聲速燃燒沖壓模態(tài)這三個模態(tài)時，風扇轉子17將與低壓轉子軸231斷開聯(lián)動，風扇停止轉動，風扇葉片171變距調為順漿位置，風扇葉片171與來流平行，使風扇葉片171阻力盡量降低。風扇葉片171的可變距體現(xiàn)了發(fā)動機設計對不同模態(tài)的兼顧，滿足了本實施例寬飛行包線的需求。
[0110]本實施例中，所述風扇變速裝置包括轉動安裝在所述低壓轉子軸231上的中心齒輪27，轉動安裝在所述中心齒輪27上的行星齒輪28，所述行星齒輪28外安裝有齒圈29，所述齒圈29固定連接有轉子體173，所述轉子體173外周固定安裝有所述風扇葉柄172，所述轉子體173轉動安裝在所述低壓轉子軸231上；所述中心齒輪27與所述低壓轉子軸231之間安裝有離合器30。
[0111]如圖20和圖21所示，為了減少阻力及增加空氣流量，處于發(fā)動機最前部的低壓壓氣機15被設計成三級軸流式壓氣機，整體葉盤結構。低壓壓氣機15有著獨立的進氣道，稱為內涵進氣道14。內涵進氣道14處于外涵進氣道123內，其截面為圓形且可以完全關閉，關閉后外形為一個指向前的錐體，可以在亞聲速燃燒沖壓模態(tài)和超聲速燃燒沖壓模態(tài)對外涵道12進氣起壓縮作用。
[0112]如圖6所示，外涵道12的進氣道稱為外涵進氣道123，它的前半部分承擔著主內涵道18和外涵道12的所有進氣，后部包攏著內涵進氣道14。外涵進氣道123的外涵道進氣口 121位于本實施例機身2下部，乘波體機頭I末端，這樣可以在飛行器大迎角姿態(tài)時仍能提供充足進氣，而在高超聲速飛行時能為發(fā)動機提供由乘波體預壓縮的進氣。本實施例中，外涵道進氣口 121的下唇口 121a可以上下偏轉一定的角度，用來調節(jié)進氣。外涵進氣道123稍稍向上傾斜，這是整體設計統(tǒng)籌兼顧的結果，會使飛行器的阻力有所增加，但也使進氣道對發(fā)動機葉片有一定遮蔽作用，有利于隱身。
[0113]外涵道12后部設有長于主內涵道18的核心機的外涵道延長段122，使核心機排氣與外涵道12排氣通過外涵道延長段122混合再排出。這種外涵道延長段122混排方式使得組合發(fā)動機7在渦扇模態(tài)和渦噴模態(tài)時，主內涵道18、外涵道12氣流可在噴出前再次做能量交換，從而提高發(fā)動機效率；外涵道延長段122具有加力燃燒室的功能并方便安裝矢量噴口 8。
[0114]外涵道12除了在后部的加力燃燒室外，在其中部，起于風扇轉子17直至主內涵道排氣口這一段為外涵道12獨立的燃燒室，稱為外涵燃燒室124。這個燃燒室作為雙模態(tài)沖壓發(fā)動機10的主燃燒室。
[0115]本實施例的組合發(fā)動機7使用液態(tài)氫或液態(tài)碳氫化合物、液態(tài)氧作為燃料，同時作為熱交換劑。在內涵燃燒室21內和外涵進氣道123壁面設燃料噴注口 13。
[0116]在本實施例機頭I表面、整個外涵道12內壁、預壓室20內和燃料噴注口 13處設有熱交換器25。其中外涵道12內壁的熱交換器25分為前后獨立的兩個部分，分界處在風扇轉子17附近。
[0117]熱交換器25的設置可以提前預冷進氣，增加進氣的壓縮效率；也能夠對燃料噴注口 13和高速飛行器機頭起熱防護作用。而使用燃料作為熱交換劑可以減小熱交換系統(tǒng)的結構重量和復雜度，簡化管道布置；也使燃料提前預熱汽化，對燃燒更加有利。
[0118]組合發(fā)動機7不同模態(tài)時的工作方式及模態(tài)間變換方式:
[0119]1.渦扇模態(tài)
[0120]如圖22所示，此時外涵進氣道123和內涵進氣道14都開啟且張開較大，主內涵道排氣口打開。此時風扇處于潤扇模態(tài)，風扇轉子17通過低壓轉子-風扇減速傳動系統(tǒng)受低壓轉子驅動，風扇葉片171對外涵道12空氣增壓。在預壓室20內和燃料噴注口 13處的熱交換器25開啟，燃料先流過預壓室20內的熱交換器25，再流過燃料噴注口 13處的熱交換器25，最后注入燃燒室并與空氣混合。
[0121]在內涵道，空氣經(jīng)外涵進氣道123前半部分流入內涵進氣道14，再流入低壓壓氣機15。低壓壓氣機15受低壓渦輪23驅動，對空氣增壓。由于組合發(fā)動機7采用中間風扇的設計，因此低壓壓氣機15不會受到風扇的不利干擾。大部分被低壓壓氣機15增壓的空氣會流過風扇葉片171的風扇葉柄172進入核心機；而有少部分會從風扇轉子17處溢出至外涵道12，可以增加外涵道12排氣的壓力及發(fā)動機的燃油效率，其效果類似于美國為第六代戰(zhàn)機研制的變循環(huán)渦扇發(fā)動機的“中間涵道”。
[0122]高壓壓氣機19被高壓渦輪22驅動轉動，對進入核心機的被低壓壓氣機15增壓的高壓空氣再次增壓。之后空氣被排入預壓室20。在預壓室20內，被增壓而溫度上升的高壓氣流流過熱交換器25，與低溫燃料做熱交換。燃料升溫，氣流降溫。氣流的降溫會再次提高壓縮效率，準備用作燃燒。
[0123]預壓室20也是用來增壓空氣的，其分擔了一部分壓氣機增壓空氣的任務，因而高壓壓氣機19的級數(shù)可以設計的更少。因此組合發(fā)動機7的高壓壓氣機19只有四級轉子葉片，減小了發(fā)動機的結構復雜度和重量，縮短了尺寸，減小了高壓轉子的啟動慣性。而較少的壓氣機級數(shù)也就意味著渦輪更小的負荷，對燃氣的能量消耗也就更少，燃氣可以保留更多能量用以驅動低壓轉子以及最后噴出形成推力，間接提高了低壓轉子的轉速和發(fā)動機推力。而且預壓室20這個介于燃燒室和壓氣機之間的中空空間，可以起到一定的抑制發(fā)動機喘振的效果。
[0124]燃料在內涵燃燒室21內燃燒后，燃氣依次流過并驅動高壓渦輪22和低壓渦輪23轉動。之后燃氣經(jīng)主內涵道排氣口排入外涵道12后部，在那里將與外涵道12排氣混合最后由矢量噴口 8排出。
[0125]在外涵道12，空氣經(jīng)外涵進氣道123進入外涵道12。之后空氣經(jīng)風扇增壓并與部分從內涵溢出的由低壓壓氣機15增壓的空氣混合，而后從核心機外流過并冷卻核心機。最后與核心機排氣混合，由矢量噴口 8噴出。與現(xiàn)代戰(zhàn)斗機的渦扇發(fā)動機相比，組合發(fā)動機7的涵道比較大，擁有更高的效率或更大的推力；同時這也是為雙模態(tài)沖壓發(fā)動機10預留足夠的空間。
[0126]如圖22所示，燃料依次流入預壓室20內的熱交換器25和燃料噴注口 13(外置管道未給出)，最后在內涵燃燒室21內注入壓縮空氣。
[0127]2.渦噴模態(tài)
[0128]如圖23所示，此時外涵道進氣口 121張開較小，內涵道進氣口 141的錐形罩殼16張開較大。所述風扇變速裝置的離合器30斷開，所述低壓轉子軸231空轉，所述中心齒輪27不動，從而使風扇轉子17與低壓轉子斷開聯(lián)動。此時低壓渦輪23只用來驅動低壓壓氣機15，低壓壓氣機15轉速上升，滿足了渦噴模態(tài)對壓氣機高效率的需求。此時風扇轉子17停轉，風扇葉片171變距，葉片平行于來流，盡量降低風扇阻力。其它部件的工作模態(tài)與渦扇模態(tài)時相似。
[0129]空氣經(jīng)內涵道進氣口 141和內涵進氣道14進入低壓壓氣機15，由低壓壓氣機15增壓后大部分空氣經(jīng)風扇葉片171的風扇葉柄172流入核心機，而一少部分空氣會溢出至外涵道12，冷卻核心機的同時增加外涵道12氣流壓力，提高發(fā)動機效率。流入核心機的空氣再依次流過高壓壓氣機19、預壓室20、內涵燃燒室21和高壓渦輪22，核心機的工作方式與渦扇時相同。
[0130]由于風扇轉子17與低壓轉子斷開聯(lián)動，使得低壓渦輪23的負荷減小，轉速提升，從而提高低壓壓氣機15的增壓比，適應了渦噴發(fā)動機11對壓氣機高效率的要求。
[0131]3.超聲速燃燒沖壓模態(tài)
[0132]因為雙模態(tài)沖壓發(fā)動機10中的大部分設計點是為了滿足超聲速燃燒沖壓模態(tài)，所以本說明書把超聲速燃燒沖壓模態(tài)放在亞聲速燃燒沖壓模態(tài)之前敘述。
[0133]在超聲速燃燒沖壓模態(tài)時，內涵道進氣口 141的錐形罩殼16完全關閉，形成一個指向前的錐體。外涵進氣道123的進氣口張開較大，主內涵道排氣口完全關閉，形成一個指向后的錐體。風扇葉片171仍平行于來流，盡量降低風扇葉片171的阻力。在本實施例機頭I表面、整個外涵道12內壁和燃料噴注口 13處的熱交換器25開啟。
[0134]空氣由本實施例的乘波體機頭I預壓縮后進入外涵進氣道123，并在外涵進氣道123中的一系列激波串的作用下繼續(xù)減速增壓。前文中提到，進氣道稍微向上傾斜，這勢必會增加阻力。但是進氣口前端產(chǎn)生的第一道激波使其后的氣流流向稍向上偏轉，向上傾斜的進氣道實際上正好適應了氣流的流向。
[0135]進氣流過外涵進氣道123后與燃料混合再流過風扇轉子17，風扇轉子17后為外涵燃燒室124。外涵燃燒室124起于風扇轉子17止于主內涵到排氣口，可見其長度十分大，本實施例以長燃燒室的方式保證超聲速下充分的燃燒。但其帶來的問題是需要冷卻的面積也十分大，這個問題通過此處內壁內流過的起冷卻作用的燃料來解決。
[0136]由于組合發(fā)動機7采用中間風扇設計，內涵在風扇處“斷開”，使風扇處的內外涵道12是相通的。因此在內涵外壁的附面層會在風扇處脫離壁面被卷入外涵道12氣流。而且外涵道12的高速氣流會通過引射作用抽吸內涵中的空氣。內涵的氣壓會因為引射作用遠低于外涵道12，甚至成為類中空狀態(tài)。這會在風扇處形成橫向壓力梯度，使外涵道12氣流有向中間靠攏的趨勢。同時風扇也起到一定的渦流發(fā)生器的作用，這種兩種作用相產(chǎn)生十分復雜的氣動耦合，使風扇后形成強度較高且結構復雜的渦流。內涵外壁的附面層一定會被卷入渦流，外涵道12內壁的渦流也很有可能被卷入。研究表明，當燃料充分預混時，在高溫高壓的附面層中會提前發(fā)生燃燒。已經(jīng)發(fā)生燃燒的附面層卷入渦流后，會迅速引起其它預混燃氣的燃燒，從而點燃外涵燃燒室124。中間風扇的特殊設計構型，使組合發(fā)動機7通過形成渦流并將預燃附面層卷入的方式擴散和維持火焰，解決了超聲速燃燒點火、火焰擴散和維持火焰難的問題。
[0137]4.亞聲速燃燒沖壓模態(tài)
[0138]如圖25所不,發(fā)動機在亞聲速燃燒沖壓模態(tài)時的工作方式與超聲速燃燒沖壓模態(tài)時的工作方式相同，只是在外涵燃燒室124內發(fā)生的是亞聲速燃燒，超聲速氣流在外涵進氣道123內便減速擴壓至亞聲速。
[0139]此時外涵進氣道123的進氣口張開較小，矢量噴口 8調節(jié)為收縮擴張噴口，其它可調部件的工作狀態(tài)與超聲速燃燒沖壓模態(tài)時相同。
[0140]來流在外涵進氣道123內減速增壓至亞聲速并與燃料混合，再經(jīng)外涵燃燒室124燃燒后通過收縮擴張噴口加速至超聲速噴出。
[0141]本實施例的組合發(fā)動機7將變距風扇、中間風扇、低壓轉子-風扇減速傳動系統(tǒng)、燃氣預冷等設計相結合，在實現(xiàn)高超聲速飛行動力的同時，在低速也獲得了大推力、大推重t匕。通過優(yōu)化各部件各流道的設計，解決了渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機流道共用少、死重多等問題。通過中間風扇設計提高了渦扇和渦噴模態(tài)的推力效率，并解決了超聲速燃燒沖壓模態(tài)發(fā)動機點火、維持火焰難的問題。組合發(fā)動機7滿足了本實施例飛行器寬速度包線的動力需求，使其在所有速度下都擁有強勁的心臟。
[0142]對一個飛行器而言，矢量噴口對其性能的影響十分巨大。本實施例的矢量噴口 8通過將流場矢量技術和傳統(tǒng)的機械矢量偏轉相結合，獲得了遠大于現(xiàn)代矢量噴口的噴流偏轉角，可大幅提高本實施例的機動性。而且本實施例的矢量噴口 8的設計也面向組合發(fā)動機，能夠滿足組合發(fā)動機7不同模態(tài)的不同需求。本實施例的矢量噴口 8的主要作用是調節(jié)組合發(fā)動機7的噴流、提高本實施例的控制效率和機動性。
[0143]如圖2所示，本實施例的矢量噴口 8被設計為二元矩形矢量噴口，可以更好的與后機身2融合，并提高機動性、簡化結構，也能夠更好地保證的整機后段的隱身性能。
[0144]如圖26所示，本實施例的矢量噴口 8的矢量偏轉、噴口類型和幾何外形的調節(jié)變換主要由上下兩個可偏轉±20°的導流塊81完成。導流塊81內有一個中空通道，這個通道稱為引射通道32。引射通道32有一個進氣口，稱為引射入口 33，引射入口 33為格柵式進氣口，用來調節(jié)進氣量。弓I射通道32有三個出口，較大的出口位于噴口擴張段起始位置，稱為主引射出口 341。另外兩個較小的出口分別位于擴張段中部和尾部，分別稱為中部引射出口 342和尾部引射出口 343。三個引射出口均由控制閥門344控制大小和開閉。
[0145]矢量噴口的工作方式:
[0146]1.收縮擴張模態(tài)
[0147]如圖27所示，在渦扇模態(tài)、渦噴模態(tài)和亞聲速燃燒沖壓模態(tài)的大多時候，發(fā)動機燃燒室的直接排氣都為亞聲速，矢量噴口 8需要將其加速至超聲速噴出。此時兩個導流塊81形成一個收縮擴張噴口。兩個導流塊81的張開大小可以調節(jié)噴口喉道大小和出口大小。
[0148]如圖28所示，矢量噴口 8的出口大小不僅由兩個導流塊81調節(jié)，也由引射進入矢量噴口 8的二次流噴流幕調節(jié)。打開引射入口 33和引射出口，外部空氣將注入矢量噴口 8的擴張段，其形成的噴流幕可以起到一定的抑制發(fā)動機噴流擴張的作用。通過調節(jié)引射入口 33和引射出口的大小來調節(jié)二次流的注入量和二次流壓力，從而起到調節(jié)矢量噴口 8出口大小的作用。
[0149]這種通過流動控制來調節(jié)矢量噴口 8出口大小的設計，相對于機械調節(jié)的方式，有著結構簡單，重量輕的優(yōu)點。從而提供發(fā)動機推重比，并降低矢量噴口 8的維護成本。
[0150]2.擴張模態(tài)
[0151]在超聲速燃燒沖壓模態(tài)，發(fā)動機燃燒室的直接排氣即為超聲速，矢量噴口 8需要將其加速更高的速度噴出。此時兩個導流塊81成張開狀，形成一個擴張矢量噴口。以兩個導流塊81的張開大小調節(jié)矢量噴口 8擴張程度。由于此模態(tài)時的來流速度太快，且矢量噴口外形阻力大。為了盡量減小阻力，在此模態(tài)時，引射入口 33和引射出口全部關閉。
[0152]3.矢量偏轉
[0153]本實施例的矢量噴口 8通過將流場矢量技術與機械矢量偏轉相結合，能夠獲得最大達40°的噴流偏轉角。但在飛行的大部分時候，噴流偏角無需如此巨大。因此當噴流偏角在O到20°之間時，本實施例的矢量噴口 8只使用無需太多機械變化的流場矢量技術，以減小機械可動部件的使用次數(shù)和程度，從而增加矢量噴口 8的可靠性和使用壽命。
[0154]3.1流場矢量偏轉(0-20。)
[0155]如圖29所示，當需要偏轉的角度小于20°時，本實施例的矢量噴口 8僅通過一種流動控制的方式進行噴流偏轉。
[0156]噴流需要向上偏轉0-20°時，導流塊81不偏轉，下導流塊81的引射入口 33、引射出口全部打開；上導流塊81的引射入口 33關閉或開啟較小，引射出口全部打開。這時當噴流流過矢量噴口 8喉道時，由于引射作用，上下引射通道32內的空氣被不斷抽吸。由于下引射入口 33開啟，外部空氣不斷進入下引射通道32內補充流失的空氣，其內部壓力幾乎不會改變。而上引射入口 33的關閉使上引射通道32內的空氣被抽走后無處補充，上引射通道32內的壓力驟降甚至成為類真空狀態(tài)。這使得矢量噴口 8在豎直方向上形成壓力梯度，下部壓力高，上部壓力低。噴流隨壓力梯度向上偏轉。當噴流偏轉角度大到一定程度時，噴流會與上導流塊81產(chǎn)生附壁作用(康達效應)，使噴流沿上導流塊81表面流動，偏轉角度躍升。通過調節(jié)上導流塊81的引射入口 33的大小便可以調節(jié)上引射通道32內的壓力，從而調節(jié)壓力梯度的變化大小，進而調節(jié)噴流的偏轉角度。向下偏轉0-20°時工作方式相同。
[0157]這種通過流動控制的偏轉方式可使噴流的偏轉角度達到±20°左右，推力效率90%左右。在實現(xiàn)與現(xiàn)代矢量噴口同等偏角和效率的同時，省卻了大量機械運動部件，簡化了結構，減輕了飛行器重量，降低了維護成本。
[0158]3.2流場矢量偏轉+機械偏轉(20° -40° )
[0159]如圖30所示，當偏轉角大于20°時，本實施例的矢量噴口 8需要上述流場矢量的基礎上進行機械偏轉。
[0160]噴流需要向上偏轉20° -40°時，流場矢量的偏轉程度首先變?yōu)樽畲?，之后兩個導流塊81同時向上偏轉。這種機械偏轉方式的偏轉角度在±20°左右，推力效率在90%左右。再與流場矢量偏轉相疊加，噴流最終偏轉角度可達±40°左右，推力效率81%左右。
[0161]±40°的矢量偏轉遠超現(xiàn)代矢量噴口的偏轉程度，將賦予本實施例極強可操控性和機動性，包括過失速超機動能力。
[0162]3.3擴張模態(tài)時的矢量偏轉(0-10° )
[0163]本實施例的矢量噴口 8在擴張模態(tài)時為了減小高超聲速阻力，引射出入口全部關閉，因此只能使用機械偏轉。由于高超聲速飛行時不可能做大幅度的機動動作，無需大角度的矢量偏轉。因此本實施例的矢量噴口 8在擴張模態(tài)時的機械偏轉角度設為±10°左右，主要用于滿足本實施例的配平需求。
[0164]本實施例的主要設計參數(shù)(本說明書中對相對面積的計算以低速模態(tài)機翼總面積為計算參數(shù)):
[0165]
【權利要求】
1.寬飛行包線變體飛行器，在低速模態(tài)或高速模態(tài)下工作或相互轉換，其特征在于:包括機頭和機身，所示機頭的后部兩側有鴨翼，所述機身的兩側固定設有后掠內翼，所述后掠內翼的翼梢設有前掠折疊外翼，所述機身的后部上方設有一對全動式垂直尾翼，所述機身內安裝有兩臺組合發(fā)動機，所述組合發(fā)動機的進氣口位于所述機身的底部前端，所述機身的尾部對應于所述組合發(fā)動機安裝有兩矢量噴口； 所述機頭設計為乘波體機頭； 所述后掠內翼的翼型為超臨界翼型；所述如掠折置外翼的翼型為“Λ ”形彈翼；在低速模態(tài)下，所述前掠折疊外翼沿所述后掠內翼的翼梢展開；在高速模態(tài)下，所述前掠折疊外翼翻轉并貼合在所述后掠內翼的底面，所述前掠折疊外翼的翼型變?yōu)榈退倌B(tài)翼型的倒置；所述鴨翼后部的機身上設有向兩側延展的邊條； 所述組合發(fā)動機包括渦噴發(fā)動機和雙模態(tài)沖壓發(fā)動機； 所述雙模態(tài)沖壓發(fā)動機包括設有外涵道進氣口的外涵道，所述外涵道的前端為外涵進氣道，所述外涵道進氣口位于所述機身下部和所述乘波體機頭末端；所述機身上設有氧化劑燃料箱和還原劑燃料箱；所述外涵進氣道的內表面設有燃料噴注口 ； 所述渦噴發(fā)動機安裝在所述外涵道內，包括設有內涵道進氣口的內涵進氣道，所述內涵進氣道內安裝有低壓壓氣機，所述內涵道進氣口位于所述外涵進氣道內，所述內涵道進氣口為分瓣且可以完全關閉的錐形罩殼，所述錐形罩殼關閉后外形為一個尖部向前的錐體；所述內涵進氣道后設有風扇轉子，所述風扇轉子包括風扇葉片、風扇葉柄和轉子體，所述風扇葉片位于所述 外涵道內；位于所述風扇轉子后的所述外涵道內設有主內涵道，所述主內涵道內安裝有高壓壓氣機，所述高壓壓氣機后的所述主內涵道內設有預壓室，所述預壓室之后設有內涵燃燒室，所述內涵燃燒室內設有燃料噴注口 ；所述內涵燃燒室后設有一級高壓渦輪，所述高壓渦輪與所述高壓壓氣機通過高壓轉子軸固定連接；所述高壓渦輪后設有兩級低壓渦輪，所述低壓渦輪轉向與高壓渦輪相反；所述低壓渦輪與低壓壓氣機通過低壓轉子軸固定連接，所述風扇轉子通過風扇變速裝置與所述低壓轉子軸連接；所述高壓轉子軸為空心軸且套裝在所述低壓轉子軸外，所述風扇轉子安裝在所述低壓轉子軸上； 所述低壓渦輪后的所述主內涵道設有主內涵道排氣口，所述主內涵道排氣口設有可調大小且能夠完全關閉的排氣調節(jié)片；所述主內涵道排氣口位于所述外涵道內；所述矢量噴口和所述主內涵道排氣口之間設有作為加力燃燒室的外涵道延長段； 所述主內涵道外的所述外涵道的空間設置為外涵燃燒室； 所述矢量噴口為二元矩形矢量噴口，包括兩個上下可偏轉±20°的導流塊。
2.如權利要求1所述的寬飛行包線變體飛行器，其特征在于:所述前掠折疊外翼的前端相對所述后掠內翼更罪如，所述如掠折置外翼和所述后掠內翼之間的縫隙相對罪后，而且所述前掠折疊外翼前半段的下弧線平直向下傾斜。
3.如權利要求2所述的寬飛行包線變體飛行器，其特征在于:所述前掠折疊外翼的最大厚度在翼弦68%處；在所述鴨翼不偏轉時，所述鴨翼與所述邊條構成連續(xù)氣動面；所述鴨翼和所述邊條具有4°的下反角；所述鴨翼的偏轉軸線在所述鴨翼的翼根弦從前端起的85%處。
4.如權利要求1所述的寬飛行包線變體飛行器，其特征在于:所述后掠內翼的翼梢處的前緣后掠角增大并與所述前掠折疊外翼形成一個機翼前緣缺口 ；所述后掠內翼具有4°的下反角。
5.如權利要求1所述的寬飛行包線變體飛行器，其特征在于:所述還原劑燃料箱內裝有液態(tài)氫或液態(tài)碳氫化合物，所述氧化劑燃料箱內裝有液態(tài)氧；所述機頭下表面、整個所述外涵道內壁設有熱交換器，所述熱交換器兼做與所述燃料噴注口連接的燃料供給管路。
6.如權利要求1所述的寬飛行包線變體飛行器，其特征在于:所述風扇變速裝置包括轉動安裝在所述低壓轉子軸上的中心齒輪，轉動安裝在所述中心齒輪上的行星齒輪，所述行星齒輪外安裝有齒圈，所述齒圈固定連接有轉子體，所述轉子體外周固定安裝有所述風扇葉柄，所述轉子體轉動安裝在所述低壓轉子軸上；所述中心齒輪與所述低壓轉子軸之間安裝有離合器。
7.如權利要求1所述的寬飛行包線變體飛行器，其特征在于:所述風扇葉片為可變距葉片；所述高壓壓氣機為四級軸流式整體葉盤結構；所述主內涵道的進氣口處設有可以調節(jié)張開大小的導流片；所述外涵道進氣口設有可以上下偏轉一定角度的下唇口。
8.如權利要求1所述的寬飛行包線變體飛行器，其特征在于:所述預壓室內設有熱交換器，所述熱交換器兼做與所述燃料噴注口連接的燃料供給管路。
9.如權利要求1所述的寬飛行包線變體飛行器，其特征在于:所述導流塊內設有一個中空的引射通道，所述引射通道設有一個作為進氣口的引射入口 ；所述引射通道設有三個引射出口，位于所述矢量噴口擴張段起始位置設有主引射出口，位于所述矢量噴口擴張段中部和尾部分別設有中部引射出口和尾部引射出口，所述主引射出口、中部引射出口和尾部引射出口均安裝有控制閥門；所述引射入口為格柵式進氣口。
10.如權利要求1所述 的寬飛行包線變體飛行器，其特征在于:所述乘波體機頭的側緣具有下反角且側緣下表面向上拱起。
【文檔編號】B64C3/56GK103879556SQ201410125750
【公開日】2014年6月25日 申請日期:2014年3月31日 優(yōu)先權日:2014年3月31日
【發(fā)明者】馮加偉 申請人:馮加偉