本發(fā)明涉及航空動(dòng)力
技術(shù)領(lǐng)域：
，具體涉及一種涵道風(fēng)扇矢量推進(jìn)系統(tǒng)。
背景技術(shù)：
：傳統(tǒng)單旋翼帶尾槳式直升機(jī)由于受到前行槳葉的壓縮性和后行槳葉的氣流分離的影響，最大飛行速度受到很大的限制，最大巡航速度通常在300km/h左右,而固定翼飛機(jī)的飛行速度可以很高,但需要機(jī)場(chǎng)跑道滑跑起落,且不能懸停和低速飛行。因此,長(zhǎng)期以來(lái),國(guó)外一直在不懈地探尋新的技術(shù)發(fā)展思路,力圖創(chuàng)造一種新型的飛行器,既能保持直升機(jī)的垂直起落、懸停和經(jīng)濟(jì)性的優(yōu)勢(shì),又能達(dá)到飛機(jī)的飛行速度。幾十年中,產(chǎn)生了很多種不同形式的“垂直起落轉(zhuǎn)換式飛行器”。例如，帶有“共軸雙螺旋槳”的XFV-1可以實(shí)現(xiàn)垂直起飛，并逐漸改變狀態(tài)進(jìn)入前飛，以螺旋槳飛機(jī)形式飛行。傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)V-22是一種轉(zhuǎn)換式飛行器，它可以在飛行中根據(jù)需要在飛機(jī)模式與直升機(jī)模式之間轉(zhuǎn)換，以便發(fā)揮每一種模式的優(yōu)勢(shì)。X-旋翼機(jī)(S-72)則是一種旋翼/機(jī)翼轉(zhuǎn)換式飛機(jī)，可在直升機(jī)和固定翼飛機(jī)兩種模式間切換。還有Piasecki飛機(jī)公司研發(fā)的Piasecki16HPathfinder以及X-49“速度鷹”等復(fù)合式高速直升機(jī)，可大幅度提高直升機(jī)的飛行速度。多年來(lái)的探索和創(chuàng)造實(shí)踐形成了后來(lái)高速直升機(jī)發(fā)展的三種主要技術(shù)途徑——復(fù)合式、傾轉(zhuǎn)旋翼/機(jī)翼式、旋翼/機(jī)翼轉(zhuǎn)換式。前面提到的復(fù)合式高速直升機(jī)中，部分采用了涵道風(fēng)扇矢量推進(jìn)系統(tǒng)(VectoredThrustDuctedPropeller，簡(jiǎn)稱(chēng)VTDP)，如Piasecki16HPathfinder即采用該系統(tǒng)，將平尾、垂尾、尾槳和推進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)緊湊地結(jié)合起來(lái)，不僅使復(fù)合式直升機(jī)飛得更快、更遠(yuǎn)，還有效減輕了重量、降低了成本、提高了效率。X-49“速度鷹”采用改進(jìn)的帶變向環(huán)的涵道風(fēng)扇矢量推進(jìn)系統(tǒng)，可以有效地提升其最大飛行速度，改善操縱性能，在復(fù)合式高速直升機(jī)中具有良好的應(yīng)用前景。涵道風(fēng)扇矢量推進(jìn)系統(tǒng)是在常規(guī)涵道風(fēng)扇系統(tǒng)(ductedfansystem)的基礎(chǔ)上發(fā)展起來(lái)的。常規(guī)涵道風(fēng)扇系統(tǒng)只能改變推力的大小，卻不能改變推力的方向。為了使涵道風(fēng)扇系統(tǒng)同時(shí)具備改變推力大小和方向的能力，涵道風(fēng)扇矢量推進(jìn)系統(tǒng)在常規(guī)涵道風(fēng)扇系統(tǒng)的尾部安裝水平和垂直舵面或其他偏轉(zhuǎn)氣流的部件。這樣，涵道風(fēng)扇矢量推進(jìn)系統(tǒng)不僅繼承了涵道風(fēng)扇系統(tǒng)靜推力大、推力效率高的優(yōu)點(diǎn)，而且還能夠通過(guò)安裝在涵道尾部的操縱舵面及其他偏轉(zhuǎn)氣流的部件來(lái)控制推力的方向。當(dāng)涵道風(fēng)扇矢量推進(jìn)系統(tǒng)用于復(fù)合式高速直升機(jī)時(shí)，在垂直起降和懸停狀態(tài)，主要用來(lái)平衡主旋翼的反扭矩；而在高速前飛時(shí)，可用來(lái)產(chǎn)生向前的推力以提高直升機(jī)的前飛速度。涵道風(fēng)扇矢量推進(jìn)系統(tǒng)可以根據(jù)直升機(jī)在不同飛行狀態(tài)下對(duì)各方向的力的不同需求，通過(guò)調(diào)節(jié)風(fēng)扇槳距及轉(zhuǎn)速控制系統(tǒng)產(chǎn)生推力大小，通過(guò)舵面及其他氣流偏轉(zhuǎn)部件的不同偏轉(zhuǎn)組合來(lái)控制涵道風(fēng)扇系統(tǒng)產(chǎn)生推力的方向，充分發(fā)揮了涵道風(fēng)扇系統(tǒng)靜推力大、推力效率高的優(yōu)點(diǎn)，使得采用了涵道風(fēng)扇矢量推進(jìn)系統(tǒng)的復(fù)合式直升機(jī)飛得更快、更遠(yuǎn)，而且還有效減輕了重量、提高了效率，同時(shí)具有造價(jià)低和風(fēng)險(xiǎn)小的優(yōu)勢(shì)，且方便利用現(xiàn)有直升機(jī)的機(jī)體進(jìn)行改裝，因此它被越來(lái)越多的應(yīng)用到復(fù)合式直升機(jī)設(shè)計(jì)中。雖然上述涵道風(fēng)扇矢量推進(jìn)系統(tǒng)已經(jīng)在不同的復(fù)合式高速直升機(jī)飛機(jī)中得到應(yīng)用，但是它們都有一個(gè)共同的缺陷，就是在起降和懸停時(shí)用于改變氣流方向從而改變涵道風(fēng)扇系統(tǒng)推力方向的氣流偏轉(zhuǎn)部件(舵面及變向環(huán)等)在飛機(jī)高速飛行時(shí)會(huì)產(chǎn)生較大的附加阻力，而且增加了系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)重量，從而降低涵道風(fēng)扇系統(tǒng)的效率，增加了飛機(jī)的油耗。而且，無(wú)論復(fù)合式直升機(jī)發(fā)展得如何完善，旋翼的旋轉(zhuǎn)仍然是氣流不對(duì)稱(chēng)的原因。因此若要解決直升機(jī)的高速問(wèn)題，最終還是要通過(guò)停轉(zhuǎn)旋翼使其變?yōu)闄C(jī)翼，從直升機(jī)模式完全轉(zhuǎn)換成飛機(jī)模式，即成為旋翼/機(jī)翼變換式飛機(jī)。然而旋翼/機(jī)翼變換式飛機(jī)高速飛行時(shí)并不需要提供平衡主旋翼反扭矩的側(cè)向力，但起降和懸停時(shí)則需要很大的側(cè)向力且盡可能小的前向推力?，F(xiàn)有的涵道風(fēng)扇矢量系統(tǒng)在旋翼/機(jī)翼變換式飛機(jī)中使用時(shí)效率并不高甚至不能使用。對(duì)于涵道風(fēng)扇矢量推進(jìn)系統(tǒng)，如若能不使用額外的改變氣流方向的操縱舵面或其他氣流偏轉(zhuǎn)裝置，但在飛機(jī)垂直起降和懸停時(shí)也能改變氣流方向來(lái)產(chǎn)生平衡主旋翼反扭矩的側(cè)向力，高速飛行時(shí)又不產(chǎn)生附加的額外阻力，則可進(jìn)一步提高該系統(tǒng)的效率，從而使旋翼/機(jī)翼變換式飛機(jī)的效率更高。技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：為克服現(xiàn)有技術(shù)中存在的涵道風(fēng)扇矢量推進(jìn)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)重量大、驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)復(fù)雜、飛機(jī)高速飛行時(shí)氣流偏轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)的氣動(dòng)阻力大的不足，本發(fā)明提出了一種旋翼/機(jī)翼變換式飛機(jī)的涵道風(fēng)扇矢量推進(jìn)系統(tǒng)。本發(fā)明所述涵道螺旋槳包括旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生氣流的螺旋槳和環(huán)繞螺旋槳的涵道筒體。所述氣流偏轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)包括第一旋轉(zhuǎn)片、第二旋轉(zhuǎn)片、阻塞片、減速電機(jī)、兩個(gè)旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)軸、兩個(gè)旋轉(zhuǎn)支承軸和多級(jí)液壓作動(dòng)筒。所述第一旋轉(zhuǎn)片、第二旋轉(zhuǎn)片對(duì)稱(chēng)的分布在涵道筒體后端的圓周表面，所述第一旋轉(zhuǎn)片的軸向長(zhǎng)度為涵道筒體尾部圓半徑的1.2～1.35倍，第二旋轉(zhuǎn)片的軸向長(zhǎng)度為涵道筒體尾部圓半徑的1.03～1.1倍。所述第一旋轉(zhuǎn)片和所述第二旋轉(zhuǎn)片的的弧長(zhǎng)相等，均占涵道筒體尾部圓半周長(zhǎng)的60％～65％。所述兩個(gè)旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)軸和兩個(gè)旋轉(zhuǎn)支承軸均固定在涵道筒體上，并使兩個(gè)旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)軸分別位于述第一旋轉(zhuǎn)片和第二旋轉(zhuǎn)片的一個(gè)側(cè)邊，使兩個(gè)旋轉(zhuǎn)支承軸分別位于該第一旋轉(zhuǎn)片和第二旋轉(zhuǎn)片的另一個(gè)側(cè)邊。在所述第二旋轉(zhuǎn)片前端的涵道筒體內(nèi)表面與第二旋轉(zhuǎn)片前端相鄰部位的厚度被減薄1/2，減薄處的涵道筒體內(nèi)表面的圓弧面的曲率半徑相同，減薄處的軸向長(zhǎng)度為涵道筒體尾端圓半徑的0.48～0.5倍，弧長(zhǎng)與第二旋轉(zhuǎn)片的弧長(zhǎng)相等。所述阻塞片安放在該涵道筒體內(nèi)表面的減薄處。所述阻塞片的厚度與涵道筒體減薄去除部分的厚度相等。所述阻塞片前端中部的內(nèi)表面與多級(jí)液壓作動(dòng)筒的作動(dòng)桿固接；在所述涵道筒體上，對(duì)稱(chēng)的安裝有一對(duì)減速電機(jī)，并使所述兩個(gè)減速電機(jī)分別與旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)軸連接以驅(qū)動(dòng)該旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)軸轉(zhuǎn)動(dòng)，從而帶動(dòng)第一旋轉(zhuǎn)片和第二旋轉(zhuǎn)片旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。第一旋轉(zhuǎn)片的旋轉(zhuǎn)角度為90°～120°,第二旋轉(zhuǎn)片的旋轉(zhuǎn)角度為－60°～－90°，且旋轉(zhuǎn)后第一旋轉(zhuǎn)片與第二旋轉(zhuǎn)片平行。所述第一旋轉(zhuǎn)片、第二旋轉(zhuǎn)片和阻塞片均為從所述涵道筒體上切割后形成。具體是：在從所述涵道筒體上切割第一旋轉(zhuǎn)片和第二旋轉(zhuǎn)片時(shí)，在所述涵道筒體后端的圓周表面對(duì)稱(chēng)的切割出所述第一旋轉(zhuǎn)片和第二旋轉(zhuǎn)片；所述第一旋轉(zhuǎn)片和第二旋轉(zhuǎn)片的三個(gè)切割邊均為直邊，并使所述第一旋轉(zhuǎn)片軸向的兩個(gè)切割邊和第二旋轉(zhuǎn)片軸向的兩個(gè)切割邊均平行于涵道的軸線(xiàn)。在所述第一旋轉(zhuǎn)片前端的內(nèi)側(cè)，切除一小部分，該部分厚度為第一旋轉(zhuǎn)片前端厚度的1/2。在所述第二旋轉(zhuǎn)片前端的內(nèi)表面加工有弧形的凹面，該凹面的深度為該第二旋轉(zhuǎn)片厚度的1/2，弧的半徑與涵道筒體后端的半徑相同。所述的阻塞片是在涵道筒體上切割第二旋轉(zhuǎn)片處繼續(xù)沿該涵道筒體的軸線(xiàn)向該涵道筒體的前端切割該涵道筒體的內(nèi)表面，得到一切割片。所述切割片的厚度為該處涵道筒體厚度的1/2，軸向長(zhǎng)度為涵道筒體尾部圓半徑的0.48～0.5倍，弧長(zhǎng)與第二旋轉(zhuǎn)片4的弧長(zhǎng)相等。在該切割片的后端固接有一圓弧片，該圓弧片的幾何尺寸與所述第二旋轉(zhuǎn)片上的凹面的幾何尺寸完全一致，使得該圓弧片與第二旋轉(zhuǎn)片4貼合時(shí)保證內(nèi)表面的光滑。該圓弧片與所述切割片結(jié)合為阻塞片。所述固定在涵道筒體上的兩個(gè)旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)軸和兩個(gè)旋轉(zhuǎn)支承軸中位于同側(cè)的旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)軸和旋轉(zhuǎn)支承軸的軸心重合。兩個(gè)旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)軸軸心間的距離等于各自軸心到涵道筒體尾部的距離的兩倍。通過(guò)旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)軸和旋轉(zhuǎn)支承軸將所述第一旋轉(zhuǎn)片和第二旋轉(zhuǎn)片分別與涵道筒體連接，并實(shí)現(xiàn)各旋轉(zhuǎn)片的徑向旋轉(zhuǎn)。所述多級(jí)液壓作動(dòng)筒安裝在涵道筒體內(nèi)，通過(guò)所述多級(jí)液壓作動(dòng)筒實(shí)現(xiàn)所述阻塞片的前后運(yùn)動(dòng)，當(dāng)多級(jí)液壓作動(dòng)筒的作動(dòng)桿伸出時(shí)，所述阻塞片沿涵道筒體上的滑槽向該涵道筒體的后端移動(dòng)，并與旋轉(zhuǎn)后的第二旋轉(zhuǎn)片的內(nèi)表面貼合，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)涵道內(nèi)氣流的封堵；當(dāng)多級(jí)液壓作動(dòng)筒的作動(dòng)桿收回時(shí)，所述阻塞片沿涵道筒體上的滑槽向該涵道筒體的前端移動(dòng)并恢復(fù)原位后，通過(guò)所述圓弧片與回位后的第二旋轉(zhuǎn)片上的凹面貼合，以保證涵道筒體內(nèi)表面的光滑平整。所述滑槽位于涵道筒體與阻塞片結(jié)合部；位于阻塞片兩側(cè)邊上的凸臺(tái)與所述的滑槽相配合。本發(fā)明的氣流偏轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)不再額外增加部件，而是直接取自涵道體的一部分。該系統(tǒng)安裝于旋翼/機(jī)翼變換式飛機(jī)的尾部。在飛機(jī)垂直起降或懸停時(shí)，打開(kāi)氣流偏轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)使涵道風(fēng)扇排出的氣流改變方向，從而改變系統(tǒng)推力的方向，為飛機(jī)尾部提供很大的側(cè)向力來(lái)平衡主旋翼的反扭矩，且剩余的前向推力非常小，適合飛機(jī)垂直起降和懸停；在飛機(jī)高速前飛時(shí)收起氣流偏轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)，使涵道風(fēng)扇系統(tǒng)為飛機(jī)提供足夠的推力且不產(chǎn)生附加的阻力，從而提高飛機(jī)的飛行速度。本發(fā)明結(jié)合了航空發(fā)動(dòng)機(jī)的反推力裝置。飛機(jī)經(jīng)過(guò)幾十年的發(fā)展，其飛行速度不斷提高，飛行速度的提高和機(jī)翼載荷的增加又必然使飛機(jī)起飛和著陸滑跑距離增加。為了縮短著陸滑跑距離，50年代出現(xiàn)了一種新裝置——發(fā)動(dòng)機(jī)反推力裝置(ThrustReverser，簡(jiǎn)稱(chēng)TR)。機(jī)械式的航空發(fā)動(dòng)機(jī)反推力裝置按結(jié)構(gòu)形式可分為斗形折流板反推力器、格柵式反推力器、瓣式轉(zhuǎn)動(dòng)折流門(mén)反推力器。斗形折流板反推力器的工作原理是使發(fā)動(dòng)機(jī)向后噴出的高速氣體在折流機(jī)構(gòu)的作用下從兩側(cè)斜向前噴出，使氣體產(chǎn)生向前的速度分量，從而對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)本身產(chǎn)生向后的反推力，以此來(lái)對(duì)飛機(jī)減速。然而對(duì)于涵道風(fēng)扇矢量推進(jìn)系統(tǒng)而言，主要是盡可能使氣流大角度偏向一側(cè)以使推力盡可能轉(zhuǎn)變?yōu)閭?cè)向力來(lái)平衡復(fù)合式飛機(jī)主旋翼的反扭矩，因而航空發(fā)動(dòng)機(jī)反推力裝置在涵道風(fēng)扇矢量推進(jìn)系統(tǒng)中并不能使用。本發(fā)明結(jié)合了航空發(fā)動(dòng)機(jī)反推力裝置氣流偏折機(jī)構(gòu)的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，尤其是上述提到的斗形折流板反推器，使得涵道風(fēng)扇矢量推進(jìn)系統(tǒng)的尾部偏轉(zhuǎn)氣流的機(jī)構(gòu)部件不再額外添加操縱舵面或其他裝置，而是直接取自涵道體本身的一部分，在旋翼/機(jī)翼變換式飛機(jī)垂直起降和懸停時(shí)，氣流偏轉(zhuǎn)部件打開(kāi)，完成氣流的偏轉(zhuǎn)，從而改變涵道風(fēng)扇系統(tǒng)推力的方向來(lái)平衡飛機(jī)主旋翼的反扭矩；而在旋翼/機(jī)翼變換式飛行器高速飛行時(shí)氣流偏轉(zhuǎn)裝置收起，重新與涵道筒體部分組合為一個(gè)整體，涵道風(fēng)扇矢量推進(jìn)系統(tǒng)提供飛機(jī)前飛的推力，由于沒(méi)有額外的部件存在，從而有效減小了該系統(tǒng)的氣動(dòng)阻力。本發(fā)明中的氣流偏轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)由第一旋轉(zhuǎn)片、第二旋轉(zhuǎn)片、阻塞片、減速電機(jī)、旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)軸和旋轉(zhuǎn)支承軸組成。第一旋轉(zhuǎn)片、第二旋轉(zhuǎn)片和阻塞片均是涵道體的組成部件，與涵道筒體部分共同組成一個(gè)完整的涵道。在涵道筒體一側(cè)內(nèi)開(kāi)有滑槽。阻塞片上下兩側(cè)有凸臺(tái)，可與涵道筒體內(nèi)的滑槽裝配。在減速電機(jī)的驅(qū)動(dòng)下，旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)軸旋轉(zhuǎn)，從而帶動(dòng)所述第一旋轉(zhuǎn)片、第二旋轉(zhuǎn)片轉(zhuǎn)動(dòng)至預(yù)期的位置。阻塞片可在多級(jí)液壓作動(dòng)筒的驅(qū)動(dòng)下，沿涵道筒體內(nèi)的滑槽前后運(yùn)動(dòng)。阻塞片的作用是防止氣流從涵道右側(cè)流出，配合第一旋轉(zhuǎn)片和第二旋轉(zhuǎn)片，使氣流從第一旋轉(zhuǎn)片旋轉(zhuǎn)后留出的空蕩部分流出，從而使整個(gè)系統(tǒng)受到與氣流相反方向的側(cè)向力。本發(fā)明中第一旋轉(zhuǎn)片的面積大于第二旋轉(zhuǎn)片，理由是第二旋轉(zhuǎn)片保證旋轉(zhuǎn)后配合阻塞片能封堵涵道尾部即可，第一旋轉(zhuǎn)片不僅要在旋轉(zhuǎn)后封住涵道尾部，還要為偏轉(zhuǎn)后的氣流留出足夠的空間，使氣流充分流出而不要因流出面積不足而發(fā)生阻塞。在收起氣流偏轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)時(shí)，可按相同的方法，相反的方向?qū)崿F(xiàn)，收起后涵道筒體、第一旋轉(zhuǎn)片、第二旋轉(zhuǎn)片、阻塞片重新裝配成一個(gè)完整的涵道。現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明取得的有益效果為：1、本發(fā)明設(shè)計(jì)的涵道風(fēng)扇矢量推進(jìn)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、緊湊，操縱方便，無(wú)附加組件，重量更輕。2、本發(fā)明設(shè)計(jì)的涵道風(fēng)扇矢量推進(jìn)系統(tǒng)在旋翼/機(jī)翼變換式飛機(jī)高速飛行時(shí)，氣流偏轉(zhuǎn)裝置收起，涵道風(fēng)扇系統(tǒng)為飛機(jī)提供足夠的前向推力，且沒(méi)有額外部件產(chǎn)生不必要的氣動(dòng)阻力。3、本發(fā)明設(shè)計(jì)的涵道風(fēng)扇矢量推進(jìn)系統(tǒng)在旋翼/機(jī)翼變換式飛機(jī)垂直起降和懸停時(shí)，氣流偏轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)打開(kāi)，可大幅度改變涵道風(fēng)扇的推力方向，為飛機(jī)提供足夠大的側(cè)向力來(lái)平衡主旋翼的反扭矩，而使飛機(jī)軸線(xiàn)方向的剩余推力盡可能小，更適合該類(lèi)飛機(jī)垂直起降和懸停。4、本發(fā)明設(shè)計(jì)的涵道風(fēng)扇矢量推進(jìn)系統(tǒng)與其他類(lèi)似形式的系統(tǒng)相比，消耗的功率更低。對(duì)上述提到的有益效果，本發(fā)明前期已對(duì)相關(guān)涵道風(fēng)扇矢量推進(jìn)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)進(jìn)行了試驗(yàn)研究和CFD數(shù)值模擬。發(fā)明人對(duì)尾部為操縱舵面的涵道風(fēng)扇矢量推進(jìn)系統(tǒng)(類(lèi)似于Piasecki16HPathfinder復(fù)合式高速直升機(jī)采用的結(jié)構(gòu)形式)進(jìn)行了地面試驗(yàn)研究，并進(jìn)行了相關(guān)的CFD數(shù)值模擬，數(shù)值模擬的結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合良好。之后，利用相同的數(shù)值模擬方法，對(duì)帶變向環(huán)的涵道風(fēng)扇矢量推進(jìn)系統(tǒng)以及本發(fā)明結(jié)構(gòu)形式的氣動(dòng)特性進(jìn)行了數(shù)值模擬，并進(jìn)行了對(duì)比。對(duì)于來(lái)流速度為零的情況，在涵道螺旋槳槳距和轉(zhuǎn)速相同的條件下，分別比較了三種結(jié)構(gòu)形式所能產(chǎn)生的軸向推力、側(cè)向力及消耗的功率(以系數(shù)形式給出)，其中操縱舵面形式的結(jié)構(gòu)以豎直舵面偏轉(zhuǎn)40°的情況給出，因?yàn)樵摖顟B(tài)下可得到該系統(tǒng)最大的側(cè)向力；帶變向環(huán)的涵道風(fēng)扇矢量推進(jìn)系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)形式與X-49復(fù)合直升機(jī)采用的結(jié)構(gòu)形式類(lèi)似。表不同形式VTDP的軸向力、側(cè)向力及功率比較軸向推力系數(shù)側(cè)向力系數(shù)功率系數(shù)舵面式的VTDP40°舵偏0.1727430.0975510.161589帶變向環(huán)式VTDP0.1499440.1593260.160408本發(fā)明的VTDP90°偏角0.0530400.1563050.156302本發(fā)明的VTDP100°偏角0.0787560.1596910.156246本發(fā)明的VTDP110°偏角0.1026860.1732360.157201本發(fā)明的VTDP120°偏角0.1339320.1661590.157595上表中所述本發(fā)明式VTDP的偏角指第一旋轉(zhuǎn)片的偏轉(zhuǎn)角。通過(guò)以上比較可以看出，在來(lái)流速度為零的情況下，本發(fā)明的涵道風(fēng)扇矢量推進(jìn)系統(tǒng)相比于其他形式，具有側(cè)向力大，軸向推力小，消耗功率低等優(yōu)點(diǎn)，更適合用于旋翼/機(jī)翼變換式飛機(jī)，以適應(yīng)其不同的飛行模式。附圖說(shuō)明圖1是本發(fā)明的結(jié)構(gòu)示意圖。圖2是圖1的后視圖。圖3是圖2在旋轉(zhuǎn)片切割邊所在平面的剖視圖A-A。圖4是本發(fā)明在氣流偏轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)收起時(shí)的示意圖；其中：圖4a是左視圖，圖4b是圖4a中B部位的局部放大圖，圖4c是圖4a中C部位的局部放大圖，圖5是本發(fā)明在氣流偏轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)打開(kāi)，第一旋轉(zhuǎn)片偏轉(zhuǎn)90°，第二旋轉(zhuǎn)片偏轉(zhuǎn)90°時(shí)的前視圖；圖6是本發(fā)明在氣流偏轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)打開(kāi)，第一旋轉(zhuǎn)片偏轉(zhuǎn)90°，第二旋轉(zhuǎn)片偏轉(zhuǎn)90°時(shí)的俯視圖；圖7是本發(fā)明在氣流偏轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)打開(kāi)，第一旋轉(zhuǎn)片偏轉(zhuǎn)90°，第二旋轉(zhuǎn)片偏轉(zhuǎn)90°時(shí)的結(jié)構(gòu)示意圖；圖8是涵道筒體部分及滑槽的結(jié)構(gòu)示意圖；圖9是第一旋轉(zhuǎn)片的結(jié)構(gòu)示意圖；其中圖9a是軸測(cè)圖，圖9b是側(cè)視圖，圖9c是俯視圖。圖10是第二旋轉(zhuǎn)片的結(jié)構(gòu)示意圖，其中圖10a是主視圖，圖10b是D-D向視圖，圖10c是E-E向視圖，圖10d是F部位的放大圖，圖10e是G部位的放大圖。圖11是阻塞片的結(jié)構(gòu)示意圖，其中圖11a是主視圖，圖11b是H-H向視圖，圖11cI部位的放大圖.圖12是多級(jí)液壓作動(dòng)筒在打開(kāi)與收起時(shí)與阻塞片的位置關(guān)系圖；其中，圖12a是收起時(shí)的位置關(guān)系圖，圖12b是打開(kāi)時(shí)的位置關(guān)系圖。圖13是氣流偏轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)收起時(shí)涵道筒體的局部、第二旋轉(zhuǎn)片、阻塞片的相對(duì)位置示意圖；圖14是氣流偏轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)打開(kāi)，第一旋轉(zhuǎn)片偏轉(zhuǎn)90°，第二旋轉(zhuǎn)片偏轉(zhuǎn)90°時(shí)涵道筒體的局部、第二旋轉(zhuǎn)片、阻塞片的相對(duì)位置示意圖。圖15是旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)軸間的比例關(guān)系圖；圖16是本發(fā)明在氣流偏轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)打開(kāi)，第一旋轉(zhuǎn)片偏轉(zhuǎn)120°,第二旋轉(zhuǎn)片偏轉(zhuǎn)60°時(shí)的結(jié)構(gòu)示意圖。圖中：1.螺旋槳；2.涵道筒體；3.第一旋轉(zhuǎn)片；4.第二旋轉(zhuǎn)片；5.阻塞片；6.減速電機(jī)；7.旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)軸；8.旋轉(zhuǎn)支承軸；9.多級(jí)液壓作動(dòng)筒；10.滑槽。具體實(shí)施方式本實(shí)施例為用于旋翼/機(jī)翼變換式飛機(jī)上的涵道風(fēng)扇矢量推進(jìn)系統(tǒng),整個(gè)裝置安裝在該類(lèi)飛機(jī)的尾部。如圖1和圖8所示，本實(shí)施例包括涵道螺旋槳和用于改變氣流偏轉(zhuǎn)方向的氣流偏轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)。所述涵道螺旋槳包括旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生氣流的螺旋槳1和環(huán)繞螺旋槳的涵道筒體2。所述氣流偏轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)包括第一旋轉(zhuǎn)片3、第二旋轉(zhuǎn)片4、阻塞片5、減速電機(jī)6、旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)軸7和旋轉(zhuǎn)支承軸8。其中，所述第一旋轉(zhuǎn)片3、第二旋轉(zhuǎn)片4和阻塞片5均為從所述涵道筒體2上切割后形成。具體是：在所述涵道筒體2后端的圓周表面對(duì)稱(chēng)的切割出所述第一旋轉(zhuǎn)片3和第二旋轉(zhuǎn)片4；所述第一旋轉(zhuǎn)片3和第二旋轉(zhuǎn)片4的三個(gè)切割邊均為直邊，并使所述第一旋轉(zhuǎn)片3軸向的兩個(gè)切割邊和第二旋轉(zhuǎn)片4軸向的兩個(gè)切割邊均平行于涵道的軸線(xiàn)。所述第一旋轉(zhuǎn)片3的軸向長(zhǎng)度為涵道筒體2尾部圓半徑的1.2～1.35倍，第二旋轉(zhuǎn)片4的軸向長(zhǎng)度為涵道筒體2尾部圓半徑的1.03～1.1倍。所述第一旋轉(zhuǎn)片3和所述第二旋轉(zhuǎn)片4的的弧長(zhǎng)相等，均占涵道筒體2尾部圓半周長(zhǎng)的60％～65％。在所述第一旋轉(zhuǎn)片3的徑向切割邊與涵道筒體銜接部位采用搭接，即在所述第一旋轉(zhuǎn)片3的徑向切割邊加工有階梯，在所述涵道筒體與第一旋轉(zhuǎn)片3的徑向切割邊相鄰的徑向切割邊上亦加工有階梯，并使兩個(gè)階梯搭接；所述搭接面須平滑過(guò)渡，如圖9和圖10所示，以便于第一旋轉(zhuǎn)片3在恢復(fù)原位置時(shí)更好的定位。在所述第二旋轉(zhuǎn)片4徑向切割邊的內(nèi)表面加工有弧形的凹面，該凹面的深度為該第二旋轉(zhuǎn)片厚度的1/2，弧的半徑與涵道筒體2尾部圓的半徑相同，弧長(zhǎng)與第二旋轉(zhuǎn)片4的弧長(zhǎng)相同，具體結(jié)構(gòu)與形式如圖11所示。在所述第二旋轉(zhuǎn)片的前端的涵道筒體內(nèi)表面的厚度被減薄，具體是所述涵道筒體內(nèi)表面與第二旋轉(zhuǎn)片前端相鄰部位的厚度被減薄1/2，減薄處的涵道筒體的內(nèi)表面的圓弧面的曲率半徑處處相同，減薄處的軸向長(zhǎng)度為涵道筒體2尾端圓半徑的0.48～0.5倍，弧長(zhǎng)與第二旋轉(zhuǎn)片4的弧長(zhǎng)相等。所述阻塞片5安放在該涵道筒體內(nèi)表面的減薄處。所述阻塞片的厚度與涵道筒體減薄去除部分的厚度相等。該阻塞片的兩側(cè)邊上分別有凸臺(tái)。該凸臺(tái)的外徑的圓弧面與阻塞片外徑的圓弧面平滑過(guò)渡，凸臺(tái)的厚度小于阻塞片的厚度。所述阻塞片的后端為圓弧形，該圓弧形的幾何尺寸與所述第二旋轉(zhuǎn)片4上的凹面的幾何尺寸完全一致，使得該圓弧片與第二旋轉(zhuǎn)片4貼合時(shí)保證內(nèi)表面的光滑。所述阻塞片的具體結(jié)構(gòu)形式如圖12所示。所述阻塞片的具體結(jié)構(gòu)形式如圖12所示。所述后端為氣流出口端。在涵道筒體2上切割出第二旋轉(zhuǎn)片4的兩個(gè)切割邊上均加工有滑槽10，該滑槽的內(nèi)腔與所述阻塞片上的凸臺(tái)相配合，使該凸臺(tái)能夠在該滑槽內(nèi)滑移。所述阻塞片5前端中部的內(nèi)表面與多級(jí)液壓作動(dòng)筒9的作動(dòng)桿固接；所述多級(jí)液壓作動(dòng)筒9安裝在涵道筒體內(nèi)，如圖13所示。通過(guò)所述多級(jí)液壓作動(dòng)筒實(shí)現(xiàn)所述阻塞片5的前后運(yùn)動(dòng)，當(dāng)多級(jí)液壓作動(dòng)筒的作動(dòng)桿伸出時(shí)，所述阻塞片5沿涵道筒體2上的滑槽10向該涵道筒體2的后端移動(dòng)，并與旋轉(zhuǎn)后的第二旋轉(zhuǎn)片4的內(nèi)表面貼合，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)涵道內(nèi)氣流的封堵，如圖15所示；當(dāng)多級(jí)液壓作動(dòng)筒的作動(dòng)桿收回時(shí)，所述阻塞片5沿涵道筒體2上的滑槽10向該涵道筒體的前端移動(dòng)并恢復(fù)原位后，通過(guò)所述圓弧片與回位后的第二旋轉(zhuǎn)片4上的凹面貼合，以保證涵道筒體2內(nèi)表面的光滑平整，如圖14所示。在所述涵道筒體2上，對(duì)稱(chēng)的開(kāi)有用于安裝兩個(gè)旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)軸7和兩個(gè)旋轉(zhuǎn)支承軸8的孔，分別用于安裝有兩個(gè)旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)軸7和兩個(gè)旋轉(zhuǎn)支承軸8，并使所述的兩個(gè)旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)軸7分別位于所述第一旋轉(zhuǎn)片3的一個(gè)軸向切割邊和第二旋轉(zhuǎn)片4的一個(gè)軸向切割邊的中部，使所述兩個(gè)旋轉(zhuǎn)支承軸8分別位于所述第一旋轉(zhuǎn)片3的另一個(gè)軸向切割邊和第二旋轉(zhuǎn)片4的另一個(gè)軸向切割邊的中部。分別位于所述第一旋轉(zhuǎn)片3的兩個(gè)軸向切割邊上的旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)軸的軸線(xiàn)與旋轉(zhuǎn)支承軸的軸線(xiàn)重合；分別位于所述第二旋轉(zhuǎn)片4的的兩個(gè)軸向切割邊上的旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)軸的軸線(xiàn)與旋轉(zhuǎn)支承軸的軸線(xiàn)重合。旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)軸7上部為圓柱體，下方固接有長(zhǎng)方體，如圖5所示，該結(jié)構(gòu)便于在減速電機(jī)6的驅(qū)動(dòng)下，驅(qū)動(dòng)第一旋轉(zhuǎn)片3和第二旋轉(zhuǎn)片4繞旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)軸7的軸線(xiàn)轉(zhuǎn)動(dòng)，且便于轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)的定位。旋轉(zhuǎn)支承軸8為圓柱體，起支撐和輔助完成第一旋轉(zhuǎn)片3和第二旋轉(zhuǎn)片4的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的作用。在所述第一旋轉(zhuǎn)片3的軸向切割邊上和第二旋轉(zhuǎn)片4的軸向切割邊上分別開(kāi)有孔，靠近旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)軸7一側(cè)的孔為方孔，靠近旋轉(zhuǎn)支承軸8一側(cè)的孔為圓柱孔；方孔與旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)軸7下部的長(zhǎng)方體部分配合，圓柱孔與旋轉(zhuǎn)支承軸8配合，如圖4所示。所述兩個(gè)旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)軸7的軸線(xiàn)和兩個(gè)旋轉(zhuǎn)支承軸8的軸線(xiàn)均垂直于所處的切割邊。兩個(gè)旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)軸軸線(xiàn)間的直線(xiàn)距離為各自軸線(xiàn)到涵道筒體2尾端端面的水平距離的兩倍，尺寸關(guān)系參考圖16，此幾何尺寸關(guān)系實(shí)現(xiàn)第一旋轉(zhuǎn)片3和第二旋轉(zhuǎn)片4在旋轉(zhuǎn)90°后的無(wú)縫拼接，如附圖7和附圖8所示。通過(guò)旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)軸7和旋轉(zhuǎn)支承軸8將所述第一旋轉(zhuǎn)片3和第二旋轉(zhuǎn)片4分別與涵道筒體2連接，并實(shí)現(xiàn)各旋轉(zhuǎn)片的徑向旋轉(zhuǎn)。兩個(gè)減速電機(jī)6對(duì)稱(chēng)的安裝在所述涵道筒體2上，并使所述兩個(gè)減速電機(jī)分別與旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)軸7連接以驅(qū)動(dòng)該旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)軸轉(zhuǎn)動(dòng)，從而帶動(dòng)第一旋轉(zhuǎn)片3和第二旋轉(zhuǎn)片4旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。第一旋轉(zhuǎn)片的旋轉(zhuǎn)角度為90°～120°,第二旋轉(zhuǎn)片的旋轉(zhuǎn)角度為－60°～－90°，且旋轉(zhuǎn)后第一旋轉(zhuǎn)片與第二旋轉(zhuǎn)片平行。本實(shí)施例中，第一旋轉(zhuǎn)片的旋轉(zhuǎn)角度和第二旋轉(zhuǎn)片的旋轉(zhuǎn)角度均為90°。本實(shí)施例中，涵道筒體總長(zhǎng)為涵道筒體2尾部圓半徑的1.9～2.1倍?；?0的長(zhǎng)度滿(mǎn)足阻塞片5后退和前進(jìn)整個(gè)行程的距離即可。阻塞片5的長(zhǎng)度應(yīng)滿(mǎn)足后退后能與第二旋轉(zhuǎn)片一起阻塞氣流，且不影響螺旋槳1的正常工作的要求。當(dāng)旋翼/機(jī)翼變換式飛機(jī)處于垂直起降或懸停狀態(tài)時(shí)，整個(gè)涵道風(fēng)扇矢量推進(jìn)系統(tǒng)的氣流偏轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)處于打開(kāi)狀態(tài)，如附圖7和附圖8所示。打開(kāi)時(shí)，通過(guò)減速電機(jī)6驅(qū)動(dòng)旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)軸7轉(zhuǎn)動(dòng)，從而帶動(dòng)第一旋轉(zhuǎn)片以旋轉(zhuǎn)支承軸8為旋轉(zhuǎn)中心，使該第一旋轉(zhuǎn)片的后端向涵道筒體內(nèi)旋轉(zhuǎn)90°；同時(shí)所述減速電機(jī)通過(guò)旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)軸7帶動(dòng)第二旋轉(zhuǎn)片以旋轉(zhuǎn)支承軸為旋轉(zhuǎn)中心，該第二旋轉(zhuǎn)片的后端向涵道筒體內(nèi)旋轉(zhuǎn)90°，旋轉(zhuǎn)后第一旋轉(zhuǎn)片3與第二旋轉(zhuǎn)片4平行。同時(shí)，在多級(jí)液壓作動(dòng)筒9的作用下，阻塞片5沿滑槽10向后退，在第二旋轉(zhuǎn)片4到達(dá)指定位置后阻塞片5也到達(dá)預(yù)期的位置，以阻塞第二旋轉(zhuǎn)片4旋轉(zhuǎn)后流出的空檔部分，如圖15所示。此時(shí)，涵道風(fēng)扇矢量推進(jìn)系統(tǒng)的氣流偏轉(zhuǎn)裝置打開(kāi)完畢，涵道螺旋槳向后排出的氣流絕大部分可在氣流偏轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)的作用下偏轉(zhuǎn)，從而使涵道螺旋槳系統(tǒng)產(chǎn)生的推力盡可能變?yōu)閭?cè)向力，以此來(lái)平衡旋翼/機(jī)翼變換式飛機(jī)主旋翼的反扭矩。經(jīng)過(guò)以上過(guò)程，涵道風(fēng)扇矢量推進(jìn)系統(tǒng)可平衡旋翼/機(jī)翼變換式飛機(jī)上主旋翼的反扭矩，從而使旋翼/機(jī)翼變換式飛機(jī)可以垂直起降以及懸停。當(dāng)旋翼/機(jī)翼變換式飛機(jī)飛行速度達(dá)到一定程度，從直升機(jī)模式變?yōu)楣潭ㄒ盹w機(jī)模式時(shí)，涵道風(fēng)扇系統(tǒng)的氣流偏轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)收起，如附圖1所示。收起時(shí)，減速電機(jī)6驅(qū)動(dòng)旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)軸7旋轉(zhuǎn)，帶動(dòng)第一旋轉(zhuǎn)片3和第二旋轉(zhuǎn)片4沿反方向向內(nèi)側(cè)旋轉(zhuǎn)到原始的位置，于此同時(shí)，多級(jí)液壓作動(dòng)筒9的作動(dòng)桿收起，帶動(dòng)阻塞片5也可沿滑槽10向前移動(dòng)到達(dá)相應(yīng)的位置，如圖14所示，從而使第一旋轉(zhuǎn)片3、第二旋轉(zhuǎn)片4、阻塞片5均與涵道筒體2重新裝配為一個(gè)整體。此時(shí)涵道螺旋槳正常工作，為飛機(jī)前飛提供充足的推力，從而提升飛機(jī)的前飛速度，使飛機(jī)高速前飛。當(dāng)前第1頁(yè)1 2 3