本發(fā)明涉及一種航空推進系統(tǒng)，具體是一種分布式推進系統(tǒng)。

背景技術(shù)：

經(jīng)濟性是運輸機要考慮的關(guān)鍵因素，同時，隨著環(huán)境問題的不斷凸顯，人們對降低碳排放也提出了越來越苛刻的要求。這都要求提高現(xiàn)有運輸機動力(渦扇發(fā)動機)的效率。提高渦扇發(fā)動機效率的有效措施之一是采用更高的涵道比，以獲得高的推進效率。目前的民用渦扇發(fā)動機涵道比已經(jīng)接近10，但由于結(jié)構(gòu)和部件匹配的限制很難進一步提高。分布式推進系統(tǒng)突破了傳統(tǒng)渦扇發(fā)動機的結(jié)構(gòu)和部件匹配限制，因而可以獲得更高的涵道比。同時分布式推進系統(tǒng)也更適合作為未來翼身融合飛行器的動力。

英國羅羅公司于2012-2013年獲得了多項“分布式推進系統(tǒng)及其控制方法”的發(fā)明專利，專利號：EP2581308A2、US2013/0094963 A1、US9376213B2。該發(fā)明采用翼下安裝的兩臺渦輪發(fā)動機驅(qū)動發(fā)動機發(fā)電，然后將電力傳輸?shù)椒植加跈C翼上、翼尖或者機身后部兩側(cè)的推進器上，由電機帶動推進器產(chǎn)生推力。羅羅公司還于2014年申請了一項類似的中國專利，專利號：CN 104670503 A。

美國聯(lián)合技術(shù)公司于2015年獲得了名為“對轉(zhuǎn)開式轉(zhuǎn)子分布式推進系統(tǒng)”的發(fā)明專利，專利號：EP2930114A1、US 2015/0284071 A1。該發(fā)明的思路是利用位于機身尾部的燃氣發(fā)生器驅(qū)動動力渦輪運轉(zhuǎn)，動力渦輪通過主減速器和次減速器間接驅(qū)動位于后機身兩側(cè)的對轉(zhuǎn)開式轉(zhuǎn)子產(chǎn)生推力。

美國聯(lián)合技術(shù)公司在公開號為US 2008/0098719 A1的發(fā)明創(chuàng)造中提出了一種飛機推進系統(tǒng)。該系統(tǒng)中，單個燃氣發(fā)生器驅(qū)動低壓渦輪，低壓渦輪通過兩級減速器間接地驅(qū)動機身兩側(cè)的多個風(fēng)扇。風(fēng)扇壓縮后的氣流則分為兩股，一股通過涵道從飛機尾部排出，另一股被壓氣機吸入，參與燃氣發(fā)生器的熱力循環(huán)。

空客公司在公開號為CN 104229144A中公開了一種帶有電力裝置的飛行器的發(fā)明創(chuàng)造。該發(fā)明實質(zhì)上為一種基于電能的分布式推進系統(tǒng)。由電能發(fā)生器產(chǎn)生電能，然后通過供電裝置將電能分配到位于機身兩側(cè)的推進裝置中以驅(qū)動其產(chǎn)生推力。為了解決電能發(fā)生器輸出功率與推進器需求功率不匹配的問題，該系統(tǒng)中還配備了儲能裝置和混合動力系統(tǒng)。

公開號為CN 104973234A的發(fā)明創(chuàng)造中提出了一種采用分布式電動涵道風(fēng)扇襟翼增升系統(tǒng)的飛行器。其內(nèi)涵為采用動力源驅(qū)動位于機翼上的多個涵道風(fēng)扇以及位于機身后部的升力風(fēng)扇系統(tǒng)。文中并未指出采用何種動力源。

目前還沒有關(guān)于分布式推進系統(tǒng)的學(xué)位論文與學(xué)術(shù)論文。

分布式推進系統(tǒng)的本質(zhì)是將集中的能量源發(fā)生器產(chǎn)生的能量，分配給多個分布式的推進器，這伴隨著能量的分配與傳輸。根據(jù)能量分配傳輸方式，可將現(xiàn)有的分布式推進系統(tǒng)分為兩類：一類是基于電力驅(qū)動(專利：EP2581308A2、US2013/0094963 A1、US9376213B2、CN 104670503 A、CN 104229144 A、CN 104973234 A)，另一類是基于機械傳動(專利：EP2930114A1、US 2015/0284071 A1、US 2008/0098719 A1)。在這兩種系統(tǒng)中，燃氣渦輪發(fā)動機產(chǎn)生的高溫高壓燃氣被用于發(fā)電或驅(qū)動渦輪產(chǎn)生軸功，隨后電能和軸功再驅(qū)動推進器運轉(zhuǎn)產(chǎn)生推力。這兩種系統(tǒng)在實現(xiàn)過程中仍存在一些技術(shù)上的困難。基于電力分配的分布式推進系統(tǒng)的技術(shù)難題是高密度儲能設(shè)備和超大功率電動機的研制。而基于機械傳動的分布式推進系統(tǒng)的問題在于其并未完全擺脫燃氣發(fā)生器與推進器的機械約束，受限于機械傳動裝置的結(jié)構(gòu)和重量等因素，推進器分布的距離有限，不利于在飛行器上的布局。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

為克服現(xiàn)有技術(shù)中存在的基于電力分配時現(xiàn)有的儲能設(shè)備和電動機功率不能滿足需求；基于機械傳動時，機械傳動機構(gòu)復(fù)雜、重量大，不利于在飛行器上的布局的不足，本發(fā)明提出了一種分布式推進系統(tǒng)。

本發(fā)明包括渦輪發(fā)動機核心機、高效工質(zhì)傳輸裝置、高能工質(zhì)采集裝置和分布式推進器。所述高能工質(zhì)采集裝置的集氣裝置的輸入端與渦輪發(fā)動機核心機的核心機壓氣機的輸出端連通；所述高能工質(zhì)采集裝置的輸出端與高效工質(zhì)傳輸裝置的進口連通。所述高效工質(zhì)傳輸裝置中的傳輸分管的輸出端分別與各分布式推進器的推進器渦輪蝸殼的輸入端連通；該傳輸分管的輸入端與所述高效工質(zhì)傳輸裝置中的傳輸總管連通。6個分布式推進器均布在所述渦輪發(fā)動機核心機兩側(cè)。

所述渦輪發(fā)動機核心機為單轉(zhuǎn)子燃氣渦輪噴氣發(fā)動機或雙轉(zhuǎn)子渦輪噴氣發(fā)動機；所述的分布式推進器為推進器渦輪驅(qū)動的涵道風(fēng)扇或推進器渦輪驅(qū)動的螺旋槳。

所述的集氣裝置包括四個導(dǎo)氣管、集氣環(huán)和四個導(dǎo)氣管調(diào)節(jié)閥。所述的集氣環(huán)殼體的同一側(cè)表面均布有四個導(dǎo)氣管連接孔，四個導(dǎo)氣管的輸入端分別安裝在各導(dǎo)氣管連接孔上。所述四個導(dǎo)氣管調(diào)節(jié)閥分別安裝在各導(dǎo)氣管的輸出端。所述集氣環(huán)殼體的表面為弧形，并且該弧形集氣環(huán)殼體的開口位于集氣環(huán)殼體的內(nèi)側(cè)，使其橫截面呈“U”形。將所述壓氣機外機匣切分為兩段；將所述集氣環(huán)開口處兩側(cè)壁分別與切分為兩段的壓氣機外機匣固連，使所述集氣環(huán)與壓氣機外機匣共同形成了壓氣機出口氣流外環(huán)通道。所述的燃氣渦輪發(fā)動機核心機上的核心機壓氣機有兩個環(huán)形出口，分別為內(nèi)環(huán)形出口和外環(huán)形出口；所述的外環(huán)形出口與壓氣機出口氣流外環(huán)通道的輸入端連通；所述內(nèi)環(huán)形出口與核心機燃燒室的輸入端連通。

裝配時，將集氣環(huán)殼體上的四個導(dǎo)氣管的輸出端分別與分布在渦輪后機匣內(nèi)的四個尾氣回?zé)嵫b置的輸入端連通，通過各導(dǎo)氣管將壓氣機出口氣流外環(huán)通道的氣流傳輸至各尾氣回?zé)嵫b置內(nèi)。所述4個尾氣回?zé)嵫b置均分為兩組，各組尾氣回?zé)嵫b置的輸出端通過熱空氣導(dǎo)管分別與位于所述渦輪發(fā)動機核心機兩側(cè)的傳輸總管連通。

所述尾氣回?zé)嵫b置周向均勻地安裝在渦輪后機匣內(nèi)側(cè)，該尾氣回?zé)嵫b置的軸線與所述渦輪發(fā)動機核心機的軸線之間的夾角α＝0°～90°。

所述傳輸總管有兩根，分別位于所述渦輪發(fā)動機核心機兩側(cè)。一組U型管束回?zé)崞鞯妮敵龆私油峥諝鈱?dǎo)管，通過三通接頭分別與各傳輸總管的輸入端連通。在所述各傳輸總管上分布有三個氣流輸出端，在各氣流輸出端上分別連接有傳輸分管。所述傳輸分管的輸出端分別與各分布式推進器的推進器渦輪蝸殼的輸入端連通。

所述傳輸分管的輸入端穿過所述分布式推進器支板上的過孔，與推進器渦輪蝸殼的輸入端相連。推進器渦輪蝸殼為環(huán)型，包裹在推進器渦輪的周圍，其輸出端均布于推進器渦輪蝸殼的內(nèi)側(cè)，并與離心式推進器渦輪的輸入端相連。

當(dāng)分布式推進器為推進器渦輪驅(qū)動的涵道風(fēng)扇時，所述的涵道風(fēng)扇包括風(fēng)扇、涵道風(fēng)扇機匣、齒輪減速器、推進器渦輪軸、推進器渦輪蝸殼、推進器渦輪、分布式推進器內(nèi)機匣和分布式推進器支板。4個分布式推進器支板均布在涵道風(fēng)扇機匣與分布式推進器內(nèi)機匣之間，使所述分布式推進器支板的一端固定在涵道風(fēng)扇機匣的內(nèi)表面，另一端固定在所述分布式推進器內(nèi)機匣的外表面。所述推進器渦輪軸位于分布式推進器內(nèi)機匣內(nèi)，兩端均通過軸承安裝在分布式推進器內(nèi)支架上；所述的支架分布式推進器內(nèi)支架固定在所述分布式推進器內(nèi)機匣的內(nèi)表面；所述推進器渦輪軸的中心線與所述分布式推進器內(nèi)機匣的中心線重合。

當(dāng)所述燃氣渦輪發(fā)動機核心機采用雙轉(zhuǎn)子渦輪噴氣發(fā)動機時，該渦輪發(fā)動機核心機的高壓壓氣機的輸出端與高能工質(zhì)采集裝置的集氣裝置的輸入端連通；所述高能工質(zhì)采集裝置的輸出端與高效工質(zhì)傳輸裝置的進口連通。

當(dāng)所述的分布式推進器為推進器渦輪驅(qū)動的螺旋槳時，螺旋槳推動氣流向后運動，產(chǎn)生拉力。

本發(fā)明與現(xiàn)有分布式推進系統(tǒng)的本質(zhì)區(qū)別是，采用工質(zhì)傳輸?shù)姆绞絹韺崿F(xiàn)分布式推進系統(tǒng)中能量的分配與傳輸，即直接將能量源產(chǎn)生的高能工質(zhì)傳輸?shù)椒植际降耐七M器中以驅(qū)動推進器運轉(zhuǎn)?；诠べ|(zhì)傳輸?shù)姆植际酵七M系統(tǒng)一方面可克服基于電力分配的分布式推進系統(tǒng)對高能量密度儲能設(shè)備和超大功率電機的依賴，提升分布式推進系統(tǒng)的可實現(xiàn)性；另一方面可擺脫基于機械傳動的分布式推進系統(tǒng)中燃氣發(fā)生器與推進器之間的機械約束，突破傳統(tǒng)渦扇發(fā)動機和傳統(tǒng)分布式動力的涵道比極限，并實現(xiàn)回?zé)崾皆O(shè)計，提高推進效率。

本發(fā)明使用了現(xiàn)有的蝸殼技術(shù)與U型管束回?zé)崞骷夹g(shù)。蝸殼是向心渦輪外包裹的一個空殼，內(nèi)有導(dǎo)流葉片，用于將外部的氣流收集，并且導(dǎo)入向心渦輪中，推動向心渦輪做功。蝸殼是航空渦輪發(fā)動機常用的一種結(jié)構(gòu)，在渦輪增壓器也得到了廣泛使用。

回?zé)崞魇情g冷回?zé)釡u輪發(fā)動機中的一個核心部件，壓氣機輸出端氣流與渦輪輸出端燃氣通過回?zé)崞鬟M行熱交換，有效利用了渦輪輸出端燃氣余熱，提高了壓氣機輸出端氣流的做功能力。U型管束回?zé)崞骶褪情g冷回?zé)釡u輪發(fā)動機使用的回?zé)崞鞯囊环N，其主要結(jié)構(gòu)是集氣管和集氣管兩側(cè)的數(shù)組U型管，換熱氣流從進氣集氣管進入，通過對置的雙U型管流入出氣集氣管，較熱的渦輪輸出端燃氣以一定來流攻角掠過換熱器，從而達到換熱的目的。

本發(fā)明中，基于工質(zhì)傳輸?shù)姆植际酵七M系統(tǒng)包含燃氣渦輪發(fā)動機核心機、高能工質(zhì)采集裝置、高效工質(zhì)傳輸裝置以及分布式推進器。其工作方式是燃氣渦輪發(fā)動機核心機通過其內(nèi)部的熱力循環(huán)產(chǎn)生高能的工質(zhì)。高能工質(zhì)采集裝置安裝于燃氣渦輪發(fā)動機核心機上，并將其產(chǎn)生的多余高能工質(zhì)收集起來。高能工質(zhì)采集裝置的輸出端與高效工質(zhì)傳輸裝置相連，高能工質(zhì)通過高效工質(zhì)傳輸裝置傳輸給分布式的推進器。在分布式推進器中用高能工質(zhì)的能量驅(qū)動推進器產(chǎn)生推力。

燃氣渦輪發(fā)動機核心機為單轉(zhuǎn)子或雙轉(zhuǎn)子燃氣渦輪噴氣發(fā)動機；通過其內(nèi)部的布萊頓循環(huán)產(chǎn)生高能工質(zhì)。高能工質(zhì)為核心機壓氣機后引出的壓縮空氣，可以在渦輪輸出端進行回?zé)?，進一步提升工質(zhì)的內(nèi)能。

高能工質(zhì)采集裝置包含至少一個集氣裝置、至少一套傳輸管路和至少一個尾氣回?zé)嵫b置。每個燃氣渦輪發(fā)動機核心機上至少安裝一套集氣裝置。集氣裝置的輸入端與燃氣渦輪發(fā)動機核心機的壓縮部件輸出端連通，將燃氣渦輪發(fā)動機核心機產(chǎn)生的多余高能工質(zhì)收集起來。集氣裝置輸出端與傳輸管路輸入端連通，工質(zhì)通過傳輸管路被傳輸?shù)街辽僖粋€尾氣回?zé)嵫b置中。傳輸管路輸出端與尾氣回?zé)嵫b置的輸入端連通，壓縮空氣在尾氣回?zé)嵫b置中與尾氣進行換熱。尾氣回?zé)嵫b置的輸出端與高效工質(zhì)運輸裝置的輸入端相連通。

高效工質(zhì)傳輸裝置為高熱阻、低阻力工質(zhì)輸送管道，其作用為將高能的工質(zhì)傳輸?shù)椒植际酵七M器當(dāng)中。高效工質(zhì)傳輸裝置包含至少一路傳輸總管和多路傳輸分管。傳輸總管的輸入端(亦即高效工質(zhì)傳輸裝置的輸入端)與工質(zhì)采集裝置的輸出端相連，傳輸總管的輸出端則為并聯(lián)的多路傳輸分管。傳輸分管的輸入端與傳輸總管相連；傳輸分管的輸出端則連接分布式推進器。每個分布式推進器對應(yīng)至少一路傳輸分管。傳輸總管和傳輸分管由耐高溫高壓且熱阻較高的材料制成，管道內(nèi)部拐角處設(shè)有導(dǎo)流裝置，以減小流動損失。

分布式推進器的作用是將高能工質(zhì)的能量轉(zhuǎn)化為飛行器的推進功，其實現(xiàn)方式包含但不限于由渦輪驅(qū)動的齒輪傳動風(fēng)扇系統(tǒng)，例如渦輪驅(qū)動的齒輪傳動螺旋槳系統(tǒng)。對于采用推進器渦輪驅(qū)動的齒輪傳動風(fēng)扇系統(tǒng)，高能工質(zhì)依次通過高效工質(zhì)傳輸裝置的傳輸總管與傳輸分管進入推進器渦輪，并驅(qū)動其運轉(zhuǎn)。推進器渦輪通過齒輪減速器驅(qū)動風(fēng)扇運轉(zhuǎn)，產(chǎn)生推力。

與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明能夠進一步提升現(xiàn)有運輸機動力系統(tǒng)的效率，減少碳排放，節(jié)能環(huán)保，同時，提升分布式推進系統(tǒng)的可實現(xiàn)性。具體分析如下：

采用工質(zhì)傳輸?shù)姆绞教娲娔芎蜋C械能的傳輸，減少了能量轉(zhuǎn)換的次數(shù)，可達到更高的系統(tǒng)效率和更低的耗油率。

擺脫了現(xiàn)有分布式推進系統(tǒng)存在的機械結(jié)構(gòu)、電能儲備和超大功率等技術(shù)的限制，可實現(xiàn)更大涵道比，從而獲得更高的效率和更低的耗油率。

本發(fā)明中涉及的工質(zhì)發(fā)生裝置、工質(zhì)采集裝置和工質(zhì)傳輸裝置均有目前已實用技術(shù)可供選用，基礎(chǔ)技術(shù)的技術(shù)成熟度高，只需針對本系統(tǒng)進行適應(yīng)性改進改型即可，從而提高了整個系統(tǒng)的可實現(xiàn)性。

目前，民用大涵道比渦扇發(fā)動機的涵道比接近10，未來可能達到的極限為10～15。針對上述實例建立了氣動熱力計算模型，分析了主要的設(shè)計參數(shù)對推進系統(tǒng)涵道比和耗油率的影響，見圖10～圖13。對基于工質(zhì)的分布式推進系統(tǒng)氣動熱力計算結(jié)果表明，在現(xiàn)有技術(shù)水平下，該分布式推進系統(tǒng)的涵道比有望達到20～25以上，而耗油率比目前最常見的CFM56發(fā)動機(涵道比約為6.0，起飛耗油率約為0.37kg/kgf/h)耗油率下降40％～50％。

附圖說明

圖1是本發(fā)明的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖2是實施例1的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖3是實施例1中燃氣渦輪發(fā)動機核心機的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖4是實施例2中燃氣渦輪發(fā)動機核心機的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖5是燃氣渦輪發(fā)動機核心機集氣環(huán)的結(jié)構(gòu)示意圖；其中5a是集氣環(huán)的軸測圖，5b是主視圖，5c是5b的局部放大圖；

圖6是U型管束回?zé)崞鞯慕Y(jié)構(gòu)示意圖；其中6a是主視圖，6b是側(cè)視圖，6c是俯視圖；

圖7是實施例1中分布式推進器的結(jié)構(gòu)示意圖；其中7a是主視圖，7b是側(cè)視圖，7c是俯視圖；

圖8是實施例3中分布式推進器的結(jié)構(gòu)示意圖；其中8a是主視圖，8b是側(cè)視圖，8c是俯視圖；

圖9是分布式推進系統(tǒng)在飛行器上的布局；其中9a是主視圖，9b是俯視圖；

圖10是核心機增壓比對涵道比和耗油率的影響；其中10a是增壓比對涵道比的影響，10b增壓比對耗油率的影響；圖10中，PRC是指增壓比，BPR是指涵道比，sfc是指耗油率。

圖11是核心機渦輪前總溫對涵道比和耗油率的影響；其中11a是核心機渦輪前總溫對涵道比的影響，11b是核心機渦輪前總溫對耗油率的影響；圖11中T₄是指核心機渦輪前溫度，BPR是指涵道比，sfc是指耗油率。

圖12是工質(zhì)回?zé)釡囟葘辣群秃挠吐实挠绊懀黄渲?2a是工質(zhì)回?zé)釡囟葘辣鹊挠绊懀?2b是工質(zhì)回?zé)釡囟葘挠吐实挠绊?；圖12中，T₄₂是指工質(zhì)回?zé)釡囟?，BPR是指涵道比，sfc是指耗油率。

圖13是工質(zhì)傳輸裝置總壓恢復(fù)對涵道比和耗油率的影響；其中13a是工質(zhì)傳輸裝置總壓恢復(fù)系數(shù)對涵道比的影響，13b是工質(zhì)傳輸裝置總壓恢復(fù)系數(shù)對耗油率的影響；圖13中σ是指總壓恢復(fù)系數(shù)，BPR是指涵道比，sfc是指耗油率。圖中：

1.分布式推進器內(nèi)支架；2.高能工質(zhì)采集裝置；3.集氣裝置；4.傳輸管路；5.尾氣回?zé)嵫b置；6.高壓壓氣機；7.高效工質(zhì)傳輸裝置；8.傳輸總管；9.高壓渦輪；10.傳輸分管；11.高壓渦輪軸；12.分布式推進器；13.導(dǎo)流裝置；14.燃氣渦輪發(fā)動機核心機；15.核心機壓氣機；16.核心機燃燒室；17.核心機渦輪；18.核心機噴管；19.推進器渦輪；20.齒輪減速器；21.風(fēng)扇；22.螺旋槳；23.推進器外涵噴管；24.分布式推進系統(tǒng)；25.翼身融合飛行器；26.推進艙；27.分布式推進器支板；28.推進器內(nèi)涵噴管；29.分布式推進器內(nèi)機匣；30.導(dǎo)氣管；31.壓氣機外機匣；32.渦輪后機匣；33.集氣環(huán)；34.U型管束回?zé)崞鳎?5.回?zé)崞鬏斎攵耍?6.回?zé)崞鬏敵龆耍?7.U型換熱管；38.U型換熱管輸出端；39.熱燃氣輸入端；40.熱燃氣輸出端；41.冷來流總管；42.熱回流總管；43.熱空氣導(dǎo)管；44.U型換熱管輸入端；45.推進器渦輪蝸殼；46.推進器渦輪軸；47.涵道風(fēng)扇機匣；48.導(dǎo)氣管調(diào)節(jié)閥；49軸承；50.低壓壓氣機；51.低壓渦輪；52.低壓渦輪軸

具體實施方式

實施例1

本實施例是一種基于工質(zhì)傳輸?shù)姆植际酵七M系統(tǒng)。

本實施例包括渦輪發(fā)動機核心機14、高效工質(zhì)傳輸裝置7、高能工質(zhì)采集裝置2和分布式推進器12。所述高能工質(zhì)采集裝置2的集氣裝置3的輸入端與渦輪發(fā)動機核心機的核心機壓氣機15的輸出端連通；所述高能工質(zhì)采集裝置2的輸出端與高效工質(zhì)傳輸裝置7的進口連通。所述高效工質(zhì)傳輸裝置7中的傳輸分管10的輸出端分別與各分布式推進器12的推進器渦輪蝸殼45的輸入端連通；該傳輸分管10的輸入端與所述高效工質(zhì)傳輸裝置7中的傳輸總管8連通。本實施例中，所述分布式推進器12有六個；六個分布式推進器12均布在所述渦輪發(fā)動機核心機14兩側(cè)。本實施例中，所述渦輪發(fā)動機核心機14為一臺單轉(zhuǎn)子燃氣渦輪噴氣發(fā)動機。

所述的集氣裝置3包括四個導(dǎo)氣管30、集氣環(huán)33和四個導(dǎo)氣管調(diào)節(jié)閥48。所示的集氣環(huán)33為環(huán)形殼體，在該集氣環(huán)33殼體的同一側(cè)表面均布有四個導(dǎo)氣管連接孔，四個導(dǎo)氣管30的輸入端分別安裝在各導(dǎo)氣管連接孔上。所述四個導(dǎo)氣管調(diào)節(jié)閥48分別安裝在各導(dǎo)氣管30的輸出端。所述集氣環(huán)33殼體的表面為弧形，并且該弧形集氣環(huán)33殼體的開口位于集氣環(huán)33殼體的內(nèi)側(cè)，使其橫截面呈“U”形。將所述壓氣機外機匣31切分為兩段；將所述集氣環(huán)33開口處兩側(cè)壁分別與切分為兩段的壓氣機外機匣31固連，使所述集氣環(huán)33與壓氣機外機匣31共同形成了壓氣機出口氣流外環(huán)通道。所述的燃氣渦輪發(fā)動機核心機14上的核心機壓氣機15有兩個環(huán)形出口，分別為內(nèi)環(huán)形出口和外環(huán)形出口；所述的外環(huán)形出口與壓氣機出口氣流外環(huán)通道的輸入端連通；所述內(nèi)環(huán)形出口與核心機燃燒室16的輸入端連通。

裝配時，將集氣環(huán)33殼體上的四個導(dǎo)氣管30的輸出端分別與分布在渦輪后機匣32內(nèi)的四個尾氣回?zé)嵫b置5的輸入端連通，通過各導(dǎo)氣管30將壓氣機出口氣流外環(huán)通道的氣流傳輸至各尾氣回?zé)嵫b置5內(nèi)。所述4個尾氣回?zé)嵫b置均分為兩組，各組尾氣回?zé)嵫b置的輸出端通過熱空氣導(dǎo)管43分別與位于所述渦輪發(fā)動機核心機14兩側(cè)的傳輸總管8連通。

所述尾氣回?zé)嵫b置5周向均勻地安裝在渦輪后機匣32內(nèi)側(cè)，該尾氣回?zé)嵫b置的軸線與所述渦輪發(fā)動機核心機14的軸線之間的夾角α＝0°～90°。

本實施例中，所述尾氣回?zé)嵫b置5為U型管束回?zé)崞?4。所述回?zé)崞鬟M口35與冷來流總管41連接。多路U型換熱管37并聯(lián)在冷來流總管41側(cè)壁上。氣流通過冷來流總管41壁面上的U型換熱管輸入端44進入U型換熱管37。U型換熱管37熱燃氣從U型換熱管37外側(cè)的縫隙間流過，通過管壁與U型換熱管37內(nèi)部的壓縮空氣換熱。換熱后的熱空氣從U型換熱管輸出端38被收集到熱回流總管42，并經(jīng)由熱回流總管42到達回?zé)崞鬏敵龆?6。每個回?zé)崞鬏敵龆?6分別與一路熱空氣導(dǎo)管43相連。熱空氣導(dǎo)管43的輸出端與高效工質(zhì)傳輸裝置7的傳輸總管8相連。換熱后的高溫高壓空氣通過熱空氣導(dǎo)管43進入傳輸總管8。

所述傳輸總管8有兩根，分別位于所述渦輪發(fā)動機核心機14兩側(cè)。一組U型管束回?zé)崞?4的輸出端接通熱空氣導(dǎo)管43，通過三通接頭分別與各傳輸總管的輸入端連通。

在所述各傳輸總管8上分布有三個氣流輸出端，在各氣流輸出端上分別連接有傳輸分管10。所述傳輸分管10的輸出端分別與各分布式推進器12的推進器渦輪蝸殼45的輸入端連通。

所述分布式推進器12采用推進器渦輪19驅(qū)動風(fēng)扇21。

當(dāng)分布式推進器為推進器渦輪驅(qū)動的涵道風(fēng)扇時，所述的涵道風(fēng)扇包括風(fēng)扇21、涵道風(fēng)扇機匣47、齒輪減速器20、推進器渦輪軸46、推進器渦輪蝸殼45、推進器渦輪19、分布式推進器內(nèi)機匣29和分布式推進器支板27。所述分布式推進器支板27有4個，并均布在涵道風(fēng)扇機匣47與分布式推進器內(nèi)機匣29之間，使所述分布式推進器支板27的一端固定在涵道風(fēng)扇機匣47的內(nèi)表面，另一端固定在所述分布式推進器內(nèi)機匣29的外表面。所述推進器渦輪軸46位于分布式推進器內(nèi)機匣29內(nèi)，兩端均通過軸承49安裝在分布式推進器內(nèi)支架1上；所述的支架分布式推進器內(nèi)支架1固定在所述分布式推進器內(nèi)機匣29的內(nèi)表面；所述推進器渦輪軸46的中心線與所述分布式推進器內(nèi)機匣29的中心線重合。

所述齒輪減速器20套裝在所述推進器渦輪軸46的前端；所述推進器渦輪19套裝在所述推進器渦輪軸46的后端。

所述的齒輪減速器20為行星齒輪減速器；行星齒輪減速器的太陽輪套裝在所述推進器渦輪軸46的前端；風(fēng)扇21套裝在行星齒輪減速器的外齒圈上。

所述傳輸分管10的輸入端穿過所述分布式推進器支板27上的過孔，與推進器渦輪蝸殼45的輸入端相連。推進器渦輪蝸殼45為環(huán)型，包裹在推進器渦輪19的周圍，其輸出端均布于推進器渦輪蝸殼45的內(nèi)側(cè)，并與離心式推進器渦輪19的輸入端相連。

推進器渦輪19將高溫高壓空氣的內(nèi)能轉(zhuǎn)化為軸功，并通過推進器渦輪軸46和齒輪減速器20驅(qū)動風(fēng)扇21運轉(zhuǎn)。通過齒輪減速器20可實現(xiàn)風(fēng)扇21與推進器渦輪19轉(zhuǎn)速的最佳匹配。風(fēng)扇21將來流空氣吸入涵道風(fēng)扇機匣47并進行壓縮。隨后，壓縮空氣在推進器外涵噴管23中膨脹加速排出產(chǎn)生主要推力。

本實施例的工作方式：

燃氣渦輪發(fā)動機核心機14利用其內(nèi)發(fā)生的布萊頓循環(huán)產(chǎn)生高能工質(zhì)。核心機壓氣機15將來流空氣吸入并進行壓縮。被壓縮的空氣在核心機壓氣機15輸出端處分為兩股，一股氣流由集氣環(huán)33的輸入端進入集氣環(huán)33，另一股氣流進入核心機燃燒室16中與燃料進行摻混燃燒，形成高溫高壓的燃氣。燃氣在核心機渦輪17中膨脹做功，并推動核心機壓氣機15運轉(zhuǎn)。核心機渦輪17后的高溫高壓燃氣繼續(xù)經(jīng)過尾氣回?zé)嵫b置5與壓縮空氣進行換熱。燃氣由核心機噴管18排出，產(chǎn)生少量推力。

集氣環(huán)33收集的空氣通過導(dǎo)氣管30傳輸至U型管束回?zé)崞?4的進口，并進入冷來流總管41。氣流通過冷來流總管41壁面上的U型換熱管輸入端44進入U型換熱管37。熱燃氣從U型換熱管37外側(cè)的縫隙間流過，通過管壁與U型換熱管37內(nèi)部的壓縮空氣換熱。換熱后的熱空氣從U型換熱管輸出端38被收集到熱回流總管42，并經(jīng)由熱回流總管42到達回?zé)崞鬏敵龆?6。每個回?zé)崞鬏敵龆?6分別與一路熱空氣導(dǎo)管43相連。熱空氣導(dǎo)管43將換熱后的高溫高壓空氣通過熱空氣導(dǎo)管43進入傳輸總管8。

高溫高壓的壓縮空氣從傳輸總管8中通過導(dǎo)氣管調(diào)節(jié)閥48調(diào)節(jié)逐級進入傳輸分管10中，并最終到達多個分布式推進器12中。

高溫高壓的空氣經(jīng)過傳輸分管10進入推進器渦輪蝸殼45。推進器渦輪蝸殼45將高溫高壓空氣導(dǎo)入推進器渦輪19。推進器渦輪19將高溫高壓空氣的膨脹功轉(zhuǎn)化為軸功，并通過推進器渦輪軸46和齒輪減速器20驅(qū)動風(fēng)扇21運轉(zhuǎn)。通過齒輪減速器20可實現(xiàn)風(fēng)扇21與推進器渦輪19轉(zhuǎn)速的最佳匹配。風(fēng)扇21將來流空氣吸入涵道風(fēng)扇機匣47并進行壓縮。隨后，壓縮空氣在推進器外涵噴管23中膨脹加速排出產(chǎn)生主要推力。

圖9是所述分布式推進系統(tǒng)24實例在翼身融合飛行器25上的布局。分布式推進系統(tǒng)24位于翼身融合飛行器25尾部上側(cè)的推進艙26中。單個燃氣渦輪發(fā)動機核心機14位于翼身融合飛行器25機身中線上，6個齒輪傳動風(fēng)扇系統(tǒng)22對稱布置在燃氣渦輪發(fā)動機核心機14左右兩側(cè)。這樣的安裝方式使發(fā)動機可以利用流過翼身融合飛行器25表面的低速附面層，提高推進效率。

實施例2

本實施例是一種基于工質(zhì)傳輸?shù)姆植际酵七M系統(tǒng)。

實施例2與實施例1的不同之處在于，實施例2中的燃氣渦輪發(fā)動機核心機14為雙轉(zhuǎn)子渦輪噴氣發(fā)動機。其余各部件均與實施例1相同。

本實施例包括渦輪發(fā)動機核心機14、高效工質(zhì)傳輸裝置7、高能工質(zhì)采集裝置2和分布式推進器12。所述高能工質(zhì)采集裝置2的集氣裝置3的輸入端與渦輪發(fā)動機核心機的高壓壓氣機6的輸出端連通；所述高能工質(zhì)采集裝置2的輸出端與高效工質(zhì)傳輸裝置的進口連通。所述高效工質(zhì)傳輸裝置7中的傳輸分管10的輸出端分別與各分布式推進器12的推進器渦輪蝸殼45的輸入端連通；該傳輸分管10的輸入端與所述高效工質(zhì)傳輸裝置7中的傳輸總管8連通。本實施例中，所述分布式推進器12有六個；六個分布式推進器12均布在所述渦輪發(fā)動機核心機14兩側(cè)。本實施例中，所述渦輪發(fā)動機核心機14為一臺雙轉(zhuǎn)子燃氣渦輪噴氣發(fā)動機。

將所述集氣環(huán)33的開口處兩側(cè)壁分別與切分為兩段的壓氣機外機匣31固連，使所述集氣環(huán)33與壓氣機外機匣31共同形成了高壓壓氣機出口氣流外環(huán)通道。所述的燃氣渦輪發(fā)動機核心機14上的高壓壓氣機6有兩個環(huán)形出口，分別為內(nèi)環(huán)形出口和外環(huán)形出口；所述的外環(huán)形出口與高壓壓氣機出口氣流外環(huán)通道的輸入端連通；所述內(nèi)環(huán)形出口與核心機燃燒室16的輸入端連通。

裝配時，將集氣環(huán)33殼體上的四個導(dǎo)氣管30的輸出端分別與分布在渦輪后機匣32內(nèi)的四個尾氣回?zé)嵫b置5的輸入端連通，通過各導(dǎo)氣管30將高壓壓氣機出口氣流外環(huán)通道的氣流傳輸至各尾氣回?zé)嵫b置5內(nèi)。所述4個尾氣回?zé)嵫b置均分為兩組，各組尾氣回?zé)嵫b置的輸出端通過熱空氣導(dǎo)管43分別與位于所述渦輪發(fā)動機核心機14兩側(cè)的傳輸總管8連通。

實施例3

本實施例是一種基于工質(zhì)傳輸?shù)姆植际酵七M系統(tǒng)。

實施例3與實施例1的不同在于，實施例3中的采用螺旋槳22替換了實施例1中的風(fēng)扇21。其余各部件均與實施例1相同。

本實施例包括渦輪發(fā)動機核心機14、高效工質(zhì)傳輸裝置7、高能工質(zhì)采集裝置2和分布式推進器12。所述高能工質(zhì)采集裝置2的集氣裝置3的輸入端與渦輪發(fā)動機核心機的高壓壓氣機6的輸出端連通；所述高能工質(zhì)采集裝置2的輸出端與高效工質(zhì)傳輸裝置的進口連通。所述高效工質(zhì)傳輸裝置7中的傳輸分管10的輸出端分別與各分布式推進器12的推進器渦輪蝸殼45的輸入端連通；該傳輸分管10的輸入端與所述高效工質(zhì)傳輸裝置7中的傳輸總管8連通。本實施例中，所述分布式推進器12有六個；六個分布式推進器12均布在所述渦輪發(fā)動機核心機14兩側(cè)。

在所述各傳輸總管8上分布有三個氣流輸出端，在各氣流輸出端上分別連接有傳輸分管10。所述傳輸分管10的輸出端分別與各分布式推進器12的推進器渦輪蝸殼45的輸入端連通。

所述分布式推進器12采用推進器渦輪19驅(qū)動螺旋槳22。

所述分布式推進器包括螺旋槳22、齒輪減速器20、推進器渦輪軸46、推進器渦輪蝸殼45、推進器渦輪19和分布式推進器內(nèi)機匣29。所述推進器渦輪軸46位于分布式推進器內(nèi)機匣29內(nèi)，兩端均通過軸承49安裝在分布式推進器內(nèi)支架1上；所述的支架分布式推進器內(nèi)支架1固定在所述分布式推進器內(nèi)機匣29的內(nèi)表面；所述推進器渦輪軸46的中心線與所述分布式推進器內(nèi)機匣29的中心線重合。

所述齒輪減速器20套裝在所述推進器渦輪軸46的前端；所述推進器渦輪19套裝在所述推進器渦輪軸46的后端。

所述的齒輪減速器20為行星齒輪減速器；行星齒輪減速器的太陽輪套裝在所述推進器渦輪軸46的前端；螺旋槳22套裝在行星齒輪減速器的外齒圈上。

所述傳輸分管10的輸出端與推進器渦輪蝸殼45的輸入端相連。推進器渦輪蝸殼45為環(huán)型，包裹在推進器渦輪19的周圍，其輸出端均布于推進器渦輪蝸殼45的內(nèi)側(cè)，并與離心式推進器渦輪19的輸入端相連。

推進器渦輪19將高溫高壓空氣的內(nèi)能轉(zhuǎn)化為軸功，并通過推進器渦輪軸46和齒輪減速器20驅(qū)動螺旋槳22運轉(zhuǎn)。通過齒輪減速器20可實現(xiàn)螺旋槳22與推進器渦輪19轉(zhuǎn)速的最佳匹配。螺旋槳22推動氣流向后運動，產(chǎn)生拉力。