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[發明專利]推力產生裝置及航空機在審

專利信息
申請號: 201680010192.1 申請日: 2016-02-24
公開(公告)號: CN107249981A 公開(公告)日: 2017-10-13
發明(設計)人: 高見光;橫井裕人 申請(專利權)人: 三菱重工業株式會社
主分類號: B64D27/24 分類號: B64D27/24;B64D27/26
代理公司: 北京市柳沈律師事務所11105 代理人: 陳蘊輝
地址: 日本*** 國省代碼: 暫無信息
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摘要:
搜索關鍵詞: 推力 產生 裝置 航空
【說明書】:

技術領域

本發明涉及一種搭載在航空機上用于產生推力的推力產生裝置及航空機。

背景技術

眾所周知,搭載在航空機上的渦扇發動機一般涵道比越大燃料效率越好。此處,涵道比是指通過核心機部以外的空氣量相對于通過核心機部的空氣量的比率。但是,由于核心機部尺寸的縮小化存在極限,為了增大涵道比,需要增大發動機主體的直徑,使流通的空氣量增加。

然而,如圖7所示,在主翼51下方搭載發動機52的航空機50必須確保與地面的間隙,因此,發動機52的主體直徑也存在限制。從而,渦扇發動機的涵道比的上限為10左右。

下述專利文獻1中記載有以下內容:產生推力的1臺渦扇發動機和產生推力的至少1臺電磁驅動風扇配設在單翼上,通過渦扇發動機具有的發電部所產生的電力驅動電磁驅動風扇。

現有技術文獻

專利文獻

專利文獻1:日本專利特開2006-205755號公報

發明內容

發明要解決的問題

航空機中具有渦扇發動機、通過渦扇發動機的旋轉力產生電力的發電機以及電機驅動風扇,該電機驅動風扇具有通過發電機提供的電力驅動風扇的電機(電動機),目前對通過渦扇發動機和電機驅動風扇兩者產生推力的技術進行了探討。但是,關于渦扇發動機和電機驅動風扇的配置位置,以往并未進行過詳細探討。

例如,將發電機產生的電力供給至電機驅動風扇,使電機驅動風扇作為推力產生裝置進行驅動時,供給電力為高電壓。因此,雖然希望電力供給管線的截面積較大,但在航空機中存在成為重物的問題。此外,根據電力供給管線的配置位置,還存在會對航空機的機器類產生電磁干擾的問題。因此,渦扇發動機和電機驅動風扇以及電力供給管線需要適當配置。

此外,關于將渦扇發動機和電機驅動風扇配置于機翼時的支撐結構,以往也并未進行過詳細探討。而且,在電機驅動風扇的驅動下,通過渦扇發動機的核心機部以外的空氣量增加,因此,可在渦扇發動機的涵道比保持原樣的同時,增大推力產生裝置整體的涵道比。但是,對于與航空機的飛行狀態相應的涵道比的控制,以往并未進行過探討。

本發明鑒于以上情況而研究得出,其目的在于提供一種推力產生裝置及航空機,該推力產生裝置具有通過燃料產生推力的推進部以及通過電力產生推力的推進部時,兩個推進部適當且有效配置。

技術方案

本發明的第一方式所涉及的推力產生裝置具有:第1推進部,其具有通過驅動軸的旋轉力產生電力的發電部,通過燃料燃燒所產生的氣體驅動設在所述驅動軸上的第1風扇;第2推進部,其具有通過所述發電部供給的電力進行驅動的電動部并與所述第1推進部并列設置,通過所述電動部驅動第2風扇;導電部,其連結所述發電部和所述電動部,將所述發電部產生的電力供給至所述電動部,所述第1推進部和所述第2推進部呈一體化,所述導電部配置在所述第1推進部和所述第2推進部之間。

根據該構成,由于第1推進部和第2推進部呈一體化,因此,在機翼上安裝推力產生裝置時,第1推進部和第2推進部無需分別單獨進行搬運和設置,而是作為一個整體同時處理。此外,第1推進部和第2推進部靠近配置,配置在第1推進部和第2推進部之間的導電部例如幾乎以直線狀且短距離配置。其結果為,與第1推進部和第2推進部的間隔較長的情況相比,可以減小導電部的重量并減小電力損耗。再者,導電部流通電氣時產生的電磁波減小,可抑制對設置在航空機上的機器所造成的電磁干擾。

上述發明的第一方式中,所述第1推進部和所述第2推進部也可以收納至一個機箱中。

根據該構成,可易于將第1推進部和第2推進部作為一個整體進行處理,此外,通過機箱的屏蔽效果,可減小電磁波對外部造成的影響。

上述發明的第一方式中,也可進一步具有調節所述第1推進部和所述第2推進部的推力的控制部。

根據該構成,分別調節第1推進部所產生的推力和第2推進部所產生的推力,從而可使第1推進部中未用于燃料燃燒的空氣量所占的比例增大或減小。其結果為,例如可根據飛行狀態,增大或減小涵道比,提高燃料效率或降低噪音。

上述發明的第一方式中,所述導電部也可以具有匯流條以及連接至所述匯流條并吸收所述匯流條的位置變化的柔軟部。

根據該構成,由于使用匯流條,因此可在導電部流通高電壓的電氣。此外,柔軟部例如為彈簧構件或軸承,通過吸收匯流條的位置變化,在外部的力作用于第1推進部、第2推進部或導電部時,也可避免導電部的破損。

本發明的第二方式所涉及的航空機具有上述推力產生裝置以及懸掛并支撐所述推力產生裝置的一個第1支撐部。

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