[發明專利]一種適用于超高速直升機的渦扇發動機涵道比調節機構

在審

• 申請號: 202210817722.0
• 申請日: 2022-07-12
• 公開（公告）號: CN115355104A
• 公開（公告）日: 2022-11-18
• 發明（設計）人: 羅連潭;張天宏;黃向華;趙鈐;崔軼博;盛漢霖;龐淑偉;葛寧
• 申請（專利權）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: F02K3/04
• 分類號: F02K3/04;F02K3/075;F02K3/06
• 代理公司: 暫無信息
• 代理人: 暫無信息

本發明涉及一種適用于超高速直升機的渦扇發動機涵道比調節機構，屬于飛行器動力領域。本發明公開的結構包括：擺動導桿、平行連桿(4)、彈簧(5)、第二轉動副(6)，所述的擺動導桿包括導桿(1)、滑塊(2)、第一轉動副(3)，所述第一轉動副(3)和第二轉動副(6)通過平行連桿(4)實現兩個轉動副的同步運動，構造用于實現風扇前后通道涵道比的聯動連續調節，可實現外涵道的完全打開和完全關閉。本發明通過對風扇前后涵道比的聯動控制，可實現單執行機構的聯動驅動，相比于單涵道比調節機構，能最大限度的降低升力模式下風扇的負載，擴寬了發動機穩定工作范圍，兼顧了超高速直升機懸停功率需求小，超高速巡航功率需求大的特點，可滿足0.8馬赫級別超高速直升機的動力需求。

技術領域

本發明涉及一種適用于超高速直升機的渦扇發動機涵道比調節機構，屬于飛行器動力領域。

背景技術

現代新軍事變革環境下的高技術局部戰爭對直升機的性能提出了更高要求，迫迫切需要一種快速支持、敏捷打擊的超高速直升機。目前常規直升機的旋翼前行旋葉會因速度過高而產生激波，后行旋葉會因速度過低而失速，使得時速很難突破370公里/小時。直升機業界主要提出了兩種方案：一是傾轉旋翼機，在類似固定翼飛機機翼的翼尖處，各裝一套可在水平與垂直位置之間自由轉動的旋翼傾轉系統組件。盡管相比于傳統直升機具有更高巡航速度、更遠航程，如V-22“魚鷹”最高時速為509公里/小時，但由于可旋轉旋翼尺寸小，大大限制了推進力。二是采用共軸反轉雙旋翼和推進螺旋槳組合結構。共軸反轉的上下兩組旋翼可相互平衡掉旋翼滾轉力矩，不需要尾槳結構，尾部推進螺旋槳可實現更高的前飛速度，如S-97最大飛行速度超過482千米/時。

然而，兩個方案都是用常規的螺旋槳推進飛行，其巡航速度很難突破常規螺旋槳飛機的600千米/時的巡航速度。

短距起飛/垂直降落(STOVL，Short Take Off/Vertical Landing)的飛行器也是一個發展方向，F35B作為其典型的短距起飛/垂直降落固定翼飛機，因其出色的突擊打擊、偵察跟蹤和近距空中支援能力被應用到多種作戰環境下。為了實現垂直起降與巡航狀態下的連續平穩過渡，F35B在發動機到升力風扇之間采用離合器來實現切換過渡，其由一根傳動軸帶動，它的功率相當于一艘驅逐艦的傳動軸，達到28000馬力，截面積只有臉盆大小，卻因為要同時和主軸、風扇結合，兩者之間存在極大的速度差，在接合瞬間會產生極高的扭矩負載和溫度，這對渦扇發動機穩定過渡和材料又提出了極高的要求。據說研制團隊采用了一種特別耐磨的碳材料，才解決溫度問題，但是發動機如何解決接合瞬間的大扭矩負載卻沒有過多透露。

高速直升機在突破0.8馬赫(980千米/時)時，無論是傾轉旋翼機方案，如CN106986020A，還是共軸反轉雙旋翼+推進螺旋槳組合的方案，如CN109665096A，或者是兩者混合的方案，如CN108045572A，其最大極限都在500千米/時左右，都略微遜色于常規渦槳飛機600千米/時的巡航速度，說明在當今技術在利用螺旋槳驅動飛行器時，還無法突破0.8馬赫。眾所周知利用渦扇發動機實現0.8馬赫巡航技術已經相當成熟，且利用渦軸驅動旋翼或升力風扇實現飛行器懸停技術也很成熟，但從飛行器動力方面，懸停和巡航兩種狀態在切換時，懸停的渦扇空氣流量約為0.8馬赫巡航時的4倍，發動機的壓氣機在跨越這么大空氣流量工作時很容易進入喘振，這就迫切需要發展相應的可變涵道比的發動機來滿足高速巡航和懸停的性能需求，以及盡可能的采用非離合器的方案以避免接合瞬間會產生極高的扭矩負載和溫度。

發明內容

本發明的目的在于提供一種適用于超高速直升機的渦扇發動機涵道比調節機構，旨在發展一款適用于巡航馬赫數在0.8左右的超高速直升機動力系統的涵道比調節機構，采用風扇前后涵道比連續可調的調節機構，可最大程度兼顧直升機懸停功率小，超高速巡航功率大的特點，兩個模式可以連續平穩過渡，以解決發動機在跨越巡航和懸停這兩個大空氣流量差距工作時很容易進入喘振的問題。

為實現上述目的，本發明提供如下技術方案：