一种翼身融合布局飞机

技术领域

本发明涉及一种翼身融合布局飞机。

背景技术

现役的主流民用飞机是筒身-机翼型传统布局，它是由类似圆柱形的机身再加上机翼、尾翼、发动机等构成，机身和机翼之间界限明显，其空气动力效率发挥已经接近极限。对此，翼身融合布局的飞机是未来飞行器发展的焦点之一，其机翼与机身融合为一个整体，大幅减小了全机的湿面积，降低了摩擦阻力和部件间的干扰阻力，具有升阻比高的特点，并且由于飞机重量和气动载荷沿着整个机体得到最佳分布，使整个机体都是一个升力体，可以提高空气动力效率15～30％以上。

然而与筒身-机翼型传统布局相比，翼身融合布局飞机的中心升力体更短，垂尾距飞机重心距离较近，导致偏航的控制变差，特别是在单侧基础发动机失效时，翼身融合布局飞机的垂尾力臂短的缺陷将更加明显。为提高翼身融合布局飞机的偏航控制能力，可以想到增加垂尾/方向舵面积、增加垂尾/方向舵力臂长度以增加力矩等方式，但这些方式会导致飞机重量增加，以牺牲飞机重量为代价。

因此，亟需一种可解决由于垂尾布局限制而导致的偏航力矩不足的全新的翼身融合布局飞机。

发明内容

本发明要解决的技术问题是为了克服现有技术中的上述缺陷，提出一种全新的翼身融合布局飞机，其创新性使用辅助电推进系统，即便在飞行过程中基础发动机单发失效，也可利用辅助电推进系统为飞机提供额外的偏航控制，从而解决翼身融合布局飞机由于垂尾布局限制而导致的偏航力矩不足的问题。

本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：

本发明提供了一种翼身融合布局飞机，其特征在于，

包括传统推进系统和辅助电推进系统，

所述辅助电推进系统包括彼此独立控制的第一辅助电推进系统和第二辅助电推进系统，所述第一辅助电推进系统和所述第二辅助电推进系统对称布置于所述传统推进系统的外侧或内侧，

所述传统推进系统包括两台基础发动机，

所述第一辅助电推进系统包括：使用电力作为动力源的第一电动机、控制所述第一电动机的第一控制器、为所述第一电动机供电的第一发电机组、以及与所述第一电动机连接并由所述第一电动机驱动的第一辅助推力产生器，

所述第二辅助电推进系统包括：使用电力作为动力源的第二电动机、控制所述第二电动机的第二控制器、为所述第二电动机供电的第二发电机组、以及与所述第二电动机连接并由所述第二电动机驱动的第二辅助推力产生器。

根据本发明的一种实施方式，所述第一发电机组通过飞机燃料提供能源而产生所述第一电动机所需的电力，所述第二发电机组通过飞机燃料提供能源而产生所述第二电动机所需的电力。

根据本发明的一种实施方式，所述传统推进系统还包括辅助动力装置，所述两台基础发动机或所述辅助动力装置辅助地对所述第一发电机组和所述第二发电机组提供能量。

根据本发明的一种实施方式，所述第一辅助推力产生器为拉进式高速桨扇，其安装在一侧机翼前缘的半展长30％～80％的位置，所述第二辅助推力产生器为拉进式高速桨扇，其安装在另一侧机翼前缘的半展长30％～80％的位置。

根据本发明的一种实施方式，所述第一辅助推力产生器为推进式高速桨扇，其安装在一侧机翼后缘的半展长30％～80％的位置，所述第二辅助推力产生器为推进式高速桨扇，其安装在另一侧机翼后缘的半展长30％～80％的位置。

根据本发明的一种实施方式，所述两台基础发动机分别安装在中心升力体的后上方，所述第一辅助推力产生器和所述第二辅助推力产生器分别布置在一侧机翼和另一侧机翼的后缘转折区域。

根据本发明的一种实施方式，所述两台基础发动机分别布置在一侧机翼和另一侧机翼的后缘转折区域且布置在机翼的上方。

根据本发明的一种实施方式，所述第一电动机和所述第一发电机组为分布式，所述第一发电机组安装在一侧的尾撑处，所述第二电动机和所述第二发电机组为分布式，所述第二发电机组安装在另一侧尾撑处。

根据本发明的一种实施方式，所述第一辅助推力产生器和所述第二辅助推力产生器分别为电动高速桨扇。

根据本发明的一种实施方式，所述第一辅助推力产生器为涵道风扇，其安装于一侧机翼前缘的下方且该一侧机翼后缘的襟翼的前方，所述第二辅助推力产生器为涵道风扇，其安装于另一侧机翼前缘的下方且该另一侧机翼后缘的襟翼的前方。

根据本发明的一种实施方式，所述第一辅助推力产生器为涵道风扇，其安装于中心升力体的后上方且升降舵的前方，所述第二辅助推力产生器为涵道风扇，其安装于中心升力体的后上方且升降舵的前方。

根据本发明的一种实施方式，所述第一电动机和所述第一发电机组为集成式，安装于所述第一辅助推力产生器的后方，所述第二电动机和所述第二发电机组为集成式，安装于所述第二辅助推力产生器的后方。

根据本发明的一种实施方式，所述两台基础发动机分别安装在一侧机翼和另一侧机翼的后缘转折区域。

在符合本领域常识的基础上，上述各优选条件，可任意组合，即得本发明各较佳实例。

本发明的积极进步效果在于：

根据本发明的翼身融合布局飞机，由于包括分别独立控制的第一辅助电推进系统和第二辅助电推进系统，因此，飞机正常飞行时可通过方向舵提供偏航控制，当基础发动机单发失效时，能够使作为辅助推力产生器的高速桨扇或涵道风扇差动，由此利用差动的高速桨扇或涵道风扇为飞机提供额外的偏航控制，从而解决翼身融合布局飞机由于垂尾布局限制而导致的偏航力矩不足的问题；在此基础上，由于采用了辅助电推进系统和传统推进系统的组合推力形式，具有节能减排的特征，可减少对传统推进系统的依赖。

附图说明

图1为根据本发明的第一实施方式的翼身融合布局飞机的飞机动力集成架构图。

图2为根据本发明的第二实施方式的翼身融合布局飞机的飞机动力集成架构图。

图3示出了高速桨扇的第一布局例。

图4示出了高速桨扇的第二布局例。

图5示出了高速桨扇的第三布局例。

图6示出了涵道风扇的第一布局例。

图7示出了图6所示的布局例中涵道风扇喷流增加升力的示意图。

图8示出了涵道风扇的第二布局例。

图9示出了图8所示的布局例中涵道风扇喷流增加舵面效率的示意图。

具体实施方式

下面结合说明书附图，进一步对本发明的优选实施例进行详细描述，以下的描述为示例性的，并非对本发明的限制，任何的其他类似情形也都落入本发明的保护范围之中。并且，在以下说明中，对相同或者相似的部件标注相同或相似的附图标记并省略重复的说明。

首先，对翼身融合布局飞机的飞机动力集成架构进行说明。

图1为根据本发明的第一实施方式的翼身融合布局飞机的飞机动力集成架构图。如图1所示，翼身融合布局飞机的飞机动力集成架构包括传统推进系统、以及两套辅助电推进系统、即分别独立控制的第一辅助电推进系统和第二辅助电推进系统。传统推进系统包括两台基础发动机1a、1b，在本实施方式中，基础发动机1a、1b采用将燃油作为动力源的燃油发动机。第一辅助电推进系统包括使用电力作为动力源的电动机2a；控制电动机2a的控制器3a；为电动机2a供电的发电机组4a；以及与电动机2a连接并由电动机2a驱动的高速桨扇5a。第二辅助电推进系统与第一辅助电推进系统相同，即包括使用电力作为动力源的电动机2b；控制电动机2b的控制器3b；为电动机2b供电的发电机组4b；以及与电动机2b连接并由电动机4b驱动的作为辅助推力产生器的高速桨扇5b。

如上所述，第一辅助电推进系统和第二辅助电推进系统分别独立控制，且构成相同，因此，在下述说明中，在不区分第一辅助电推进系统和第二辅助电推进系统时称为单个辅助电推进系统，在不区分第一辅助电推进系统和第二辅助电推进系统中的各部件时，统称为电动机2、控制器3、电动机4、高速桨扇5。另外，在不区分基础发动机1a、1b时统称为基础发动机1。该规则也适用于其他附图的说明。

控制器3控制电动机2的启停、输出功率等，通过控制器3将发电机组4产生的电能传输给电动机2，由此电动机2可驱动高速桨扇5旋转。发电机组4通过飞机燃料提供能源而产生电动机2所需的电力。

在飞机飞行过程中，单个基础发动机1可提供25％～45％的推力，单个辅助电推进系统可提供5％～25％的推力。

下面对本发明的第二实施方式的翼身融合布局飞机的飞机动力集成架构进行说明，主要说明与图1所示的第一实施方式的不同之处，省略对相同构成的说明。图2为根据本发明的第二实施方式的翼身融合布局飞机的飞机动力集成架构图。如图2所示，替代图1所示的高速桨扇5a、5b，而采用了作为辅助推力产生器的涵道风扇7a、7b。即，第一辅助电推进系统包括涵道风扇7a，第二辅助电推进系统包括涵道风扇7b。

在图1所示的第一实施方式和图2所示的第二实施方式中，翼身融合布局飞机还包括辅助动力装置6，其是飞机上主动力装置(发动机)之外可独立输出压缩空气或供电的小型辅助动力装置。可选地，飞行中还可通过基础发动机1或者辅助动力装置6对发电机组4提供能量。

在第一实施方式和第二实施方式中，由于包括分别独立控制的第一辅助电推进系统和第二辅助电推进系统，因此，当基础发动机单发失效时，能够使作为辅助推力产生器的高速桨扇5或涵道风扇7差动，由此利用差动的高速桨扇5或涵道风扇7为飞机提供额外的偏航控制，从而解决翼身融合布局飞机由于垂尾布局限制而导致的偏航力矩不足的问题；在此基础上，由于采用了辅助电推进系统和传统推进系统的组合推力形式，具有节能减排的特征，可减少对传统推进系统的依赖。

接下来，参照图3至图5说明在辅助推力产生器采用了高速桨扇的情况下高速桨扇的布局例。其中，图3示出了第一布局例，图4示出了第二布局例，图5示出了第三布局例。

如图3所示，翼身融合布局飞机10是左右对称的结构，并且基础发动机1、电动机2、发电机组4、高速桨扇5均布置在飞机的左右对称的位置，因此，下面着重说明单侧的结构。另外，在以下说明中，上下前后以飞机飞行中的方位为准。

翼身融合布局飞机10包括：兼做机身的中心升力体11、两侧机翼12、控制飞机的俯仰运动的两块升降舵13、以及一对尾翼14。其中，尾翼14包括垂直安定面15和方向舵16。机翼12包括固定翼面20；布置于固定翼面20前缘且从内向外侧依次是1块下垂式前缘或克鲁格襟翼21和3块前缘缝翼22；布置于固定翼面20后缘且从内向外侧依次是1块襟翼23、1块襟副翼24、1块内副翼25和1块外副翼26；以及布置于襟翼23的前方的4块扰流板27。

如图3所示，基础发动机1安装于机翼12上方，具体而言是机翼12的后缘与中心升力体11的过渡区域，以下将该区域(即机翼12的后缘与中心升力体11的过渡区域)称为机翼12的后缘转折区域。

高速桨扇5为拉进式，采用电动高速桨扇，安装于机翼12前缘且机翼12上方。具体而言，高速桨扇5避开下垂式前缘或克鲁格襟翼21的位置而设置，在图3中布置在下垂式前缘或克鲁格襟翼21的外侧，其具体位置为3块前缘缝翼22之间，由此避免了高速桨扇5的气流对下垂式前缘或克鲁格襟翼21产生不利影响。需要说明的是，高速桨扇5的安装位置不限于此，只要满足高速桨扇5安装在机翼半展长30％～80％的位置即可。需要说明的是，与高速桨扇5对应的机翼12的前缘部分是固定不动的。

发电机组4与电动机2采用分布式，发电机组4位于飞机两侧尾撑位置。通过在尾撑处安装的发电机组4，为驱动高速桨扇5旋转的电动机2供电，可根据控制逻辑调整电动机2的输出功率。并且，高速桨扇5能够在整个飞行剖面持续为飞机提供辅助动力，减小对基础发动机1的依赖。当基础发动机1单发失效时，可利用差动的高速桨扇5为飞机提供额外的偏航控制，解决了翼身融合布局飞机由于垂尾布局限制而导致的偏航力矩不足的问题。

图4中示出高速桨扇的第二布局例。主要说明其与图3所示的第一布局例的不同之处。如图4所示，高速桨扇5为推进式，其安装于机翼12的后缘，具体而言，安装在机翼12后缘的与图3的襟副翼24对应的位置，但与高速桨扇5对应的机翼12的后缘部分是固定不动的，因此，图4中并不存在襟副翼。需要说明的是，高速桨扇5的安装位置不限于此，只要满足高速桨扇5安装在机翼半展长30％～80％的位置即可。另外，图4中由于高速桨扇5未安装在机翼前缘，因此前缘缝翼22有四块。图4的布局例也能得到与图3所示的布局例相同的效果。

图5中示出高速桨扇的第三布局例。主要说明其与图3所示的第一布局例的不同之处。如图5所示，基础发动机1安装在中心升力体11的后上方。高速桨扇5为推进式，其安装在机翼12的后缘转折区域，与襟翼23相比布置在内侧。需要说明的是，高速桨扇5的安装位置不限于此，只要满足高速桨扇5安装在机翼半展长30％～80％的位置即可。图5中由于高速桨扇5未安装在机翼前缘，因此前缘缝翼22有四块。图5的布局例也能得到与图3所示的布局例相同的效果。

在图3至图5所示的布局例中，由于采用了高速桨扇5，因此在整个飞行剖面内，高速桨扇5均处于工作状态，与采用传统螺旋桨相比，不会在巡航高速飞行条件下产生较大的额外阻力，因此适用于整个飞行剖面。

在机翼12的后缘转折区域内，在机翼12上方布置了采用燃油发动机的基础发动机1(参照图3、图4)，或在机翼12后缘布置了采用电动机2驱动的高速桨扇5(参照图5)。此布局形式结合了翼身融合布局亚音速飞行的高升阻比和发动机在亚音速工况的燃油经济性，可以说是经济性的最优组合。同时发动机距离地面较近地面勤务性较好，并且发动机接近飞机重心，也更接近机翼中的油箱，不会给飞机重心设计带来困难，而且最大程度地避免了发动机对起飞姿态角的限制，还避免了转子爆破以及异物飞出对飞机造成的威胁。

接下来，参照图6至图9说明在辅助推力产生器采用了涵道风扇的情况下涵道风扇的布局例。其中，图6示出了第一布局例，图8示出了第二布局例。

如图6所示，翼身融合布局飞机10包括：兼做机身的中心升力体11、两侧机翼12、控制飞机的俯仰运动的两块升降舵13、以及一对尾翼14。其中，尾翼14包括垂直安定面15和方向舵16。机翼12包括固定翼面20；布置于固定翼面20前缘且从内向外侧依次是1块下垂式前缘或克鲁格襟翼21和4块前缘缝翼22；布置于固定翼面20后缘且从内向外侧依次是1块襟翼23、1块襟副翼24、1块内副翼25和1块外副翼26；以及布置于襟翼23的前方的4块扰流板27。

基础发动机1安装于机翼12的后缘转折区域。涵道风扇7安装于机翼12的前缘下方并且后缘襟翼23前方。另外，图6中，涵道风扇7后侧集成了电动机2和发电机组4，因此无需占用飞机的其他区域空间，并且减少了线缆长度。在整个飞行剖面内，涵道风扇7持续工作，减小对基础发动机1的推力提供要求，降低油耗。并且，当基础发动机1单发失效时，可利用差动的涵道风扇7为飞机提供额外的偏航控制，解决了翼身融合布局飞机由于垂尾布局限制而导致的偏航力矩不足的问题。

与传统燃油发动机喷流为高温气体不同，由电动机驱动的涵道风扇喷流温度较低，可直接作用于操纵面。在图6所示的布局例中，由于涵道风扇7安装于机翼12的前缘下方、且后缘襟翼23的前方，因此，如图7所示，涵道风扇7喷流可加速下翼面气流速度，在襟翼23打开时增强其增升作用。

图8示出了涵道风扇的第二布局例。主要说明其与图6所示的第一布局例的不同之处。如图8所示，涵道风扇7安装于中心升力体11的后上方、且升降舵13的前方。图8的布局例也能得到与图6所示的布局例相同的效果。

在此基础上，由于涵道风扇7置于中心升力体11后上方、升降舵13前方，因此，如图9所示，可加速中心升力体11后上方气流速度，提高升降舵13效率。

以上，对本发明的优选实施方式进行了说明，本发明的翼身融合布局飞机既可以为有人机，也可以为无人机。

以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应该以权利要求的保护范围为准。