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

背景技術(shù)：

經(jīng)濟(jì)性是運(yùn)輸機(jī)要考慮的關(guān)鍵因素，同時(shí)，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(yùn)輸機(jī)動(dòng)力(渦扇發(fā)動(dòng)機(jī))的效率。提高渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)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(jìn)效率。目前的民用渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)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(jìn)一步提高。分布式推進(jìn)系統(tǒng)突破了傳統(tǒng)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)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(shí)分布式推進(jìn)系統(tǒng)也更適合作為未來翼身融合飛行器的動(dòng)力。

英國羅羅公司于2012-2013年獲得了多項(xiàng)“分布式推進(jìn)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(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)電，然后將電力傳輸?shù)椒植加跈C(jī)翼上、翼尖或者機(jī)身后部兩側(cè)的推進(jìn)器上，由電機(jī)帶動(dòng)推進(jìn)器產(chǎn)生推力。羅羅公司還于2014年申請了一項(xiàng)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(jìn)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(jī)身尾部的燃?xì)獍l(fā)生器驅(qū)動(dòng)動(dòng)力渦輪運(yùn)轉(zhuǎn)，動(dòng)力渦輪通過主減速器和次減速器間接驅(qū)動(dòng)位于后機(jī)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(jī)推進(jìn)系統(tǒng)。該系統(tǒng)中，單個(gè)燃?xì)獍l(fā)生器驅(qū)動(dòng)低壓渦輪，低壓渦輪通過兩級減速器間接地驅(qū)動(dòng)機(jī)身兩側(cè)的多個(gè)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(jī)尾部排出，另一股被壓氣機(jī)吸入，參與燃?xì)獍l(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(shí)質(zhì)上為一種基于電能的分布式推進(jìn)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(jī)身兩側(cè)的推進(jìn)裝置中以驅(qū)動(dòng)其產(chǎn)生推力。為了解決電能發(fā)生器輸出功率與推進(jìn)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(dòng)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(dòng)涵道風(fēng)扇襟翼增升系統(tǒng)的飛行器。其內(nèi)涵為采用動(dòng)力源驅(qū)動(dòng)位于機(jī)翼上的多個(gè)涵道風(fēng)扇以及位于機(jī)身后部的升力風(fēng)扇系統(tǒng)。文中并未指出采用何種動(dòng)力源。

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

分布式推進(jìn)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(gè)分布式的推進(jìn)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(jìn)系統(tǒng)分為兩類：一類是基于電力驅(qū)動(dòng)(專利：EP2581308A2、US2013/0094963 A1、US9376213B2、CN 104670503 A、CN 104229144 A、CN 104973234 A)，另一類是基于機(jī)械傳動(dòng)(專利：EP2930114A1、US 2015/0284071 A1、US 2008/0098719 A1)。在這兩種系統(tǒng)中，燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的高溫高壓燃?xì)獗挥糜诎l(fā)電或驅(qū)動(dòng)渦輪產(chǎn)生軸功，隨后電能和軸功再驅(qū)動(dòng)推進(jìn)器運(yùn)轉(zhuǎn)產(chǎn)生推力。這兩種系統(tǒng)在實(shí)現(xiàn)過程中仍存在一些技術(shù)上的困難?；陔娏Ψ峙涞姆植际酵七M(jìn)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(dòng)機(jī)的研制。而基于機(jī)械傳動(dòng)的分布式推進(jìn)系統(tǒng)的問題在于其并未完全擺脫燃?xì)獍l(fā)生器與推進(jìn)器的機(jī)械約束，受限于機(jī)械傳動(dòng)裝置的結(jié)構(gòu)和重量等因素，推進(jìn)器分布的距離有限，不利于在飛行器上的布局。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

為克服現(xiàn)有技術(shù)中存在的基于電力分配時(shí)現(xiàn)有的儲能設(shè)備和電動(dòng)機(jī)功率不能滿足需求；基于機(jī)械傳動(dòng)時(shí)，機(jī)械傳動(dòng)機(jī)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(jìn)系統(tǒng)。

本發(fā)明包括渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)、高效工質(zhì)傳輸裝置、高能工質(zhì)采集裝置和分布式推進(jìn)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(dòng)機(jī)核心機(jī)的核心機(jī)壓氣機(jī)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(jìn)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(jìn)器的推進(jìn)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(gè)分布式推進(jìn)器均布在所述渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)兩側(cè)。

所述渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)為單轉(zhuǎn)子燃?xì)鉁u輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)或雙轉(zhuǎn)子渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)；所述的分布式推進(jìn)器為推進(jìn)器渦輪驅(qū)動(dòng)的涵道風(fēng)扇或推進(jìn)器渦輪驅(qū)動(dòng)的螺旋槳。

所述的集氣裝置包括四個(gè)導(dǎo)氣管、集氣環(huán)和四個(gè)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(gè)導(dǎo)氣管連接孔，四個(gè)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(gè)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(jī)外機(jī)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(jī)外機(jī)匣固連，使所述集氣環(huán)與壓氣機(jī)外機(jī)匣共同形成了壓氣機(jī)出口氣流外環(huán)通道。所述的燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)上的核心機(jī)壓氣機(jī)有兩個(gè)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(jī)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(jī)燃燒室的輸入端連通。

裝配時(shí)，將集氣環(huán)殼體上的四個(gè)導(dǎo)氣管的輸出端分別與分布在渦輪后機(jī)匣內(nèi)的四個(gè)尾氣回?zé)嵫b置的輸入端連通，通過各導(dǎo)氣管將壓氣機(jī)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(gè)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(dòng)機(jī)核心機(jī)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(jī)匣內(nèi)側(cè)，該尾氣回?zé)嵫b置的軸線與所述渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)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(dòng)機(jī)核心機(jī)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(gè)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(jìn)器的推進(jìn)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(jìn)器支板上的過孔，與推進(jìn)器渦輪蝸殼的輸入端相連。推進(jìn)器渦輪蝸殼為環(huán)型，包裹在推進(jìn)器渦輪的周圍，其輸出端均布于推進(jìn)器渦輪蝸殼的內(nèi)側(cè)，并與離心式推進(jìn)器渦輪的輸入端相連。

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

當(dāng)所述燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)采用雙轉(zhuǎn)子渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)時(shí)，該渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)的高壓壓氣機(jī)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(jìn)口連通。

當(dāng)所述的分布式推進(jìn)器為推進(jìn)器渦輪驅(qū)動(dòng)的螺旋槳時(shí)，螺旋槳推動(dòng)氣流向后運(yùn)動(dòng)，產(chǎn)生拉力。

本發(fā)明與現(xiàn)有分布式推進(jìn)系統(tǒng)的本質(zhì)區(qū)別是，采用工質(zhì)傳輸?shù)姆绞絹韺?shí)現(xiàn)分布式推進(jìn)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(jìn)器中以驅(qū)動(dòng)推進(jìn)器運(yùn)轉(zhuǎn)?；诠べ|(zhì)傳輸?shù)姆植际酵七M(jìn)系統(tǒng)一方面可克服基于電力分配的分布式推進(jìn)系統(tǒng)對高能量密度儲能設(shè)備和超大功率電機(jī)的依賴，提升分布式推進(jìn)系統(tǒng)的可實(shí)現(xiàn)性；另一方面可擺脫基于機(jī)械傳動(dòng)的分布式推進(jìn)系統(tǒng)中燃?xì)獍l(fā)生器與推進(jìn)器之間的機(jī)械約束，突破傳統(tǒng)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)和傳統(tǒng)分布式動(dòng)力的涵道比極限，并實(shí)現(xiàn)回?zé)崾皆O(shè)計(jì)，提高推進(jìn)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(gè)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(dòng)向心渦輪做功。蝸殼是航空渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)中的一個(gè)核心部件，壓氣機(jī)輸出端氣流與渦輪輸出端燃?xì)馔ㄟ^回?zé)崞鬟M(jìn)行熱交換，有效利用了渦輪輸出端燃?xì)庥酂幔岣吡藟簹鈾C(jī)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(dòng)機(jī)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(jìn)氣集氣管進(jìn)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?xì)庖砸欢▉砹鞴ソ锹舆^換熱器，從而達(dá)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(jìn)系統(tǒng)包含燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)、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(jìn)器。其工作方式是燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)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?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)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(jìn)器。在分布式推進(jìn)器中用高能工質(zhì)的能量驅(qū)動(dòng)推進(jìn)器產(chǎn)生推力。

燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)為單轉(zhuǎn)子或雙轉(zhuǎn)子燃?xì)鉁u輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)；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(jī)壓氣機(jī)后引出的壓縮空氣，可以在渦輪輸出端進(jìn)行回?zé)?，進(jìn)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(gè)集氣裝置、至少一套傳輸管路和至少一個(gè)尾氣回?zé)嵫b置。每個(gè)燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)上至少安裝一套集氣裝置。集氣裝置的輸入端與燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)的壓縮部件輸出端連通，將燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)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€(gè)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(jìn)行換熱。尾氣回?zé)嵫b置的輸出端與高效工質(zhì)運(yùn)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(jìn)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(jìn)器。每個(gè)分布式推進(jìn)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(dòng)損失。

分布式推進(jìn)器的作用是將高能工質(zhì)的能量轉(zhuǎn)化為飛行器的推進(jìn)功，其實(shí)現(xiàn)方式包含但不限于由渦輪驅(qū)動(dòng)的齒輪傳動(dòng)風(fēng)扇系統(tǒng)，例如渦輪驅(qū)動(dòng)的齒輪傳動(dòng)螺旋槳系統(tǒng)。對于采用推進(jìn)器渦輪驅(qū)動(dòng)的齒輪傳動(dòng)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(jìn)入推進(jìn)器渦輪，并驅(qū)動(dòng)其運(yùn)轉(zhuǎn)。推進(jìn)器渦輪通過齒輪減速器驅(qū)動(dòng)風(fēng)扇運(yùn)轉(zhuǎn)，產(chǎn)生推力。

與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明能夠進(jìn)一步提升現(xiàn)有運(yùn)輸機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)的效率，減少碳排放，節(jié)能環(huán)保，同時(shí)，提升分布式推進(jìn)系統(tǒng)的可實(shí)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(jī)械能的傳輸，減少了能量轉(zhuǎn)換的次數(shù)，可達(dá)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(jìn)系統(tǒng)存在的機(jī)械結(jié)構(gòu)、電能儲備和超大功率等技術(shù)的限制，可實(shí)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(shí)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(jìn)行適應(yīng)性改進(jìn)改型即可，從而提高了整個(gè)系統(tǒng)的可實(shí)現(xiàn)性。

目前，民用大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的涵道比接近10，未來可能達(dá)到的極限為10～15。針對上述實(shí)例建立了氣動(dòng)熱力計(jì)算模型，分析了主要的設(shè)計(jì)參數(shù)對推進(jìn)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(jìn)系統(tǒng)氣動(dòng)熱力計(jì)算結(jié)果表明，在現(xiàn)有技術(shù)水平下，該分布式推進(jìn)系統(tǒng)的涵道比有望達(dá)到20～25以上，而耗油率比目前最常見的CFM56發(fā)動(dòng)機(jī)(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(shí)施例1的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖3是實(shí)施例1中燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖4是實(shí)施例2中燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖5是燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)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(shí)施例1中分布式推進(jìn)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(shí)施例3中分布式推進(jìn)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(jìn)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(jī)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(jī)渦輪前總溫對涵道比和耗油率的影響；其中11a是核心機(jī)渦輪前總溫對涵道比的影響，11b是核心機(jī)渦輪前總溫對耗油率的影響；圖11中T₄是指核心機(jī)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?；其?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挠吐实挠绊懀粓D12中，T₄₂是指工質(zhì)回?zé)釡囟龋珺PR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(jìn)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(jī)；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(jìn)器；13.導(dǎo)流裝置；14.燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)；15.核心機(jī)壓氣機(jī)；16.核心機(jī)燃燒室；17.核心機(jī)渦輪；18.核心機(jī)噴管；19.推進(jìn)器渦輪；20.齒輪減速器；21.風(fēng)扇；22.螺旋槳；23.推進(jìn)器外涵噴管；24.分布式推進(jìn)系統(tǒng)；25.翼身融合飛行器；26.推進(jìn)艙；27.分布式推進(jìn)器支板；28.推進(jìn)器內(nèi)涵噴管；29.分布式推進(jìn)器內(nèi)機(jī)匣；30.導(dǎo)氣管；31.壓氣機(jī)外機(jī)匣；32.渦輪后機(jī)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?xì)廨斎攵耍?0.熱燃?xì)廨敵龆耍?1.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(jìn)器渦輪蝸殼；46.推進(jìn)器渦輪軸；47.涵道風(fēng)扇機(jī)匣；48.導(dǎo)氣管調(diào)節(jié)閥；49軸承；50.低壓壓氣機(jī)；51.低壓渦輪；52.低壓渦輪軸

具體實(shí)施方式

實(shí)施例1

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

本實(shí)施例包括渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)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(jìn)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(dòng)機(jī)核心機(jī)的核心機(jī)壓氣機(jī)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(jìn)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(jìn)器12的推進(jìn)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(shí)施例中，所述分布式推進(jìn)器12有六個(gè)；六個(gè)分布式推進(jìn)器12均布在所述渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)14兩側(cè)。本實(shí)施例中，所述渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)14為一臺單轉(zhuǎn)子燃?xì)鉁u輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)。

所述的集氣裝置3包括四個(gè)導(dǎo)氣管30、集氣環(huán)33和四個(gè)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(gè)導(dǎo)氣管連接孔，四個(gè)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(gè)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(jī)外機(jī)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(jī)外機(jī)匣31固連，使所述集氣環(huán)33與壓氣機(jī)外機(jī)匣31共同形成了壓氣機(jī)出口氣流外環(huán)通道。所述的燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)14上的核心機(jī)壓氣機(jī)15有兩個(gè)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(jī)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(jī)燃燒室16的輸入端連通。

裝配時(shí)，將集氣環(huán)33殼體上的四個(gè)導(dǎo)氣管30的輸出端分別與分布在渦輪后機(jī)匣32內(nèi)的四個(gè)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(jī)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(gè)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(dòng)機(jī)核心機(jī)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(jī)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(dòng)機(jī)核心機(jī)14的軸線之間的夾角α＝0°～90°。

本實(shí)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(jìn)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(jìn)入U(xiǎn)型換熱管37。U型換熱管37熱燃?xì)鈴腢型換熱管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(dá)回?zé)崞鬏敵龆?6。每個(gè)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(jìn)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(dòng)機(jī)核心機(jī)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(gè)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(jìn)器12的推進(jìn)器渦輪蝸殼45的輸入端連通。

所述分布式推進(jìn)器12采用推進(jìn)器渦輪19驅(qū)動(dòng)風(fēng)扇21。

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

所述齒輪減速器20套裝在所述推進(jìn)器渦輪軸46的前端；所述推進(jìn)器渦輪19套裝在所述推進(jìn)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(jìn)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(jìn)器支板27上的過孔，與推進(jìn)器渦輪蝸殼45的輸入端相連。推進(jìn)器渦輪蝸殼45為環(huán)型，包裹在推進(jìn)器渦輪19的周圍，其輸出端均布于推進(jìn)器渦輪蝸殼45的內(nèi)側(cè)，并與離心式推進(jìn)器渦輪19的輸入端相連。

推進(jìn)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(jìn)器渦輪軸46和齒輪減速器20驅(qū)動(dòng)風(fēng)扇21運(yùn)轉(zhuǎn)。通過齒輪減速器20可實(shí)現(xiàn)風(fēng)扇21與推進(jìn)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(jī)匣47并進(jìn)行壓縮。隨后，壓縮空氣在推進(jìn)器外涵噴管23中膨脹加速排出產(chǎn)生主要推力。

本實(shí)施例的工作方式：

燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)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(jī)壓氣機(jī)15將來流空氣吸入并進(jìn)行壓縮。被壓縮的空氣在核心機(jī)壓氣機(jī)15輸出端處分為兩股，一股氣流由集氣環(huán)33的輸入端進(jìn)入集氣環(huán)33，另一股氣流進(jìn)入核心機(jī)燃燒室16中與燃料進(jìn)行摻混燃燒，形成高溫高壓的燃?xì)狻Ｈ細(xì)庠诤诵臋C(jī)渦輪17中膨脹做功，并推動(dòng)核心機(jī)壓氣機(jī)15運(yùn)轉(zhuǎn)。核心機(jī)渦輪17后的高溫高壓燃?xì)饫^續(xù)經(jīng)過尾氣回?zé)嵫b置5與壓縮空氣進(jìn)行換熱。燃?xì)庥珊诵臋C(jī)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(jìn)口，并進(jìn)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(jìn)入U(xiǎn)型換熱管37。熱燃?xì)鈴腢型換熱管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(dá)回?zé)崞鬏敵龆?6。每個(gè)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(jìn)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(jìn)入傳輸分管10中，并最終到達(dá)多個(gè)分布式推進(jìn)器12中。

高溫高壓的空氣經(jīng)過傳輸分管10進(jìn)入推進(jìn)器渦輪蝸殼45。推進(jìn)器渦輪蝸殼45將高溫高壓空氣導(dǎo)入推進(jìn)器渦輪19。推進(jìn)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(jìn)器渦輪軸46和齒輪減速器20驅(qū)動(dòng)風(fēng)扇21運(yùn)轉(zhuǎn)。通過齒輪減速器20可實(shí)現(xiàn)風(fēng)扇21與推進(jìn)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(jī)匣47并進(jìn)行壓縮。隨后，壓縮空氣在推進(jìn)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(jìn)系統(tǒng)24實(shí)例在翼身融合飛行器25上的布局。分布式推進(jìn)系統(tǒng)24位于翼身融合飛行器25尾部上側(cè)的推進(jìn)艙26中。單個(gè)燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)14位于翼身融合飛行器25機(jī)身中線上，6個(gè)齒輪傳動(dòng)風(fēng)扇系統(tǒng)22對稱布置在燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)14左右兩側(cè)。這樣的安裝方式使發(fā)動(dòng)機(jī)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(jìn)效率。

實(shí)施例2

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

實(shí)施例2與實(shí)施例1的不同之處在于，實(shí)施例2中的燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)14為雙轉(zhuǎn)子渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)。其余各部件均與實(shí)施例1相同。

本實(shí)施例包括渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)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(jìn)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(dòng)機(jī)核心機(jī)的高壓壓氣機(jī)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(jìn)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(jìn)器12的推進(jìn)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(shí)施例中，所述分布式推進(jìn)器12有六個(gè)；六個(gè)分布式推進(jìn)器12均布在所述渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)14兩側(cè)。本實(shí)施例中，所述渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)14為一臺雙轉(zhuǎn)子燃?xì)鉁u輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)。

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(jī)外機(jī)匣31固連，使所述集氣環(huán)33與壓氣機(jī)外機(jī)匣31共同形成了高壓壓氣機(jī)出口氣流外環(huán)通道。所述的燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)14上的高壓壓氣機(jī)6有兩個(gè)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(jī)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(jī)燃燒室16的輸入端連通。

裝配時(shí)，將集氣環(huán)33殼體上的四個(gè)導(dǎo)氣管30的輸出端分別與分布在渦輪后機(jī)匣32內(nèi)的四個(gè)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(jī)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(gè)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(dòng)機(jī)核心機(jī)14兩側(cè)的傳輸總管8連通。

實(shí)施例3

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

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

本實(shí)施例包括渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)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(jìn)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(dòng)機(jī)核心機(jī)的高壓壓氣機(jī)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(jìn)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(jìn)器12的推進(jìn)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(shí)施例中，所述分布式推進(jìn)器12有六個(gè)；六個(gè)分布式推進(jìn)器12均布在所述渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)14兩側(cè)。

在所述各傳輸總管8上分布有三個(gè)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(jìn)器12的推進(jìn)器渦輪蝸殼45的輸入端連通。

所述分布式推進(jìn)器12采用推進(jìn)器渦輪19驅(qū)動(dòng)螺旋槳22。

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

所述齒輪減速器20套裝在所述推進(jìn)器渦輪軸46的前端；所述推進(jìn)器渦輪19套裝在所述推進(jìn)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(jìn)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(jìn)器渦輪蝸殼45的輸入端相連。推進(jìn)器渦輪蝸殼45為環(huán)型，包裹在推進(jìn)器渦輪19的周圍，其輸出端均布于推進(jìn)器渦輪蝸殼45的內(nèi)側(cè)，并與離心式推進(jìn)器渦輪19的輸入端相連。

推進(jìn)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(jìn)器渦輪軸46和齒輪減速器20驅(qū)動(dòng)螺旋槳22運(yùn)轉(zhuǎn)。通過齒輪減速器20可實(shí)現(xiàn)螺旋槳22與推進(jìn)器渦輪19轉(zhuǎn)速的最佳匹配。螺旋槳22推動(dòng)氣流向后運(yùn)動(dòng)，產(chǎn)生拉力。