本发明属于飞行器动力系统领域，具体涉及一种飞行器用电驱动对转风扇推进器。
背景技术：
随着资源问题、环境问题、运营成本问题的日益突出，民用航空产业对飞行器的节油降耗关注度越来越高。为了满足未来的发展需求，航空工业从航空发动机技术、飞行器布局技术等方面开展了大量前沿研究，力争在2035年使飞行器的燃油消耗降低70%。但无论是优秀的翼身融合气动布局，还是高效率航空发动机，均难以满足这一苛刻的指标要求。为此，美欧国家开始从推进/机体一体化角度出发，研究新的技术手段，其中之一便是边界层吸入技术，即推进系统吸入机体的边界层。边界层吸入技术可以提高推进效率，进而降低风扇的驱动功率，实现节油降耗的目的。机体后部边界层吸入技术还可改善飞行器的升阻特性，使油耗进一步降低。
美国nasa提出了分布式边界层吸入推进系统，其特征在于，飞行器为翼身融合布局，在机身背部后方设计了一排电驱动的分布式推进系统，推进系统宽度与机身宽度相当，可全部吸入机体背部的边界层。这种设计能将边界层吸入的优势发挥出来，显著降低飞行器油耗。美国临时专利申请第62/107196号“gas-electricpropulsionsystemforanaircraft”和对应的中国专利申请“用于飞行器的气电推进系统”（申请号201610042603.7）中涉及管状飞行器尾部的边界层吸入式推进技术。这种设计能吸收管状机身的全部边界层，也能显著降低油耗。以上两个推进方案使用单级风扇，包含一排风扇转子叶片和一排静子叶片。
边界层吸入会导致进气道产生比较强的总压损失和气流畸变，这带来至少两个后果。一是降低风扇的压比、效率，导致推力和油耗增大。二是风扇以高的频率转过畸变流场时受到较大的动态应力，致使风扇结构振动，甚至发生高周疲劳破裂。因此，要发挥出边界层吸入技术的优势，必须确保风扇在气动和结构上能够容忍强的进气畸变，即压比和效率损失要小、能够长时间耐受高频振动。通常，风扇的压比或者效率越高，容忍畸变的能力也就越低，这是因为高负荷、高效率与宽稳定裕度往往相互矛盾，且高负荷风扇往往叶片厚度较小。由于边界层吸入式进气道存在明显的总压损失，要使风扇能够产生足够的推力，就必须具有足够大的压比；要使系统油耗能够显著降低，就必须确保风扇的效率够高。如果采用单级风扇就会面临一个设计矛盾：既要确保风扇具有较高压比和效率，又要确保风扇能够忍受强烈的进气畸变。这个矛盾导致边界层吸入技术难度较高，难以进行工业推广。
技术实现要素：
本发明所要解决的技术问题是提供一种飞行器用电驱动对转风扇推进器。
本发明的飞行器用电驱动对转风扇推进器，其特点是，所述的电驱动对转风扇推进器包括一级风扇、二级风扇、电机、齿轮组件、中心体、外涵道、支板和机匣；所述的机匣的形状为环形，中心体的形状为旋成体，中心体通过支板固定在机匣内，机匣的内表面和中心体的外表面之间的流道构成外涵道，外涵道的前端面为进气端，外涵道的后端面为排气端；所述的齿轮组件和电机从前到后依次安装在中心体内的中轴线上，齿轮组件的输入端连接至电机的转轴；所述的一级风扇和二级风扇依次安装在中心体的前部，一级风扇与齿轮组件的第一输出端相连，二级风扇与齿轮组件的第二输出端相连；所述的中心体、机匣、一级风扇和二级风扇共轴，中轴线重合为中心轴线；所述的一级风扇和二级风扇绕中心轴线转动，转动方向相反，一级风扇和二级风扇均无静子叶片。
所述的一级风扇的压比大于等于二级风扇，一级风扇的轮毂比小于二级风扇。
所述的电机为常规电机或超导电机中的一种，电机的转速大于等于一级风扇、二级风扇中的最高转速。
所述的电机通过由外涵道引入的冷却气冷却，或者通过从飞行器的机体引入的冷却液冷却。
所述的电机由飞行器的蓄电池或喷气发动机上的发电机供电。
所述的进气端与飞行器的进气道相连，排气端与飞行器的喷管相连。
本发明的飞行器用电驱动对转风扇推进器并不限定齿轮组件的类型，可以是一个整体齿轮箱，也可以是齿轮和传动轴的组合体。当二级风扇与电机转速和旋转方向相同，那么齿轮组件将变得非常简单：电机直接驱动二级风扇，二级风扇与一级风扇通过齿轮传动。本发明的飞行器用电驱动对转风扇推进器也不限定进气道和喷管的形式，进气道可以是民用客机常用的短舱进气道，也可以是边界层吸入进气道，喷管可以是民用客机常用的轴对称喷管，也可以是扁平喷管。本发明的飞行器用电驱动对转风扇推进器不限定机匣的剖面形状，实际应用中机匣剖面形状应匹配风扇和外涵道的设计，可以是直线，也可以是曲线。本发明的飞行器用电驱动对转风扇推进器不限定齿轮组件的润滑、冷却形式和风扇的加工材料。
本发明的飞行器用电驱动对转风扇推进器采用两级对转风扇，风扇的压比得以降低，进而可在保证效率情况下提高稳定裕度，使风扇能够更好地容忍边界层吸入后产生的强畸变流场。压比降低意味着风扇转速降低，有利于降低畸变来流情况下风扇所受到的周期疲劳载荷，提高风扇的使用寿命。转速降低，还能够降低风扇噪音。风扇采用无静叶设计，可在保持高效率的情况下降低推进装置的长度和重量。电机采用高转速设计，有助于提高电机的效率和功率密度，确保电机发热少、体积小，电机驱动方式可使推进装置在飞行器上的安装更灵活，进而实现推进器与机体高度一体化设计。
附图说明
图1为本发明的飞行器用电驱动对转风扇推进器的结构示意图；
图2为应用本发明的飞行器用电驱动对转风扇推进器的管状飞行器示意图；
图3为本发明的飞行器用电驱动对转风扇推进器在管状飞行器后体上的安装示意图；
图4为应用本发明的飞行器用电驱动对转风扇推进器的翼身融合飞行器示意图；
图5为本发明的飞行器用电驱动对转风扇推进器在翼身融合飞行器上的安装示意图；
图中，110.一级风扇120.二级风扇130.电机131.冷却气132.冷却液140.齿轮组件141.第一输出端142.第二输出端143.输入端150.中心体160.外涵道161.进气端162.排气端170.支板180.机匣190.中心轴线100.管状飞行器后机身200.短舱式推进系统210.短舱进气道220.轴对称喷管230.短舱式推进系统外罩250.机身支架300.分布式推进系统310.翼身融合飞行器后机体311.机体边界层312.二元喷管313.s弯进气道314.分布式推进系统外罩。
具体实施方式
下面结合附图和实施例详细说明本发明。
本发明的飞行器用电驱动对转风扇推进器包括一级风扇110、二级风扇120、电机130、齿轮组件140、中心体150、外涵道160、支板170和机匣180；所述的机匣180的形状为环形，中心体150的形状为旋成体，中心体150通过支板170固定在机匣180内，机匣180的内表面和中心体150的外表面之间的流道构成外涵道160，外涵道160的前端面为进气端161，外涵道160的后端面为排气端162；所述的齿轮组件140和电机130从前到后依次安装在中心体150内的中轴线上，齿轮组件140的输入端143连接至电机130的转轴；所述的一级风扇110和二级风扇120依次安装在中心体150的前部，一级风扇110与齿轮组件140的第一输出端141相连，二级风扇120与齿轮组件140的第二输出端142相连；所述的中心体150、机匣180、一级风扇110和二级风扇120共轴，中轴线重合为中心轴线190；所述的一级风扇110和二级风扇120绕中心轴线190转动，转动方向相反，一级风扇110和二级风扇120均无静子叶片。
所述的一级风扇110的压比大于等于二级风扇120，一级风扇110的轮毂比小于二级风扇120。
所述的电机130为常规电机或超导电机中的一种，电机130的转速大于等于一级风扇110、二级风扇120中的最高转速。
所述的电机130通过由外涵道160引入的冷却气131冷却，或者通过从飞行器的机体引入的冷却液132冷却。
所述的电机130由飞行器的蓄电池或喷气发动机上的发电机供电。
所述的进气端161与飞行器的进气道相连，排气端162与飞行器的喷管相连。
实施例1
如图1、图2和图3所示，在管状飞行器后机身100的尾部布置了一个短舱式推进系统200，包含一个本发明的电驱动对转风扇推进器、短舱进气道210、轴对称喷管220、短舱式推进系统外罩230。电驱动对转风扇推进器，包括一级风扇110、二级风扇120、电机130、齿轮组件140、中心体150、外涵道160、支板170和机匣180。
机匣180的形状为环形，中心体150的形状为旋成体，中心体150通过支板170固定在机匣180内，中心体150的前端与管状飞行器后机身100光滑连接，机匣180的内表面和中心体150的外表面之间的流道构成外涵道160，外涵道160的前端面为进气端161，外涵道160的后端面为排气端162。齿轮组件140和电机130从前到后依次安装在中心体150内的中轴线上，齿轮组件140采用整体式齿轮箱，齿轮组件140的输入端143连接至电机130的转轴。一级风扇110和二级风扇120依次安装在中心体150的前部，一级风扇110与齿轮组件140的第一输出端141相连，二级风扇120与齿轮组件140的第二输出端142相连。中心体150、机匣180、一级风扇110和二级风扇120共轴，中轴线重合为中心轴线190。一级风扇110和二级风扇120绕中心轴线190转动，转动方向相反，一级风扇110和二级风扇120均无静子叶片。机匣170向管状飞行器后机身100延伸，在机匣170前端和管状飞行器后机身100之间设置了机身支架250，用来支撑短舱式推进系统200。电驱动对转风扇推进器的进气端161与短舱进气道210相连，排气端162与轴对称喷管220相连。短舱进气道210会吸入机体边界层311。
一级风扇110和二级风扇120的压比分别为1.180、1.140，总压比为1.345，一级风扇110和二级风扇120在设计点的转速分别为3200rpm、2800rpm，一级风扇110和二级风扇120的轮毂比分别为0.28、0.32。电机130为常规电机，对应一级风扇110和二级风扇120的设计点的工作转速为8000rpm。电机130通过二级风扇120后的外涵道160引入的冷却气131进行冷却，冷却气131通过中心体150的后轮毂排出。电机130通过飞行器内部的蓄电池供电。
实施例2
实施例2与实施例1的实施方式基本一致，不同之处在于，二级风扇120的设计转速为3200rpm，电机130对应一级风扇110和二级风扇120的设计点的工作转速为3200rpm。由于一级风扇110、二级风扇120和电机130的转速相同，齿轮组件140的结构得到简化，电机130的转轴直接驱动二级风扇120，二级风扇120与一级风扇110之间通过齿轮进行传动，以使二级风扇120与一级风扇110的转动反向。电机130通过飞行器喷气发动机上的发电机驱动。
实施例3
实施例3与实施例1的实施方式基本一致，不同之处在于，电机130由飞行器内部的蓄电池和喷气发动机上的发电机共同驱动。
实施例4
如图1和图4、图5所示，在翼身融合飞行器后机体310安装了一个分布式推进系统300，分布式推进系统300内部共安装了10个电驱动对转风扇推进器。分布式推进系统300通过隔板将各个电驱动对转风扇推进器分开，隔板连接翼身融合飞行器后机体310和分布式推进系统外罩314，相邻隔板之间安装一个电驱动对转风扇推进器。电驱动对转风扇推进器，包括一级风扇110、二级风扇120、电机130、齿轮组件140、中心体150、外涵道160、支板170和机匣180。电驱动对转风扇推进器通过机匣180固定在分布式推进系统300内部。
机匣180的形状为环形，中心体150的形状为旋成体，中心体150通过支板170固定在机匣180内，机匣180的内表面和中心体150的外表面之间的流道构成外涵道160，外涵道160的前端面为进气端161，外涵道160的后端面为排气端162。齿轮组件140和电机130从前到后依次安装在中心体150内的中轴线上，齿轮组件140采用整体式齿轮箱，齿轮组件140的输入端143连接至电机130的转轴。一级风扇110和二级风扇120依次安装在中心体150的前部，一级风扇110与齿轮组件140的第一输出端141相连，二级风扇120与齿轮组件140的第二输出端142相连。中心体150、机匣180、一级风扇110和二级风扇120共轴，中轴线重合为中心轴线190。一级风扇110和二级风扇120绕中心轴线190转动，转动方向相反，一级风扇110和二级风扇120均无静子叶片。电驱动对转风扇推进器的进气端161与s弯进气道313相连，排气端162与二元喷管312相连。s弯进气道313会吸入机体边界层311。二元喷管312包含圆转方过渡段和二元喷管段两个部件。
一级风扇110和二级风扇120的压比分别为1.2、1.2，总压比为1.44，一级风扇110和二级风扇120在设计点的转速分别为3200rpm、3200rpm，一级风扇110和二级风扇120的轮毂比分别为0.32、0.35。电机130为超导电机，对应一级风扇110和二级风扇120的设计点的工作转速为5000rpm，通过从机体引入的冷却液132进行冷却，冷却液132是来自飞行器上制冷机的制冷剂，冷却液132从支架170中进入和排出。电机130通过飞行器内部的蓄电池供电。
实施例5
实施例5与实施例4的实施方式基本一致，不同之处在于，分布式推进系统300内部安装了8个本发明的电驱动对转风扇推进器。电机130通过飞行器喷气发动机上的发电机驱动。
实施例6
实施例与实施例5的实施方式基本一致，不同之处在于，一级风扇110和二级风扇120的压比分别为1.22、1.2，总压比为1.464，一级风扇110和二级风扇120在设计点的转速分别为3200rpm、3100rpm，一级风扇110和二级风扇120的轮毂比分别为0.30、0.33。电机130对应一级风扇110和二级风扇120的设计点的工作转速为3200rpm，冷却液132是飞行器喷气发动机使用的低温燃料（液氢）。
本发明不局限于上述具体实施方式，所属技术领域的技术人员从上述构思出发，不经过创造性的劳动，所作出的种种变换，均落在本发明的保护范围之内。