本发明属于航空发动机结构设计领域，具体涉及一种分布式的航空推进系统。
背景技术：
在航空发动机设计中，一般通过提高涵道比来提高推进效率。现有小涵道比发动机以及大涵道比发动机在核心机基本保持一致的情况下，通过低压部件的调整，比如增加低压涡轮级数、扩大风扇直径等措施，提高发动机涵道比，进而提高推进效率。但现有技术方案存在如下缺点：随着发动机涵道比的增加，其外廓尺寸相应增加，一方面因迎风面积的变大导致飞行阻力增加，无法满足未来客机高速飞行的需求；另一方面外廓尺寸的增加对发动机安装位置和方式的选取提出了更加严格的要求。此外，现有方案仅能实现推进效率的提升，功能单一有限。
技术实现要素：
本发明的目的在于提供一种航空推进系统，克服或减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
本发明的目的通过如下技术方案实现：一种航空推进系统，包括主发动机、轴、变速器以及涵道风扇，在该主发动机径向方向垂直相连轴，该轴另一端通过设置变速器以与涵道风扇相接，其中涵道风扇由传动轴、换向器、风扇轴以及风扇依次相接组成，该传动轴两端分别与变速器及换向器相连，并且换向器通过设置风扇轴连接风扇；轴从主发动机中提取功率，并通过变速器将功率传递给传动轴，传动轴通过换向器和风扇轴连接，风扇轴用于驱动风扇以实现主发动机对涵道风扇的驱动。
优选地是，所述传动轴与所述风扇轴两轴均平行所述主发动机设置，并且两轴共线布置，其中风扇轴与风扇垂直相接。
优选地是，所述主发动机其上连接的轴共设置两根、四根、六根或者八根，每根轴均通过一组所述变速器与一组所述涵道风扇相接，其中涵道风扇对称布置于主发动机两侧。
优选地是，每组所述变速器的变速级数为2级～5级。
优选地是，所述主发动机为具有动力涡轮的双轴涡喷发动机或小涵道比涡扇发动机。
优选地是，所述轴从所述主发动机的低压涡轮轴或动力涡轮轴提取功率，并在轴与主发动机接触的部分设置隔热装置。
本发明所提供的一种航空推进系统的有益效果在于，1)有效解决推进效率提升和推进系统迎风面积增加的矛盾；2)推进系统安装方式的选取更加灵活；3)除实现正向推进外，还可以实现减速，并可通过相应的控制使推进系统产生对飞机的控制力矩，代替一部分舵面实现对飞机飞行姿态的调控。
附图说明
图1为本发明航空推进系统的结构示意图。
附图标记：
1-主发动机、2.1-第一轴、3.1-第一变速器、4.1-第一传动轴、5.1-第一换向器、6.1-第一风扇轴、7.1-第一风扇、2.2-第二轴、3.2-第二变速器、4.2-第二传动轴、5.2-第二换向器、6.2-第二风扇轴、7.2-第二风扇。
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
下面结合附图对本发明的航空推进系统做进一步详细说明。
如图1所示，一种航空推进系统，包括主发动机1、轴、变速器以及涵道风扇，该主发动机1选择具有动力涡轮的双轴涡喷发动机或小涵道比涡扇发动机。在该主发动机1径向方向垂直相连轴，该轴另一端通过设置变速器以与涵道风扇相接，其中轴能够选择设置两根、四根、六根或者八根，每根轴均通过一组变速器与一组涵道风扇相接，其中涵道风扇选择对称布置于主发动机两侧，每组变速器的变速级数可选2级～5级。本实施例中的轴共设置两根(即第一轴2.1和第二轴2.2)，同时变速器与涵道风扇也均为两组(即第一涵道风扇和第二涵道风扇，第一变速器3.1和第二变速器3.2)。每组涵道风扇均由传动轴、换向器、风扇轴以及风扇依次相接组成(即第一涵道风扇由第一传动轴4.1、第一换向器5.1、第一风扇轴6.1以及第一风扇7.1依次相接组成；第二涵道风扇由第二传动轴4.2、第二换向器5.2、第二风扇轴6.2以及第二风扇7.2依次相接组成)，具体为传动轴两端分别与变速器及换向器相连，并且换向器通过设置风扇轴连接风扇，其中传动轴与风扇轴两轴均选择平行主发动机1设置，并且两轴选择共线布置，风扇轴与风扇亦采取垂直相接方式相连。
轴从主发动机1中的低压涡轮轴或动力涡轮轴提取功率，其中在轴与主发动机1接触的部分设置有隔热装置，通过变速器将功率传递给传动轴，传动轴通过换向器和风扇轴连接，风扇轴用于驱动风扇以实现主发动机1对涵道风扇的驱动。
本发明的航空推进系统能够实现以下功能：
1)主发动机1工作时，驱动第一风扇7.1和第二风扇7.2转动，产生正推力。
2)通过第一变速器3.1和第二变速器3.2，可使各自相连的风扇(7.1、7.2)转速不同，从而产生不同的推进力，实现对飞机飞行姿态的控制。
3)通过第一换向器5.1和第二换向器5.2，改变各自相连的风扇轴(6.1，6.2)的转向，从而改变与风扇轴相连的风扇(7.1，7.2)的转向，使之不产生正推力，同时风扇叶片产生阻流作用，实现整个推进系统正推力的降低，使飞机减速。
以上所述，仅为本发明的具体实施方式，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以所述权利要求的保护范围为准。