分布式推进系统的制作方法

本发明涉及一种航空推进系统，具体是一种分布式推进系统。

背景技术：

经济性是运输机要考虑的关键因素，同时，随着环境问题的不断凸显，人们对降低碳排放也提出了越来越苛刻的要求。这都要求提高现有运输机动力(涡扇发动机)的效率。提高涡扇发动机效率的有效措施之一是采用更高的涵道比，以获得高的推进效率。目前的民用涡扇发动机涵道比已经接近10，但由于结构和部件匹配的限制很难进一步提高。分布式推进系统突破了传统涡扇发动机的结构和部件匹配限制，因而可以获得更高的涵道比。同时分布式推进系统也更适合作为未来翼身融合飞行器的动力。

英国罗罗公司于2012-2013年获得了多项“分布式推进系统及其控制方法”的发明专利，专利号：EP2581308A2、US2013/0094963 A1、US9376213B2。该发明采用翼下安装的两台涡轮发动机驱动发动机发电，然后将电力传输到分布于机翼上、翼尖或者机身后部两侧的推进器上，由电机带动推进器产生推力。罗罗公司还于2014年申请了一项类似的中国专利，专利号：CN 104670503 A。

美国联合技术公司于2015年获得了名为“对转开式转子分布式推进系统”的发明专利，专利号：EP2930114A1、US 2015/0284071 A1。该发明的思路是利用位于机身尾部的燃气发生器驱动动力涡轮运转，动力涡轮通过主减速器和次减速器间接驱动位于后机身两侧的对转开式转子产生推力。

美国联合技术公司在公开号为US 2008/0098719 A1的发明创造中提出了一种飞机推进系统。该系统中，单个燃气发生器驱动低压涡轮，低压涡轮通过两级减速器间接地驱动机身两侧的多个风扇。风扇压缩后的气流则分为两股，一股通过涵道从飞机尾部排出，另一股被压气机吸入，参与燃气发生器的热力循环。

空客公司在公开号为CN 104229144A中公开了一种带有电力装置的飞行器的发明创造。该发明实质上为一种基于电能的分布式推进系统。由电能发生器产生电能，然后通过供电装置将电能分配到位于机身两侧的推进装置中以驱动其产生推力。为了解决电能发生器输出功率与推进器需求功率不匹配的问题，该系统中还配备了储能装置和混合动力系统。

公开号为CN 104973234A的发明创造中提出了一种采用分布式电动涵道风扇襟翼增升系统的飞行器。其内涵为采用动力源驱动位于机翼上的多个涵道风扇以及位于机身后部的升力风扇系统。文中并未指出采用何种动力源。

目前还没有关于分布式推进系统的学位论文与学术论文。

分布式推进系统的本质是将集中的能量源发生器产生的能量，分配给多个分布式的推进器，这伴随着能量的分配与传输。根据能量分配传输方式，可将现有的分布式推进系统分为两类：一类是基于电力驱动(专利：EP2581308A2、US2013/0094963 A1、US9376213B2、CN 104670503 A、CN 104229144 A、CN 104973234 A)，另一类是基于机械传动(专利：EP2930114A1、US 2015/0284071 A1、US 2008/0098719 A1)。在这两种系统中，燃气涡轮发动机产生的高温高压燃气被用于发电或驱动涡轮产生轴功，随后电能和轴功再驱动推进器运转产生推力。这两种系统在实现过程中仍存在一些技术上的困难。基于电力分配的分布式推进系统的技术难题是高密度储能设备和超大功率电动机的研制。而基于机械传动的分布式推进系统的问题在于其并未完全摆脱燃气发生器与推进器的机械约束，受限于机械传动装置的结构和重量等因素，推进器分布的距离有限，不利于在飞行器上的布局。

技术实现要素：

为克服现有技术中存在的基于电力分配时现有的储能设备和电动机功率不能满足需求；基于机械传动时，机械传动机构复杂、重量大，不利于在飞行器上的布局的不足，本发明提出了一种分布式推进系统。

本发明包括涡轮发动机核心机、高效工质传输装置、高能工质采集装置和分布式推进器。所述高能工质采集装置的集气装置的输入端与涡轮发动机核心机的核心机压气机的输出端连通；所述高能工质采集装置的输出端与高效工质传输装置的进口连通。所述高效工质传输装置中的传输分管的输出端分别与各分布式推进器的推进器涡轮蜗壳的输入端连通；该传输分管的输入端与所述高效工质传输装置中的传输总管连通。6个分布式推进器均布在所述涡轮发动机核心机两侧。

所述涡轮发动机核心机为单转子燃气涡轮喷气发动机或双转子涡轮喷气发动机；所述的分布式推进器为推进器涡轮驱动的涵道风扇或推进器涡轮驱动的螺旋桨。

所述的集气装置包括四个导气管、集气环和四个导气管调节阀。所述的集气环壳体的同一侧表面均布有四个导气管连接孔，四个导气管的输入端分别安装在各导气管连接孔上。所述四个导气管调节阀分别安装在各导气管的输出端。所述集气环壳体的表面为弧形，并且该弧形集气环壳体的开口位于集气环壳体的内侧，使其横截面呈“U”形。将所述压气机外机匣切分为两段；将所述集气环开口处两侧壁分别与切分为两段的压气机外机匣固连，使所述集气环与压气机外机匣共同形成了压气机出口气流外环通道。所述的燃气涡轮发动机核心机上的核心机压气机有两个环形出口，分别为内环形出口和外环形出口；所述的外环形出口与压气机出口气流外环通道的输入端连通；所述内环形出口与核心机燃烧室的输入端连通。

装配时，将集气环壳体上的四个导气管的输出端分别与分布在涡轮后机匣内的四个尾气回热装置的输入端连通，通过各导气管将压气机出口气流外环通道的气流传输至各尾气回热装置内。所述4个尾气回热装置均分为两组，各组尾气回热装置的输出端通过热空气导管分别与位于所述涡轮发动机核心机两侧的传输总管连通。

所述尾气回热装置周向均匀地安装在涡轮后机匣内侧，该尾气回热装置的轴线与所述涡轮发动机核心机的轴线之间的夹角α＝0°～90°。

所述传输总管有两根，分别位于所述涡轮发动机核心机两侧。一组U型管束回热器的输出端接通热空气导管，通过三通接头分别与各传输总管的输入端连通。在所述各传输总管上分布有三个气流输出端，在各气流输出端上分别连接有传输分管。所述传输分管的输出端分别与各分布式推进器的推进器涡轮蜗壳的输入端连通。

所述传输分管的输入端穿过所述分布式推进器支板上的过孔，与推进器涡轮蜗壳的输入端相连。推进器涡轮蜗壳为环型，包裹在推进器涡轮的周围，其输出端均布于推进器涡轮蜗壳的内侧，并与离心式推进器涡轮的输入端相连。

当分布式推进器为推进器涡轮驱动的涵道风扇时，所述的涵道风扇包括风扇、涵道风扇机匣、齿轮减速器、推进器涡轮轴、推进器涡轮蜗壳、推进器涡轮、分布式推进器内机匣和分布式推进器支板。4个分布式推进器支板均布在涵道风扇机匣与分布式推进器内机匣之间，使所述分布式推进器支板的一端固定在涵道风扇机匣的内表面，另一端固定在所述分布式推进器内机匣的外表面。所述推进器涡轮轴位于分布式推进器内机匣内，两端均通过轴承安装在分布式推进器内支架上；所述的支架分布式推进器内支架固定在所述分布式推进器内机匣的内表面；所述推进器涡轮轴的中心线与所述分布式推进器内机匣的中心线重合。

当所述燃气涡轮发动机核心机采用双转子涡轮喷气发动机时，该涡轮发动机核心机的高压压气机的输出端与高能工质采集装置的集气装置的输入端连通；所述高能工质采集装置的输出端与高效工质传输装置的进口连通。

当所述的分布式推进器为推进器涡轮驱动的螺旋桨时，螺旋桨推动气流向后运动，产生拉力。

本发明与现有分布式推进系统的本质区别是，采用工质传输的方式来实现分布式推进系统中能量的分配与传输，即直接将能量源产生的高能工质传输到分布式的推进器中以驱动推进器运转。基于工质传输的分布式推进系统一方面可克服基于电力分配的分布式推进系统对高能量密度储能设备和超大功率电机的依赖，提升分布式推进系统的可实现性；另一方面可摆脱基于机械传动的分布式推进系统中燃气发生器与推进器之间的机械约束，突破传统涡扇发动机和传统分布式动力的涵道比极限，并实现回热式设计，提高推进效率。

本发明使用了现有的蜗壳技术与U型管束回热器技术。蜗壳是向心涡轮外包裹的一个空壳，内有导流叶片，用于将外部的气流收集，并且导入向心涡轮中，推动向心涡轮做功。蜗壳是航空涡轮发动机常用的一种结构，在涡轮增压器也得到了广泛使用。

回热器是间冷回热涡轮发动机中的一个核心部件，压气机输出端气流与涡轮输出端燃气通过回热器进行热交换，有效利用了涡轮输出端燃气余热，提高了压气机输出端气流的做功能力。U型管束回热器就是间冷回热涡轮发动机使用的回热器的一种，其主要结构是集气管和集气管两侧的数组U型管，换热气流从进气集气管进入，通过对置的双U型管流入出气集气管，较热的涡轮输出端燃气以一定来流攻角掠过换热器，从而达到换热的目的。

本发明中，基于工质传输的分布式推进系统包含燃气涡轮发动机核心机、高能工质采集装置、高效工质传输装置以及分布式推进器。其工作方式是燃气涡轮发动机核心机通过其内部的热力循环产生高能的工质。高能工质采集装置安装于燃气涡轮发动机核心机上，并将其产生的多余高能工质收集起来。高能工质采集装置的输出端与高效工质传输装置相连，高能工质通过高效工质传输装置传输给分布式的推进器。在分布式推进器中用高能工质的能量驱动推进器产生推力。

燃气涡轮发动机核心机为单转子或双转子燃气涡轮喷气发动机；通过其内部的布莱顿循环产生高能工质。高能工质为核心机压气机后引出的压缩空气，可以在涡轮输出端进行回热，进一步提升工质的内能。

高能工质采集装置包含至少一个集气装置、至少一套传输管路和至少一个尾气回热装置。每个燃气涡轮发动机核心机上至少安装一套集气装置。集气装置的输入端与燃气涡轮发动机核心机的压缩部件输出端连通，将燃气涡轮发动机核心机产生的多余高能工质收集起来。集气装置输出端与传输管路输入端连通，工质通过传输管路被传输到至少一个尾气回热装置中。传输管路输出端与尾气回热装置的输入端连通，压缩空气在尾气回热装置中与尾气进行换热。尾气回热装置的输出端与高效工质运输装置的输入端相连通。

高效工质传输装置为高热阻、低阻力工质输送管道，其作用为将高能的工质传输到分布式推进器当中。高效工质传输装置包含至少一路传输总管和多路传输分管。传输总管的输入端(亦即高效工质传输装置的输入端)与工质采集装置的输出端相连，传输总管的输出端则为并联的多路传输分管。传输分管的输入端与传输总管相连；传输分管的输出端则连接分布式推进器。每个分布式推进器对应至少一路传输分管。传输总管和传输分管由耐高温高压且热阻较高的材料制成，管道内部拐角处设有导流装置，以减小流动损失。

分布式推进器的作用是将高能工质的能量转化为飞行器的推进功，其实现方式包含但不限于由涡轮驱动的齿轮传动风扇系统，例如涡轮驱动的齿轮传动螺旋桨系统。对于采用推进器涡轮驱动的齿轮传动风扇系统，高能工质依次通过高效工质传输装置的传输总管与传输分管进入推进器涡轮，并驱动其运转。推进器涡轮通过齿轮减速器驱动风扇运转，产生推力。

与现有技术相比，本发明能够进一步提升现有运输机动力系统的效率，减少碳排放，节能环保，同时，提升分布式推进系统的可实现性。具体分析如下：

采用工质传输的方式替代电能和机械能的传输，减少了能量转换的次数，可达到更高的系统效率和更低的耗油率。

摆脱了现有分布式推进系统存在的机械结构、电能储备和超大功率等技术的限制，可实现更大涵道比，从而获得更高的效率和更低的耗油率。

本发明中涉及的工质发生装置、工质采集装置和工质传输装置均有目前已实用技术可供选用，基础技术的技术成熟度高，只需针对本系统进行适应性改进改型即可，从而提高了整个系统的可实现性。

目前，民用大涵道比涡扇发动机的涵道比接近10，未来可能达到的极限为10～15。针对上述实例建立了气动热力计算模型，分析了主要的设计参数对推进系统涵道比和耗油率的影响。对基于工质的分布式推进系统气动热力计算结果表明，在现有技术水平下，本发明的涵道比有望达到20～25以上，而耗油率比目前最常见的CFM56发动机(涵道比约为6.0，起飞耗油率约为0.37kg/kgf/h)耗油率下降40％～50％。

附图说明

图1是本发明的结构示意图；

图2是实施例1的结构示意图；

图3是实施例1中燃气涡轮发动机核心机的结构示意图；

图4是实施例2中燃气涡轮发动机核心机的结构示意图；

图5是燃气涡轮发动机核心机集气环的结构示意图；其中5a是集气环的轴测图，5b是主视图，5c是5b的局部放大图；

图6是U型管束回热器的结构示意图；其中6a是主视图，6b是侧视图，6c是俯视图；

图7是实施例1中分布式推进器的结构示意图；其中7a是主视图，7b是侧视图，7c是俯视图；

图8是实施例3中分布式推进器的结构示意图；其中8a是主视图，8b是侧视图，8c是俯视图；

图9是分布式推进系统在飞行器上的布局；其中9a是主视图，9b是俯视图。图中：

1.分布式推进器内支架；2.高能工质采集装置；3.集气装置；4.传输管路；5.尾气回热装置；6.高压压气机；7.高效工质传输装置；8.传输总管；9.高压涡轮；10.传输分管；11.高压涡轮轴；12.分布式推进器；13.导流装置；14.燃气涡轮发动机核心机；15.核心机压气机；16.核心机燃烧室；17.核心机涡轮；18.核心机喷管；19.推进器涡轮；20.齿轮减速器；21.风扇；22.螺旋桨；23.推进器外涵喷管；24.分布式推进系统；25.翼身融合飞行器；26.推进舱；27.分布式推进器支板；28.推进器内涵喷管；29.分布式推进器内机匣；30.导气管；31.压气机外机匣；32.涡轮后机匣；33.集气环；34.U型管束回热器；35.回热器输入端；36.回热器输出端；37.U型换热管；38.U型换热管输出端；39.热燃气输入端；40.热燃气输出端；41.冷来流总管；42.热回流总管；43.热空气导管；44.U型换热管输入端；45.推进器涡轮蜗壳；46.推进器涡轮轴；47.涵道风扇机匣；48.导气管调节阀；49轴承；50.低压压气机；51.低压涡轮；52.低压涡轮轴

具体实施方式

实施例1

本实施例是一种基于工质传输的分布式推进系统。

本实施例包括涡轮发动机核心机14、高效工质传输装置7、高能工质采集装置2和分布式推进器12。所述高能工质采集装置2的集气装置3的输入端与涡轮发动机核心机的核心机压气机15的输出端连通；所述高能工质采集装置2的输出端与高效工质传输装置7的进口连通。所述高效工质传输装置7中的传输分管10的输出端分别与各分布式推进器12的推进器涡轮蜗壳45的输入端连通；该传输分管10的输入端与所述高效工质传输装置7中的传输总管8连通。本实施例中，所述分布式推进器12有六个；六个分布式推进器12均布在所述涡轮发动机核心机14两侧。本实施例中，所述涡轮发动机核心机14为一台单转子燃气涡轮喷气发动机。

所述的集气装置3包括四个导气管30、集气环33和四个导气管调节阀48。所示的集气环33为环形壳体，在该集气环33壳体的同一侧表面均布有四个导气管连接孔，四个导气管30的输入端分别安装在各导气管连接孔上。所述四个导气管调节阀48分别安装在各导气管30的输出端。所述集气环33壳体的表面为弧形，并且该弧形集气环33壳体的开口位于集气环33壳体的内侧，使其横截面呈“U”形。将所述压气机外机匣31切分为两段；将所述集气环33开口处两侧壁分别与切分为两段的压气机外机匣31固连，使所述集气环33与压气机外机匣31共同形成了压气机出口气流外环通道。所述的燃气涡轮发动机核心机14上的核心机压气机15有两个环形出口，分别为内环形出口和外环形出口；所述的外环形出口与压气机出口气流外环通道的输入端连通；所述内环形出口与核心机燃烧室16的输入端连通。

装配时，将集气环33壳体上的四个导气管30的输出端分别与分布在涡轮后机匣32内的四个尾气回热装置5的输入端连通，通过各导气管30将压气机出口气流外环通道的气流传输至各尾气回热装置5内。所述4个尾气回热装置均分为两组，各组尾气回热装置的输出端通过热空气导管43分别与位于所述涡轮发动机核心机14两侧的传输总管8连通。

所述尾气回热装置5周向均匀地安装在涡轮后机匣32内侧，该尾气回热装置的轴线与所述涡轮发动机核心机14的轴线之间的夹角α＝0°～90°。

本实施例中，所述尾气回热装置5为U型管束回热器34。所述回热器进口35与冷来流总管41连接。多路U型换热管37并联在冷来流总管41侧壁上。气流通过冷来流总管41壁面上的U型换热管输入端44进入U型换热管37。U型换热管37热燃气从U型换热管37外侧的缝隙间流过，通过管壁与U型换热管37内部的压缩空气换热。换热后的热空气从U型换热管输出端38被收集到热回流总管42，并经由热回流总管42到达回热器输出端36。每个回热器输出端36分别与一路热空气导管43相连。热空气导管43的输出端与高效工质传输装置7的传输总管8相连。换热后的高温高压空气通过热空气导管43进入传输总管8。

所述传输总管8有两根，分别位于所述涡轮发动机核心机14两侧。一组U型管束回热器34的输出端接通热空气导管43，通过三通接头分别与各传输总管的输入端连通。

在所述各传输总管8上分布有三个气流输出端，在各气流输出端上分别连接有传输分管10。所述传输分管10的输出端分别与各分布式推进器12的推进器涡轮蜗壳45的输入端连通。

所述分布式推进器12采用推进器涡轮19驱动风扇21。

当分布式推进器为推进器涡轮驱动的涵道风扇时，所述的涵道风扇包括风扇21、涵道风扇机匣47、齿轮减速器20、推进器涡轮轴46、推进器涡轮蜗壳45、推进器涡轮19、分布式推进器内机匣29和分布式推进器支板27。所述分布式推进器支板27有4个，并均布在涵道风扇机匣47与分布式推进器内机匣29之间，使所述分布式推进器支板27的一端固定在涵道风扇机匣47的内表面，另一端固定在所述分布式推进器内机匣29的外表面。所述推进器涡轮轴46位于分布式推进器内机匣29内，两端均通过轴承49安装在分布式推进器内支架1上；所述的支架分布式推进器内支架1固定在所述分布式推进器内机匣29的内表面；所述推进器涡轮轴46的中心线与所述分布式推进器内机匣29的中心线重合。

所述齿轮减速器20套装在所述推进器涡轮轴46的前端；所述推进器涡轮19套装在所述推进器涡轮轴46的后端。

所述的齿轮减速器20为行星齿轮减速器；行星齿轮减速器的太阳轮套装在所述推进器涡轮轴46的前端；风扇21套装在行星齿轮减速器的外齿圈上。

所述传输分管10的输入端穿过所述分布式推进器支板27上的过孔，与推进器涡轮蜗壳45的输入端相连。推进器涡轮蜗壳45为环型，包裹在推进器涡轮19的周围，其输出端均布于推进器涡轮蜗壳45的内侧，并与离心式推进器涡轮19的输入端相连。

推进器涡轮19将高温高压空气的内能转化为轴功，并通过推进器涡轮轴46和齿轮减速器20驱动风扇21运转。通过齿轮减速器20可实现风扇21与推进器涡轮19转速的最佳匹配。风扇21将来流空气吸入涵道风扇机匣47并进行压缩。随后，压缩空气在推进器外涵喷管23中膨胀加速排出产生主要推力。

本实施例的工作方式：

燃气涡轮发动机核心机14利用其内发生的布莱顿循环产生高能工质。核心机压气机15将来流空气吸入并进行压缩。被压缩的空气在核心机压气机15输出端处分为两股，一股气流由集气环33的输入端进入集气环33，另一股气流进入核心机燃烧室16中与燃料进行掺混燃烧，形成高温高压的燃气。燃气在核心机涡轮17中膨胀做功，并推动核心机压气机15运转。核心机涡轮17后的高温高压燃气继续经过尾气回热装置5与压缩空气进行换热。燃气由核心机喷管18排出，产生少量推力。

集气环33收集的空气通过导气管30传输至U型管束回热器34的进口，并进入冷来流总管41。气流通过冷来流总管41壁面上的U型换热管输入端44进入U型换热管37。热燃气从U型换热管37外侧的缝隙间流过，通过管壁与U型换热管37内部的压缩空气换热。换热后的热空气从U型换热管输出端38被收集到热回流总管42，并经由热回流总管42到达回热器输出端36。每个回热器输出端36分别与一路热空气导管43相连。热空气导管43将换热后的高温高压空气通过热空气导管43进入传输总管8。

高温高压的压缩空气从传输总管8中通过导气管调节阀48调节逐级进入传输分管10中，并最终到达多个分布式推进器12中。

高温高压的空气经过传输分管10进入推进器涡轮蜗壳45。推进器涡轮蜗壳45将高温高压空气导入推进器涡轮19。推进器涡轮19将高温高压空气的膨胀功转化为轴功，并通过推进器涡轮轴46和齿轮减速器20驱动风扇21运转。通过齿轮减速器20可实现风扇21与推进器涡轮19转速的最佳匹配。风扇21将来流空气吸入涵道风扇机匣47并进行压缩。随后，压缩空气在推进器外涵喷管23中膨胀加速排出产生主要推力。

图9展示了上述分布式推进系统24实例在翼身融合飞行器25上的布局。分布式推进系统24位于翼身融合飞行器25尾部上侧的推进舱26中。单个燃气涡轮发动机核心机14位于翼身融合飞行器25机身中线上，6个齿轮传动风扇系统22对称布置在燃气涡轮发动机核心机14左右两侧。这样的安装方式使发动机可以利用流过翼身融合飞行器25表面的低速附面层，提高推进效率。

实施例2

本实施例是一种基于工质传输的分布式推进系统。

实施例2与实施例1的不同之处在于，实施例2中的燃气涡轮发动机核心机14为双转子涡轮喷气发动机。其余各部件均与实施例1相同。

本实施例包括涡轮发动机核心机14、高效工质传输装置7、高能工质采集装置2和分布式推进器12。所述高能工质采集装置2的集气装置3的输入端与涡轮发动机核心机的高压压气机6的输出端连通；所述高能工质采集装置2的输出端与高效工质传输装置的进口连通。所述高效工质传输装置7中的传输分管10的输出端分别与各分布式推进器12的推进器涡轮蜗壳45的输入端连通；该传输分管10的输入端与所述高效工质传输装置7中的传输总管8连通。本实施例中，所述分布式推进器12有六个；六个分布式推进器12均布在所述涡轮发动机核心机14两侧。本实施例中，所述涡轮发动机核心机14为一台双转子燃气涡轮喷气发动机。

将所述集气环33的开口处两侧壁分别与切分为两段的压气机外机匣31固连，使所述集气环33与压气机外机匣31共同形成了高压压气机出口气流外环通道。所述的燃气涡轮发动机核心机14上的高压压气机6有两个环形出口，分别为内环形出口和外环形出口；所述的外环形出口与高压压气机出口气流外环通道的输入端连通；所述内环形出口与核心机燃烧室16的输入端连通。

装配时，将集气环33壳体上的四个导气管30的输出端分别与分布在涡轮后机匣32内的四个尾气回热装置5的输入端连通，通过各导气管30将高压压气机出口气流外环通道的气流传输至各尾气回热装置5内。所述4个尾气回热装置均分为两组，各组尾气回热装置的输出端通过热空气导管43分别与位于所述涡轮发动机核心机14两侧的传输总管8连通。

实施例3

本实施例是一种基于工质传输的分布式推进系统。

实施例3与实施例1的不同在于，实施例3中的采用螺旋桨22替换了实施例1中的风扇21。其余各部件均与实施例1相同。

本实施例包括涡轮发动机核心机14、高效工质传输装置7、高能工质采集装置2和分布式推进器12。所述高能工质采集装置2的集气装置3的输入端与涡轮发动机核心机的高压压气机6的输出端连通；所述高能工质采集装置2的输出端与高效工质传输装置的进口连通。所述高效工质传输装置7中的传输分管10的输出端分别与各分布式推进器12的推进器涡轮蜗壳45的输入端连通；该传输分管10的输入端与所述高效工质传输装置7中的传输总管8连通。本实施例中，所述分布式推进器12有六个；六个分布式推进器12均布在所述涡轮发动机核心机14两侧。

在所述各传输总管8上分布有三个气流输出端，在各气流输出端上分别连接有传输分管10。所述传输分管10的输出端分别与各分布式推进器12的推进器涡轮蜗壳45的输入端连通。

所述分布式推进器12采用推进器涡轮19驱动螺旋桨22。

所述分布式推进器包括螺旋桨22、齿轮减速器20、推进器涡轮轴46、推进器涡轮蜗壳45、推进器涡轮19和分布式推进器内机匣29。所述推进器涡轮轴46位于分布式推进器内机匣29内，两端均通过轴承49安装在分布式推进器内支架1上；所述的支架分布式推进器内支架1固定在所述分布式推进器内机匣29的内表面；所述推进器涡轮轴46的中心线与所述分布式推进器内机匣29的中心线重合。

所述齿轮减速器20套装在所述推进器涡轮轴46的前端；所述推进器涡轮19套装在所述推进器涡轮轴46的后端。

所述的齿轮减速器20为行星齿轮减速器；行星齿轮减速器的太阳轮套装在所述推进器涡轮轴46的前端；螺旋桨22套装在行星齿轮减速器的外齿圈上。

所述传输分管10的输出端与推进器涡轮蜗壳45的输入端相连。推进器涡轮蜗壳45为环型，包裹在推进器涡轮19的周围，其输出端均布于推进器涡轮蜗壳45的内侧，并与离心式推进器涡轮19的输入端相连。

推进器涡轮19将高温高压空气的内能转化为轴功，并通过推进器涡轮轴46和齿轮减速器20驱动螺旋桨22运转。通过齿轮减速器20可实现螺旋桨22与推进器涡轮19转速的最佳匹配。螺旋桨22推动气流向后运动，产生拉力。