48~0. 5倍，弧长与第二旋转片4的 弧长相等。在该切割片的后端固接有一圆弧片，该圆弧片的几何尺寸与所述第二旋转片上 的凹面的几何尺寸完全一致，使得该圆弧片与第二旋转片4贴合时保证内表面的光滑。该 圆弧片与所述切割片结合为阻塞片。
[0011] 所述固定在涵道筒体上的两个旋转驱动轴和两个旋转支承轴中位于同侧的旋转 驱动轴和旋转支承轴的轴心重合。两个旋转驱动轴轴心间的距离等于各自轴心到涵道筒 体尾部的距离的两倍。通过旋转驱动轴和旋转支承轴将所述第一旋转片和第二旋转片分别 与涵道筒体连接，并实现各旋转片的径向旋转。
[0012] 所述多级液压作动筒安装在涵道筒体内，通过所述多级液压作动筒实现所述阻塞 片的前后运动，当多级液压作动筒的作动杆伸出时，所述阻塞片沿涵道筒体上的滑槽向该 涵道筒体的后端移动，并与旋转后的第二旋转片的内表面贴合，从而实现对涵道内气流的 封堵；当多级液压作动筒的作动杆收回时，所述阻塞片沿涵道筒体上的滑槽向该涵道筒体 的前端移动并恢复原位后，通过所述圆弧片与回位后的第二旋转片上的凹面贴合，以保证 涵道筒体内表面的光滑平整。
[0013] 所述滑槽位于涵道筒体与阻塞片结合部；位于阻塞片两侧边上的凸台与所述的滑 槽相配合。
[0014] 本发明的气流偏转机构不再额外增加部件，而是直接取自涵道体的一部分。该系 统安装于旋翼/机翼变换式飞机的尾部。在飞机垂直起降或悬停时，打开气流偏转机构使 涵道风扇排出的气流改变方向，从而改变系统推力的方向，为飞机尾部提供很大的侧向力 来平衡主旋翼的反扭矩，且剩余的前向推力非常小，适合飞机垂直起降和悬停；在飞机高速 前飞时收起气流偏转机构，使涵道风扇系统为飞机提供足够的推力且不产生附加的阻力， 从而提高飞机的飞行速度。
[0015] 本发明结合了航空发动机的反推力装置。飞机经过几十年的发展，其飞行速度不 断提高，飞行速度的提高和机翼载荷的增加又必然使飞机起飞和着陆滑跑距离增加。为了 缩短着陆滑跑距离，50年代出现了一种新装置一一发动机反推力装置（Thrust Reverses 简称TR)。机械式的航空发动机反推力装置按结构形式可分为斗形折流板反推力器、格栅式 反推力器、瓣式转动折流门反推力器。
[0016] 斗形折流板反推力器的工作原理是使发动机向后喷出的高速气体在折流机构的 作用下从两侧斜向前喷出，使气体产生向前的速度分量，从而对发动机本身产生向后的反 推力，以此来对飞机减速。然而对于涵道风扇矢量推进系统而言，主要是尽可能使气流大角 度偏向一侧以使推力尽可能转变为侧向力来平衡复合式飞机主旋翼的反扭矩，因而航空发 动机反推力装置在涵道风扇矢量推进系统中并不能使用。
[0017] 本发明结合了航空发动机反推力装置气流偏折机构的结构特点，尤其是上述提到 的斗形折流板反推器，使得涵道风扇矢量推进系统的尾部偏转气流的机构部件不再额外 添加操纵舵面或其他装置，而是直接取自涵道体本身的一部分，在旋翼/机翼变换式飞机 垂直起降和悬停时，气流偏转部件打开，完成气流的偏转，从而改变涵道风扇系统推力的方 向来平衡飞机主旋翼的反扭矩；而在旋翼/机翼变换式飞行器高速飞行时气流偏转装置收 起，重新与涵道筒体部分组合为一个整体，涵道风扇矢量推进系统提供飞机前飞的推力，由 于没有额外的部件存在，从而有效减小了该系统的气动阻力。
[0018] 本发明中的气流偏转机构由第一旋转片、第二旋转片、阻塞片、减速电机、旋转驱 动轴和旋转支承轴组成。第一旋转片、第二旋转片和阻塞片均是涵道体的组成部件，与涵道 筒体部分共同组成一个完整的涵道。在涵道筒体一侧内开有滑槽。阻塞片上下两侧有凸台， 可与涵道筒体内的滑槽装配。在减速电机的驱动下，旋转驱动轴旋转，从而带动所述第一旋 转片、第二旋转片转动至预期的位置。阻塞片可在多级液压作动筒的驱动下，沿涵道筒体内 的滑槽前后运动。阻塞片的作用是防止气流从涵道右侧流出，配合第一旋转片和第二旋转 片，使气流从第一旋转片旋转后留出的空荡部分流出，从而使整个系统受到与气流相反方 向的侧向力。本发明中第一旋转片的面积大于第二旋转片，理由是第二旋转片保证旋转后 配合阻塞片能封堵涵道尾部即可，第一旋转片不仅要在旋转后封住涵道尾部，还要为偏转 后的气流留出足够的空间，使气流充分流出而不要因流出面积不足而发生阻塞。在收起气 流偏转机构时，可按相同的方法，相反的方向实现，收起后涵道筒体、第一旋转片、第二旋转 片、阻塞片重新装配成一个完整的涵道。
[0019] 现有技术相比，本发明取得的有益效果为：
[0020] 1、本发明设计的涵道风扇矢量推进系统结构简单、紧凑，操纵方便，无附加组件， 重量更轻。
[0021] 2、本发明设计的涵道风扇矢量推进系统在旋翼/机翼变换式飞机高速飞行时，气 流偏转装置收起，涵道风扇系统为飞机提供足够的前向推力，且没有额外部件产生不必要 的气动阻力。
[0022] 3、本发明设计的涵道风扇矢量推进系统在旋翼/机翼变换式飞机垂直起降和悬 停时，气流偏转机构打开，可大幅度改变涵道风扇的推力方向，为飞机提供足够大的侧向力 来平衡主旋翼的反扭矩，而使飞机轴线方向的剩余推力尽可能小，更适合该类飞机垂直起 降和悬停。
[0023] 4、本发明设计的涵道风扇矢量推进系统与其他类似形式的系统相比，消耗的功率 更低。
[0024] 对上述提到的有益效果，本发明前期已对相关涵道风扇矢量推进系统结构进行了 试验研究和CFD数值模拟。发明人对尾部为操纵舵面的涵道风扇矢量推进系统（类似于 Piasecki 16H Pathfinder复合式高速直升机采用的结构形式）进行了地面试验研究，并 进行了相关的CFD数值模拟，数值模拟的结果与试验结果吻合良好。之后，利用相同的数值 模拟方法，对带变向环的涵道风扇矢量推进系统以及本发明结构形式的气动特性进行了数 值模拟，并进行了对比。
[0025] 对于来流速度为零的情况，在涵道螺旋桨桨距和转速相同的条件下，分别比较了 三种结构形式所能产生的轴向推力、侧向力及消耗的功率（以系数形式给出），其中操纵舵 面形式的结构以竖直舵面偏转40°的情况给出，因为该状态下可得到该系统最大的侧向 力；带变向环的涵道风扇矢量推进系统的结构形式与X-49复合直升机采用的结构形式类 似。
[0026] 表不同形式VTDP的轴向力、侧向力及功率比较
[0028] 上表中所述本发明式VTDP的偏角指第一旋转片的偏转角。
[0029] 通过以上比较可以看出，在来流速度为零的情况下，本发明的涵道风扇矢量推进 系统相比于其他形式，具有侧向力大，轴向推力小，消耗功率低等优点，更适合用于旋翼/ 机翼变换式飞机，以适应其不同的飞行模式。
【附图说明】
[0030] 图1是本发明的结构示意图。
[0031] 图2是图1的后视图。
[0032] 图3是图2在旋转片切割边所在平面的剖视图A-A。
[0033] 图4是本发明在气流偏转机构收起时的不意图；其中：图4a是左视图，图4b是图 4a中B部位的局部放大图，图4c是图4a中C部位的局部放大图，
[0034] 图5是本发明在气流偏转机构打开，第一旋转片偏转90°，第二旋转片偏转90° 时的前