一种轮缘驱动太极涡扇叶片及应用

1.本发明涉及电力航空发动机推进器、电航发涡扇喷气机技术领域，具体地，涉及一种轮缘驱动太极涡扇叶片及应用。


背景技术：

2.不同于以往轴驱动涡扇叶片(涡扇航空发动机、电力风扇、螺旋桨)，轮缘驱动叶片不是固定在中心轴上、而是内嵌于转动环的内侧边缘。用于潜艇的内旋叶片只适用于水力移动，水力推动与空气风扇动力学不同(比如水比重比空气大的多，转速要低很多)；用于外螺旋桨的桨叶又是与风扇叶片不同(一个是为了大推力、一个是为了大吸气)；轴驱动涡扇(电风扇，商用航空发动机的涡扇)又都是轴驱动，形状已经早有定式。
3.经检索，公开号为cn202110409166.9的一种航空用的轮缘驱动式涵道推进器，其内置驱动风扇；公开号为cn202111102339.9的轮缘驱动的半浸式推进器，其也是内置驱动风扇。可见轮缘驱动叶片形态设计是一个技术空缺，且现有的轮缘驱动叶片形态未能形成吸气流量的最佳值。


技术实现要素：

4.针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种轮缘驱动太极涡扇叶片及应用。
5.根据本发明的一个方面，提供一种轮缘驱动太极涡扇叶片，包括：
6.太极叶片，所述太极叶片的一端设有一对朝向相反的大半圆，所述两个大半圆保持相切；另一端设有一对朝向相反的小半圆，每个所述小半圆分别对应一个所述大半圆并与之保持同心；相对应的所述大半圆与所述小半圆连接形成两个叶片扇面；所述两个叶片扇面相连且呈中心对称的s型。
7.优选地，所述太极叶片与平面之间的倾角为α；所述倾角α介于10
°
—45
°
之间。
8.优选地，所述倾角α满足关系式：
[0009][0010]
其中，h为所述太极叶片的高度，d为所述大半圆两端之间的距离的两倍，r为所述小半圆两端之间的距离的一半。
[0011]
优选地，所述大半圆和小半圆均为椭圆；所述椭圆的长径介于0与d/2之间；所述太极叶片的高度h介于d/100到d/2之间。
[0012]
优选地，所述太极叶片的两端向外扩出，形成用于嵌入旋转内环的连接件。
[0013]
优选地，沿着圆心重复所述太极叶片，重复次数不超过7次。
[0014]
根据本发明的第二个方面，提供一种轮缘驱动太极涡扇叶片的应用，包括三组轮缘驱动太极涡扇叶片，其罗列成一队排布，并保持朝向相同。
[0015]
优选地，以位于中间层的轮缘驱动太极涡扇叶片为基准，位于上层、下层的轮缘驱
动太极涡扇叶片的角度分别沿正、反时针方向转60
°
。
[0016]
优选地，三组轮缘驱动太极涡扇叶片间距介于d/100到d之间。
[0017]
优选地，还包括尾喷管，其一端为进气口，另一端为出气口；所述出气口的面积为所述进气口面积的二十分之一到二分之一之间；
[0018]
所述尾喷管的直径逐渐减小，向中心处尾缩，形成中心尾喷口；
[0019]
或,
[0020]
所述尾喷管包括圆锥形内壁和支撑架，所述圆锥形内壁在尾部用支撑架与外壁相连，尾喷气流沿着圆锥形内壁缩成尾喷环。
[0021]
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
[0022]
本发明提供的实施例一种轮缘驱动太极涡扇叶片，其调整现有技术中风扇的倾角和形态，形成太极叶片，优化太极叶片的各个设计参量，能够获得吸气流量的最佳值。
[0023]
本发明提供的实施例一种轮缘驱动太极涡扇叶片的应用，其设置三层太极叶片，转动时，太极叶片的扇面吸入迎面气流，前级的气流速度和导向倍后级叶片最佳导流接力并通过旋转力进一步加速推气，传给下一级叶片，进入涵道并由尾喷环高速喷出产生最优推动力。
附图说明
[0024]
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
[0025]
图1为本发明一实施例的一种轮缘驱动太极涡扇叶片的结构示意图；
[0026]
图2为本发明一实施例的一种轮缘驱动太极涡扇叶片的平面图；
[0027]
图3为本发明一实施例的一种轮缘驱动太极涡扇叶片的立体图；
[0028]
图4为本发明一实施例的一种轮缘驱动太极涡扇叶片参量表述图；
[0029]
图5为本发明一实施例的一种轮缘驱动太极涡扇叶片的应用示意图；其中，5(a)为尾喷管为中心尾喷口示例图；5(b)为尾喷管为尾喷环示例图；
[0030]
图6为与图5对应的实施例的三组太极叶片的平面示意图。
[0031]
图中：1为太极叶片，2为叶片扇面，201为大半圆，202为小半圆，3为连接件，4-外壁嵌入突出端，5-尾喷管，51-中心尾喷口51，52-尾喷环52。
具体实施方式
[0032]
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。
[0033]
本发明将中华太极图理念和思想融入到轮缘驱动叶片当中，它不仅包含形似、更注重神似。所谓“神”，一是指的是太极生两仪，即叶片是成双成对，不能独立存在；二是指圆通的思想，叶片的轮廓处处都是圆的，也是航空发动机叶片力叶珊和叶型的理念:叶片、页面、叶壁、尾喷孔和尾喷环及其涵道曲面皆为“圆”，这是太极叶片“神”字设计理念的贯通意义。
[0034]
基于上述发明构思，本发明实施例中的一种轮缘驱动太极涡扇叶片，其结构如图1和图2所示，包括：太极叶片1，太极叶片1包括两个叶片扇面2，叶片扇面2相连呈s型。其中叶片扇面2的一端为大半圆201，另一端为小半圆202。两个叶片扇面2的大半圆201在同一侧。大半圆201和小半圆202之间使用流线型线条连接。两个叶片扇面2之间相互连接。叶片扇面设有大半圆的一端称作迎面风，设有小半圆的一端称作出气面。
[0035]
为了获得吸气流量的最佳值，本发明提供一个优选实施例吗，参照图3和图4，太极叶片1与平面(即迎风面)呈一定的倾角α。本实施例中倾角α介于10
°‑
45
°
。倾角和大、小半圆内外径的关系是：
[0036][0037]
进一步的，大、小半圆是椭圆，椭圆的长径介于0与整个大圆半径的一半之间(d/2)。太极叶片1的高度h介于d/100到d/2之间，太极叶片的厚度d介d/1000到d/10之间。该参数设计使得调整迎风角度α产生最佳空气吸力，除此之外还要调整并不限于叶珊叶型的曲面形态，扭曲程度等参量。
[0038]
为了进一步优化吸气流量的最佳值，在本发明的其他实施例中，沿着圆心重复太极叶片，重复次数不超过7次。
[0039]
在本发明的其他实施例中，太极叶片1的两端向外扩出获得连接件3，连接件3嵌于轮缘驱动的旋转内环上。
[0040]
根据相同的构思，本发明提供一个实施例，一种轮缘驱动太极涡扇叶片的应用，如图5所示，采用三级组合太极叶片，即在上述实施例提及的叶片之上下再加两个叶片，形状相同，上下面相同。
[0041]
进一步的，为了获得最佳的气流量，上下两个叶片的角度沿正反时针方向各转60
°
。三个太极叶扇片同时嵌于内环，形成三个叶片吸气流接力的格局，如图6所示。
[0042]
在以上的三组叶片设计中，边缘设计方式有所不同，见图5。在三组叶片的外缘有一个厚度为1mm-10mm的圆柱壁面，壁面外侧鼓出两个或几个(不超过7对)嵌入旋转内环的连接件3(外壁嵌入突出端4)，三组叶片的边缘都是嵌入到圆柱壁面，形成一个有圆柱内壁包裹的、边缘固定的三组太极叶片结构。整个结构包括嵌入突出端都由3d打印或铸造一次成型，毋须衔接焊接流程。
[0043]
更进一步的，三组叶片的间距通过cfd仿真软件确立最佳涵道气流接力效果，其间距介于d/100到d之间，三组太极叶片的数目和间距以最佳技术效果为用。后一级叶片接力前一级叶片推过来的气流，此气流遵循最佳导流效果，并通过旋流加速进一步地将涵道气流推给下一级叶片。三级接力吸入气流形成最大空气吸力。
[0044]
在本发明的其他实施例中，还包括尾喷管5，其一端为进气口，另一端为出气口；出气口的面积为进气口面积的二十分之一到二分之一之间。尾喷管的设计包括但不仅限于两种。第一种，如图5(a)尾喷管的直径逐渐减小，向中心处尾缩，形成中心尾喷口51；第二种，如图5(b)尾喷管包括圆锥形内壁和支撑架，圆锥形内壁在尾部用支撑架与外壁相连形成尾喷环52，尾喷气流沿着圆锥形内壁至尾喷环52出呈环状喷出。整个尾喷口或尾喷环结构包括支撑架都由3d打印或铸造一次成型，毋须衔接焊接流程。第一种尾喷管的方式是结构简
单，不需要尾部支撑架等配件；第二种尾喷管的优势在于结构工整，它是一个标准的圆柱形，并且可以利用圆柱形的空余空间放置移动电源、电池等等。
[0045]
根据相同的构思，在本发明的其他实施中提供轮缘驱动太极涡扇叶片的制造方法，其采用3d打印、铸造或塑造进行一体化或组装成型。
[0046]
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。上述各优选特征在互不冲突的情况下，可以任意组合使用。