专利摘要

一种涵道风扇矢量推进系统，包括旋转产生气流的螺旋桨和环绕螺旋桨的涵道筒体。其中的气流偏转机构中的第一旋转片、第二旋转片、阻塞片均直接取自涵道体的一部分，并与涵道筒体部分共同组成一个完整的涵道。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。阻塞片沿涵道筒体内的滑槽前后运动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。

权利要求

1.一种涵道风扇矢量推进系统，其特征在于，所述涵道螺旋桨包括旋转产生气流的螺旋桨和环绕螺旋桨的涵道筒体；所述气流偏转机构包括第一旋转片、第二旋转片、阻塞片、减速电机、两个旋转驱动轴、两个旋转支承轴和多级液压作动筒；所述第一旋转片、第二旋转片对称的分布在涵道筒体后端的圆周表面，所述第一旋转片的轴向长度为涵道筒体尾部圆半径的1.2～1.35倍，第二旋转片的轴向长度为涵道筒体尾部圆半径的1.03～1.1倍；所述第一旋转片和所述第二旋转片的的弧长相等，均占涵道筒体尾部圆半周长的60％～65％；所述两个旋转驱动轴和两个旋转支承轴均固定在涵道筒体上，并使两个旋转驱动轴分别位于述第一旋转片和第二旋转片的一个侧边，使两个旋转支承轴分别位于该第一旋转片和第二旋转片的另一个侧边；在所述第二旋转片前端的涵道筒体内表面与第二旋转片前端相邻部位的厚度被减薄1/2，减薄处的涵道筒体内表面的圆弧面的曲率半径相同，减薄处的轴向长度为涵道筒体尾端圆半径的0.48～0.5倍，弧长与第二旋转片4的弧长相等；所述阻塞片安放在该涵道筒体内表面的减薄处；所述阻塞片的厚度与涵道筒体减薄去除部分的厚度相等；所述阻塞片前端中部的内表面与多级液压作动筒的作动杆固接；在所述涵道筒体上，对称的安装有一对减速电机，并使所述两个减速电机分别与旋转驱动轴连接以驱动该旋转驱动轴转动，从而带动第一旋转片和第二旋转片旋转运动；第一旋转片的旋转角度为90°～120°,第二旋转片的旋转角度为－60°～－90°，且旋转后第一旋转片与第二旋转片平行。

2.如权利要求1所述涵道风扇矢量推进系统，其特征在于，所述第一旋转片、第二旋转片和阻塞片均为从所述涵道筒体上切割后形成；具体是：在从所述涵道筒体上切割第一旋转片和第二旋转片时，在所述涵道筒体后端的圆周表面对称的切割出所述第一旋转片和第二旋转片；所述第一旋转片和第二旋转片的三个切割边均为直边，并使所述第一旋转片轴向的两个切割边和第二旋转片轴向的两个切割边均平行于涵道的轴线；在所述第一旋转片前端的内侧，切除一小部分，该部分厚度为第一旋转片前端厚度的1/2；在所述第二旋转片前端的内表面加工有弧形的凹面，该凹面的深度为该第二旋转片厚度的1/2，弧的半径与涵道筒体后端的半径相同。

3.如权利要求1所述涵道风扇矢量推进系统，其特征在于，所述的阻塞片是在涵道筒体上切割第二旋转片处继续沿该涵道筒体的轴线向该涵道筒体的前端切割该涵道筒体的内表面，得到一切割片；所述切割片的厚度为该处涵道筒体厚度的1/2，轴向长度为涵道筒体尾部圆半径的0.48～0.5倍，弧长与第二旋转片的弧长相等；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。

4.如权利要求1所述涵道风扇矢量推进系统，其特征在于，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。

5.如权利要求1所述涵道风扇矢量推进系统，其特征在于，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。

6.如权利要求1所述涵道风扇矢量推进系统，其特征在于，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。

说明书

技术领域

本发明涉及航空动力技术领域，具体涉及一种涵道风扇矢量推进系统。

背景技术

传统单旋翼带尾桨式直升机由于受到前行桨叶的压缩性和后行桨叶的气流分离的影响，最大飞行速度受到很大的限制，最大巡航速度通常在300km/h左右,而固定翼飞机的飞行速度可以很高,但需要机场跑道滑跑起落,且不能悬停和低速飞行。因此,长期以来,国外一直在不懈地探寻新的技术发展思路,力图创造一种新型的飞行器,既能保持直升机的垂直起落、悬停和经济性的优势,又能达到飞机的飞行速度。几十年中,产生了很多种不同形式的“垂直起落转换式飞行器”。例如，带有“共轴双螺旋桨”的XFV-1可以实现垂直起飞，并逐渐改变状态进入前飞，以螺旋桨飞机形式飞行。倾转旋翼机V-22是一种转换式飞行器，它可以在飞行中根据需要在飞机模式与直升机模式之间转换，以便发挥每一种模式的优势。X-旋翼机(S-72)则是一种旋翼/机翼转换式飞机，可在直升机和固定翼飞机两种模式间切换。还有Piasecki飞机公司研发的Piasecki16HPathfinder以及X-49“速度鹰”等复合式高速直升机，可大幅度提高直升机的飞行速度。多年来的探索和创造实践形成了后来高速直升机发展的三种主要技术途径——复合式、倾转旋翼/机翼式、旋翼/机翼转换式。

前面提到的复合式高速直升机中，部分采用了涵道风扇矢量推进系统(VectoredThrustDuctedPropeller，简称VTDP)，如Piasecki16HPathfinder即采用该系统，将平尾、垂尾、尾桨和推进发动机紧凑地结合起来，不仅使复合式直升机飞得更快、更远，还有效减轻了重量、降低了成本、提高了效率。X-49“速度鹰”采用改进的带变向环的涵道风扇矢量推进系统，可以有效地提升其最大飞行速度，改善操纵性能，在复合式高速直升机中具有良好的应用前景。

涵道风扇矢量推进系统是在常规涵道风扇系统(ductedfansystem)的基础上发展起来的。常规涵道风扇系统只能改变推力的大小，却不能改变推力的方向。为了使涵道风扇系统同时具备改变推力大小和方向的能力，涵道风扇矢量推进系统在常规涵道风扇系统的尾部安装水平和垂直舵面或其他偏转气流的部件。这样，涵道风扇矢量推进系统不仅继承了涵道风扇系统静推力大、推力效率高的优点，而且还能够通过安装在涵道尾部的操纵舵面及其他偏转气流的部件来控制推力的方向。当涵道风扇矢量推进系统用于复合式高速直升机时，在垂直起降和悬停状态，主要用来平衡主旋翼的反扭矩；而在高速前飞时，可用来产生向前的推力以提高直升机的前飞速度。涵道风扇矢量推进系统可以根据直升机在不同飞行状态下对各方向的力的不同需求，通过调节风扇桨距及转速控制系统产生推力大小，通过舵面及其他气流偏转部件的不同偏转组合来控制涵道风扇系统产生推力的方向，充分发挥了涵道风扇系统静推力大、推力效率高的优点，使得采用了涵道风扇矢量推进系统的复合式直升机飞得更快、更远，而且还有效减轻了重量、提高了效率，同时具有造价低和风险小的优势，且方便利用现有直升机的机体进行改装，因此它被越来越多的应用到复合式直升机设计中。

虽然上述涵道风扇矢量推进系统已经在不同的复合式高速直升机飞机中得到应用，但是它们都有一个共同的缺陷，就是在起降和悬停时用于改变气流方向从而改变涵道风扇系统推力方向的气流偏转部件(舵面及变向环等)在飞机高速飞行时会产生较大的附加阻力，而且增加了系统的结构重量，从而降低涵道风扇系统的效率，增加了飞机的油耗。而且，无论复合式直升机发展得如何完善，旋翼的旋转仍然是气流不对称的原因。因此若要解决直升机的高速问题，最终还是要通过停转旋翼使其变为机翼，从直升机模式完全转换成飞机模式，即成为旋翼/机翼变换式飞机。然而旋翼/机翼变换式飞机高速飞行时并不需要提供平衡主旋翼反扭矩的侧向力，但起降和悬停时则需要很大的侧向力且尽可能小的前向推力。现有的涵道风扇矢量系统在旋翼/机翼变换式飞机中使用时效率并不高甚至不能使用。

对于涵道风扇矢量推进系统，如若能不使用额外的改变气流方向的操纵舵面或其他气流偏转装置，但在飞机垂直起降和悬停时也能改变气流方向来产生平衡主旋翼反扭矩的侧向力，高速飞行时又不产生附加的额外阻力，则可进一步提高该系统的效率，从而使旋翼/机翼变换式飞机的效率更高。

发明内容

为克服现有技术中存在的涵道风扇矢量推进系统结构重量大、驱动机构复杂、飞机高速飞行时气流偏转机构的气动阻力大的不足，本发明提出了一种涵道风扇矢量推进系统。

本发明所述涵道螺旋桨包括旋转产生气流的螺旋桨和环绕螺旋桨的涵道筒体。所述气流偏转机构包括第一旋转片、第二旋转片、阻塞片、减速电机、两个旋转驱动轴、两个旋转支承轴和多级液压作动筒。所述第一旋转片、第二旋转片对称的分布在涵道筒体后端的圆周表面，所述第一旋转片的轴向长度为涵道筒体尾部圆半径的1.2～1.35倍，第二旋转片的轴向长度为涵道筒体尾部圆半径的1.03～1.1倍。所述第一旋转片和所述第二旋转片的的弧长相等，均占涵道筒体尾部圆半周长的60％～65％。所述两个旋转驱动轴和两个旋转支承轴均固定在涵道筒体上，并使两个旋转驱动轴分别位于述第一旋转片和第二旋转片的一个侧边，使两个旋转支承轴分别位于该第一旋转片和第二旋转片的另一个侧边。在所述第二旋转片前端的涵道筒体内表面与第二旋转片前端相邻部位的厚度被减薄1/2，减薄处的涵道筒体内表面的圆弧面的曲率半径相同，减薄处的轴向长度为涵道筒体尾端圆半径的0.48～0.5倍，弧长与第二旋转片的弧长相等。所述阻塞片安放在该涵道筒体内表面的减薄处。所述阻塞片的厚度与涵道筒体减薄去除部分的厚度相等。所述阻塞片前端中部的内表面与多级液压作动筒的作动杆固接；在所述涵道筒体上，对称的安装有一对减速电机，并使所述两个减速电机分别与旋转驱动轴连接以驱动该旋转驱动轴转动，从而带动第一旋转片和第二旋转片旋转运动。第一旋转片的旋转角度为90°～120°,第二旋转片的旋转角度为－60°～－90°，且旋转后第一旋转片与第二旋转片平行。

所述第一旋转片、第二旋转片和阻塞片均为从所述涵道筒体上切割后形成。具体是：在从所述涵道筒体上切割第一旋转片和第二旋转片时，在所述涵道筒体后端的圆周表面对称的切割出所述第一旋转片和第二旋转片；所述第一旋转片和第二旋转片的三个切割边均为直边，并使所述第一旋转片轴向的两个切割边和第二旋转片轴向的两个切割边均平行于涵道的轴线。在所述第一旋转片前端的内侧，切除一小部分，该部分厚度为第一旋转片前端厚度的1/2。在所述第二旋转片前端的内表面加工有弧形的凹面，该凹面的深度为该第二旋转片厚度的1/2，弧的半径与涵道筒体后端的半径相同。

所述的阻塞片是在涵道筒体上切割第二旋转片处继续沿该涵道筒体的轴线向该涵道筒体的前端切割该涵道筒体的内表面，得到一切割片。所述切割片的厚度为该处涵道筒体厚度的1/2，轴向长度为涵道筒体尾部圆半径的0.48～0.5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。

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。

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。

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。

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。

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——发动机反推力装置(ThrustReverser，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。

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。

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。

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。

现有技术相比，本发明取得的有益效果为：

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。

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。

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。

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。

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Piasecki16HPathfinder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。

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。

表不同形式VTDP的轴向力、侧向力及功率比较

上表中所述本发明式VTDP的偏角指第一旋转片的偏转角。

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

图1是本发明的结构示意图。

图2是图1的后视图。

图3是图2在旋转片切割边所在平面的剖视图A-A。

图4是本发明在气流偏转机构收起时的示意图；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，

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°时的前视图；

图6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°时的俯视图；

图7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°时的结构示意图；

图8是涵道筒体部分及滑槽的结构示意图；

图9是第一旋转片的结构示意图；其中图9a是轴测图，图9b是侧视图，图9c是俯视图。

图10是第二旋转片的结构示意图，其中图10a是主视图，图10b是D-D向视图，图10c是E-E向视图，图10d是F部位的放大图，图10e是G部位的放大图。

图11是阻塞片的结构示意图，其中图11a是主视图，图11b是H-H向视图，图11cI部位的放大图.

图12是多级液压作动筒在打开与收起时与阻塞片的位置关系图；其中，图12a是收起时的位置关系图，图12b是打开时的位置关系图。

图13是气流偏转机构收起时涵道筒体的局部、第二旋转片、阻塞片的相对位置示意图；

图14是气流偏转机构打开，第一旋转片偏转90°，第二旋转片偏转90°时涵道筒体的局部、第二旋转片、阻塞片的相对位置示意图。

图15是旋转驱动轴间的比例关系图；

图16是本发明在气流偏转机构打开，第一旋转片偏转120°,第二旋转片偏转60°时的结构示意图。图中：

1.螺旋桨；2.涵道筒体；3.第一旋转片；4.第二旋转片；5.阻塞片；6.减速电机；7.旋转驱动轴；8.旋转支承轴；9.多级液压作动筒；10.滑槽。

具体实施方式

本实施例为用于旋翼/机翼变换式飞机上的涵道风扇矢量推进系统,整个装置安装在该类飞机的尾部。

如图1和图8所示，本实施例包括涵道螺旋桨和用于改变气流偏转方向的气流偏转机构。

所述涵道螺旋桨包括旋转产生气流的螺旋桨1和环绕螺旋桨的涵道筒体2。

所述气流偏转机构包括第一旋转片3、第二旋转片4、阻塞片5、减速电机6、旋转驱动轴7和旋转支承轴8。其中，所述第一旋转片3、第二旋转片4和阻塞片5均为从所述涵道筒体2上切割后形成。具体是：

在所述涵道筒体2后端的圆周表面对称的切割出所述第一旋转片3和第二旋转片4；所述第一旋转片3和第二旋转片4的三个切割边均为直边，并使所述第一旋转片3轴向的两个切割边和第二旋转片4轴向的两个切割边均平行于涵道的轴线。所述第一旋转片3的轴向长度为涵道筒体2尾部圆半径的1.2～1.35倍，第二旋转片4的轴向长度为涵道筒体2尾部圆半径的1.03～1.1倍。所述第一旋转片3和所述第二旋转片4的的弧长相等，均占涵道筒体2尾部圆半周长的60％～65％。在所述第一旋转片3的径向切割边与涵道筒体衔接部位采用搭接，即在所述第一旋转片3的径向切割边加工有阶梯，在所述涵道筒体与第一旋转片3的径向切割边相邻的径向切割边上亦加工有阶梯，并使两个阶梯搭接；所述搭接面须平滑过渡，如图9和图10所示，以便于第一旋转片3在恢复原位置时更好的定位。在所述第二旋转片4径向切割边的内表面加工有弧形的凹面，该凹面的深度为该第二旋转片厚度的1/2，弧的半径与涵道筒体2尾部圆的半径相同，弧长与第二旋转片4的弧长相同，具体结构与形式如图11所示。

在所述第二旋转片的前端的涵道筒体内表面的厚度被减薄，具体是所述涵道筒体内表面与第二旋转片前端相邻部位的厚度被减薄1/2，减薄处的涵道筒体的内表面的圆弧面的曲率半径处处相同，减薄处的轴向长度为涵道筒体2尾端圆半径的0.48～0.5倍，弧长与第二旋转片4的弧长相等。所述阻塞片5安放在该涵道筒体内表面的减薄处。所述阻塞片的厚度与涵道筒体减薄去除部分的厚度相等。该阻塞片的两侧边上分别有凸台。该凸台的外径的圆弧面与阻塞片外径的圆弧面平滑过渡，凸台的厚度小于阻塞片的厚度。所述阻塞片的后端为圆弧形，该圆弧形的几何尺寸与所述第二旋转片4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。所述阻塞片的具体结构形式如图12所示。所述阻塞片的具体结构形式如图12所示。所述后端为气流出口端。

在涵道筒体2上切割出第二旋转片4的两个切割边上均加工有滑槽10，该滑槽的内腔与所述阻塞片上的凸台相配合，使该凸台能够在该滑槽内滑移。

所述阻塞片5前端中部的内表面与多级液压作动筒9的作动杆固接；所述多级液压作动筒9安装在涵道筒体内，如图13所示。通过所述多级液压作动筒实现所述阻塞片5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5沿涵道筒体2上的滑槽10向该涵道筒体2的后端移动，并与旋转后的第二旋转片4的内表面贴合，从而实现对涵道内气流的封堵，如图15所示；当多级液压作动筒的作动杆收回时，所述阻塞片5沿涵道筒体2上的滑槽10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4上的凹面贴合，以保证涵道筒体2内表面的光滑平整，如图14所示。

在所述涵道筒体2上，对称的开有用于安装两个旋转驱动轴7和两个旋转支承轴8的孔，分别用于安装有两个旋转驱动轴7和两个旋转支承轴8，并使所述的两个旋转驱动轴7分别位于所述第一旋转片3的一个轴向切割边和第二旋转片4的一个轴向切割边的中部，使所述两个旋转支承轴8分别位于所述第一旋转片3的另一个轴向切割边和第二旋转片4的另一个轴向切割边的中部。分别位于所述第一旋转片3的两个轴向切割边上的旋转驱动轴的轴线与旋转支承轴的轴线重合；分别位于所述第二旋转片4的的两个轴向切割边上的旋转驱动轴的轴线与旋转支承轴的轴线重合。旋转驱动轴7上部为圆柱体，下方固接有长方体，如图5所示，该结构便于在减速电机6的驱动下，驱动第一旋转片3和第二旋转片4绕旋转驱动轴7的轴线转动，且便于转动时的定位。旋转支承轴8为圆柱体，起支撑和辅助完成第一旋转片3和第二旋转片4的旋转运动的作用。在所述第一旋转片3的轴向切割边上和第二旋转片4的轴向切割边上分别开有孔，靠近旋转驱动轴7一侧的孔为方孔，靠近旋转支承轴8一侧的孔为圆柱孔；方孔与旋转驱动轴7下部的长方体部分配合，圆柱孔与旋转支承轴8配合，如图4所示。

所述两个旋转驱动轴7的轴线和两个旋转支承轴8的轴线均垂直于所处的切割边。

两个旋转驱动轴轴线间的直线距离为各自轴线到涵道筒体2尾端端面的水平距离的两倍，尺寸关系参考图16，此几何尺寸关系实现第一旋转片3和第二旋转片4在旋转90°后的无缝拼接，如附图7和附图8所示。通过旋转驱动轴7和旋转支承轴8将所述第一旋转片3和第二旋转片4分别与涵道筒体2连接，并实现各旋转片的径向旋转。

两个减速电机6对称的安装在所述涵道筒体2上，并使所述两个减速电机分别与旋转驱动轴7连接以驱动该旋转驱动轴转动，从而带动第一旋转片3和第二旋转片4旋转运动。第一旋转片的旋转角度为90°～120°,第二旋转片的旋转角度为－60°～－90°，且旋转后第一旋转片与第二旋转片平行。本实施例中，第一旋转片的旋转角度和第二旋转片的旋转角度均为90°。

本实施例中，涵道筒体总长为涵道筒体2尾部圆半径的1.9～2.1倍。滑槽10的长度满足阻塞片5后退和前进整个行程的距离即可。阻塞片5的长度应满足后退后能与第二旋转片一起阻塞气流，且不影响螺旋桨1的正常工作的要求。

当旋翼/机翼变换式飞机处于垂直起降或悬停状态时，整个涵道风扇矢量推进系统的气流偏转机构处于打开状态，如附图7和附图8所示。打开时，通过减速电机6驱动旋转驱动轴7转动，从而带动第一旋转片以旋转支承轴8为旋转中心，使该第一旋转片的后端向涵道筒体内旋转90°；同时所述减速电机通过旋转驱动轴7带动第二旋转片以旋转支承轴为旋转中心，该第二旋转片的后端向涵道筒体内旋转90°，旋转后第一旋转片3与第二旋转片4平行。同时，在多级液压作动筒9的作用下，阻塞片5沿滑槽10向后退，在第二旋转片4到达指定位置后阻塞片5也到达预期的位置，以阻塞第二旋转片4旋转后流出的空档部分，如图15所示。此时，涵道风扇矢量推进系统的气流偏转装置打开完毕，涵道螺旋桨向后排出的气流绝大部分可在气流偏转机构的作用下偏转，从而使涵道螺旋桨系统产生的推力尽可能变为侧向力，以此来平衡旋翼/机翼变换式飞机主旋翼的反扭矩。经过以上过程，涵道风扇矢量推进系统可平衡旋翼/机翼变换式飞机上主旋翼的反扭矩，从而使旋翼/机翼变换式飞机可以垂直起降以及悬停。

当旋翼/机翼变换式飞机飞行速度达到一定程度，从直升机模式变为固定翼飞机模式时，涵道风扇系统的气流偏转机构收起，如附图1所示。收起时，减速电机6驱动旋转驱动轴7旋转，带动第一旋转片3和第二旋转片4沿反方向向内侧旋转到原始的位置，于此同时，多级液压作动筒9的作动杆收起，带动阻塞片5也可沿滑槽10向前移动到达相应的位置，如图14所示，从而使第一旋转片3、第二旋转片4、阻塞片5均与涵道筒体2重新装配为一个整体。此时涵道螺旋桨正常工作，为飞机前飞提供充足的推力，从而提升飞机的前飞速度，使飞机高速前飞。

一种涵道风扇矢量推进系统专利购买费用说明

Q：办理专利转让的流程及所需资料

A：专利权人变更需要办理著录项目变更手续，有代理机构的，变更手续应当由代理机构办理。

1：专利变更应当使用专利局统一制作的“著录项目变更申报书”提出。

2：按规定缴纳著录项目变更手续费。

3：同时提交相关证明文件原件。

4：专利权转移的，变更后的专利权人委托新专利代理机构的，应当提交变更后的全体专利申请人签字或者盖章的委托书。

Q:专利著录项目变更费用如何缴交

A：（1）直接到国家知识产权局受理大厅收费窗口缴纳,（2）通过代办处缴纳，（3）通过邮局或者银行汇款,更多缴纳方式

Q：专利转让变更，多久能出结果

A：著录项目变更请求书递交后，一般1-2个月左右就会收到通知，国家知识产权局会下达《转让手续合格通知书》。