一種旋翼/機翼變換式飛機的涵道風扇矢量推進系統的制作方法

本發明涉及航空動力
技術領域：
，具體涉及一種涵道風扇矢量推進系統。
背景技術：
：傳統單旋翼帶尾槳式直升機由于受到前行槳葉的壓縮性和后行槳葉的氣流分離的影響，最大飛行速度受到很大的限制，最大巡航速度通常在300km/h左右,而固定翼飛機的飛行速度可以很高,但需要機場跑道滑跑起落,且不能懸停和低速飛行。因此,長期以來,國外一直在不懈地探尋新的技術發展思路,力圖創造一種新型的飛行器,既能保持直升機的垂直起落、懸停和經濟性的優勢,又能達到飛機的飛行速度。幾十年中,產生了很多種不同形式的“垂直起落轉換式飛行器”。例如，帶有“共軸雙螺旋槳”的XFV-1可以實現垂直起飛，并逐漸改變狀態進入前飛，以螺旋槳飛機形式飛行。傾轉旋翼機V-22是一種轉換式飛行器，它可以在飛行中根據需要在飛機模式與直升機模式之間轉換，以便發揮每一種模式的優勢。X-旋翼機(S-72)則是一種旋翼/機翼轉換式飛機，可在直升機和固定翼飛機兩種模式間切換。還有Piasecki飛機公司研發的Piasecki16HPathfinder以及X-49“速度鷹”等復合式高速直升機，可大幅度提高直升機的飛行速度。多年來的探索和創造實踐形成了后來高速直升機發展的三種主要技術途徑——復合式、傾轉旋翼/機翼式、旋翼/機翼轉換式。前面提到的復合式高速直升機中，部分采用了涵道風扇矢量推進系統(VectoredThrustDuctedPropeller，簡稱VTDP)，如Piasecki16HPathfinder即采用該系統，將平尾、垂尾、尾槳和推進發動機緊湊地結合起來，不僅使復合式直升機飛得更快、更遠，還有效減輕了重量、降低了成本、提高了效率。X-49“速度鷹”采用改進的帶變向環的涵道風扇矢量推進系統，可以有效地提升其最大飛行速度，改善操縱性能，在復合式高速直升機中具有良好的應用前景。涵道風扇矢量推進系統是在常規涵道風扇系統(ductedfansystem)的基礎上發展起來的。常規涵道風扇系統只能改變推力的大小，卻不能改變推力的方向。為了使涵道風扇系統同時具備改變推力大小和方向的能力，涵道風扇矢量推進系統在常規涵道風扇系統的尾部安裝水平和垂直舵面或其他偏轉氣流的部件。這樣，涵道風扇矢量推進系統不僅繼承了涵道風扇系統靜推力大、推力效率高的優點，而且還能夠通過安裝在涵道尾部的操縱舵面及其他偏轉氣流的部件來控制推力的方向。當涵道風扇矢量推進系統用于復合式高速直升機時，在垂直起降和懸停狀態，主要用來平衡主旋翼的反扭矩；而在高速前飛時，可用來產生向前的推力以提高直升機的前飛速度。涵道風扇矢量推進系統可以根據直升機在不同飛行狀態下對各方向的力的不同需求，通過調節風扇槳距及轉速控制系統產生推力大小，通過舵面及其他氣流偏轉部件的不同偏轉組合來控制涵道風扇系統產生推力的方向，充分發揮了涵道風扇系統靜推力大、推力效率高的優點，使得采用了涵道風扇矢量推進系統的復合式直升機飛得更快、更遠，而且還有效減輕了重量、提高了效率，同時具有造價低和風險小的優勢，且方便利用現有直升機的機體進行改裝，因此它被越來越多的應用到復合式直升機設計中。雖然上述涵道風扇矢量推進系統已經在不同的復合式高速直升機飛機中得到應用，但是它們都有一個共同的缺陷，就是在起降和懸停時用于改變氣流方向從而改變涵道風扇系統推力方向的氣流偏轉部件(舵面及變向環等)在飛機高速飛行時會產生較大的附加阻力，而且增加了系統的結構重量，從而降低涵道風扇系統的效率，增加了飛機的油耗。而且，無論復合式直升機發展得如何完善，旋翼的旋轉仍然是氣流不對稱的原因。因此若要解決直升機的高速問題，最終還是要通過停轉旋翼使其變為機翼，從直升機模式完全轉換成飛機模式，即成為旋翼/機翼變換式飛機。然而旋翼/機翼變換式飛機高速飛行時并不需要提供平衡主旋翼反扭矩的側向力，但起降和懸停時則需要很大的側向力且盡可能小的前向推力。現有的涵道風扇矢量系統在旋翼/機翼變換式飛機中使用時效率并不高甚至不能使用。對于涵道風扇矢量推進系統，如若能不使用額外的改變氣流方向的操縱舵面或其他氣流偏轉裝置，但在飛機垂直起降和懸停時也能改變氣流方向來產生平衡主旋翼反扭矩的側向力，高速飛行時又不產生附加的額外阻力，則可進一步提高該系統的效率，從而使旋翼/機翼變換式飛機的效率更高。技術實現要素：為克服現有技術中存在的涵道風扇矢量推進系統結構重量大、驅動機構復雜、飛機高速飛行時氣流偏轉機構的氣動阻力大的不足，本發明提出了一種旋翼/機翼變換式飛機的涵道風扇矢量推進系統。本發明所述涵道螺旋槳包括旋轉產生氣流的螺旋槳和環繞螺旋槳的涵道筒體。所述氣流偏轉機構包括第一旋轉片、第二旋轉片、阻塞片、減速電機、兩個旋轉驅動軸、兩個旋轉支承軸和多級液壓作動筒。所述第一旋轉片、第二旋轉片對稱的分布在涵道筒體后端的圓周表面，所述第一旋轉片的軸向長度為涵道筒體尾部圓半徑的1.2～1.35倍，第二旋轉片的軸向長度為涵道筒體尾部圓半徑的1.03～1.1倍。所述第一旋轉片和所述第二旋轉片的的弧長相等，均占涵道筒體尾部圓半周長的60％～65％。所述兩個旋轉驅動軸和兩個旋轉支承軸均固定在涵道筒體上，并使兩個旋轉驅動軸分別位于述第一旋轉片和第二旋轉片的一個側邊，使兩個旋轉支承軸分別位于該第一旋轉片和第二旋轉片的另一個側邊。在所述第二旋轉片前端的涵道筒體內表面與第二旋轉片前端相鄰部位的厚度被減薄1/2，減薄處的涵道筒體內表面的圓弧面的曲率半徑相同，減薄處的軸向長度為涵道筒體尾端圓半徑的0.48～0.5倍，弧長與第二旋轉片的弧長相等。所述阻塞片安放在該涵道筒體內表面的減薄處。所述阻塞片的厚度與涵道筒體減薄去除部分的厚度相等。所述阻塞片前端中部的內表面與多級液壓作動筒的作動桿固接；在所述涵道筒體上，對稱的安裝有一對減速電機，并使所述兩個減速電機分別與旋轉驅動軸連接以驅動該旋轉驅動軸轉動，從而帶動第一旋轉片和第二旋轉片旋轉運動。第一旋轉片的旋轉角度為90°～120°,第二旋轉片的旋轉角度為－60°～－90°，且旋轉后第一旋轉片與第二旋轉片平行。所述第一旋轉片、第二旋轉片和阻塞片均為從所述涵道筒體上切割后形成。具體是：在從所述涵道筒體上切割第一旋轉片和第二旋轉片時，在所述涵道筒體后端的圓周表面對稱的切割出所述第一旋轉片和第二旋轉片；所述第一旋轉片和第二旋轉片的三個切割邊均為直邊，并使所述第一旋轉片軸向的兩個切割邊和第二旋轉片軸向的兩個切割邊均平行于涵道的軸線。在所述第一旋轉片前端的內側，切除一小部分，該部分厚度為第一旋轉片前端厚度的1/2。在所述第二旋轉片前端的內表面加工有弧形的凹面，該凹面的深度為該第二旋轉片厚度的1/2，弧的半徑與涵道筒體后端的半徑相同。所述的阻塞片是在涵道筒體上切割第二旋轉片處繼續沿該涵道筒體的軸線向該涵道筒體的前端切割該涵道筒體的內表面，得到一切割片。所述切割片的厚度為該處涵道筒體厚度的1/2，軸向長度為涵道筒體尾部圓半徑的0.48～0.5倍，弧長與第二旋轉片4的弧長相等。在該切割片的后端固接有一圓弧片，該圓弧片的幾何尺寸與所述第二旋轉片上的凹面的幾何尺寸完全一致，使得該圓弧片與第二旋轉片4貼合時保證內表面的光滑。該圓弧片與所述切割片結合為阻塞片。所述固定在涵道筒體上的兩個旋轉驅動軸和兩個旋轉支承軸中位于同側的旋轉驅動軸和旋轉支承軸的軸心重合。兩個旋轉驅動軸軸心間的距離等于各自軸心到涵道筒體尾部的距離的兩倍。通過旋轉驅動軸和旋轉支承軸將所述第一旋轉片和第二旋轉片分別與涵道筒體連接，并實現各旋轉片的徑向旋轉。所述多級液壓作動筒安裝在涵道筒體內，通過所述多級液壓作動筒實現所述阻塞片的前后運動，當多級液壓作動筒的作動桿伸出時，所述阻塞片沿涵道筒體上的滑槽向該涵道筒體的后端移動，并與旋轉后的第二旋轉片的內表面貼合，從而實現對涵道內氣流的封堵；當多級液壓作動筒的作動桿收回時，所述阻塞片沿涵道筒體上的滑槽向該涵道筒體的前端移動并恢復原位后，通過所述圓弧片與回位后的第二旋轉片上的凹面貼合，以保證涵道筒體內表面的光滑平整。所述滑槽位于涵道筒體與阻塞片結合部；位于阻塞片兩側邊上的凸臺與所述的滑槽相配合。本發明的氣流偏轉機構不再額外增加部件，而是直接取自涵道體的一部分。該系統安裝于旋翼/機翼變換式飛機的尾部。在飛機垂直起降或懸停時，打開氣流偏轉機構使涵道風扇排出的氣流改變方向，從而改變系統推力的方向，為飛機尾部提供很大的側向力來平衡主旋翼的反扭矩，且剩余的前向推力非常小，適合飛機垂直起降和懸停；在飛機高速前飛時收起氣流偏轉機構，使涵道風扇系統為飛機提供足夠的推力且不產生附加的阻力，從而提高飛機的飛行速度。本發明結合了航空發動機的反推力裝置。飛機經過幾十年的發展，其飛行速度不斷提高，飛行速度的提高和機翼載荷的增加又必然使飛機起飛和著陸滑跑距離增加。為了縮短著陸滑跑距離，50年代出現了一種新裝置——發動機反推力裝置(ThrustReverser，簡稱TR)。機械式的航空發動機反推力裝置按結構形式可分為斗形折流板反推力器、格柵式反推力器、瓣式轉動折流門反推力器。斗形折流板反推力器的工作原理是使發動機向后噴出的高速氣體在折流機構的作用下從兩側斜向前噴出，使氣體產生向前的速度分量，從而對發動機本身產生向后的反推力，以此來對飛機減速。然而對于涵道風扇矢量推進系統而言，主要是盡可能使氣流大角度偏向一側以使推力盡可能轉變為側向力來平衡復合式飛機主旋翼的反扭矩，因而航空發動機反推力裝置在涵道風扇矢量推進系統中并不能使用。本發明結合了航空發動機反推力裝置氣流偏折機構的結構特點，尤其是上述提到的斗形折流板反推器，使得涵道風扇矢量推進系統的尾部偏轉氣流的機構部件不再額外添加操縱舵面或其他裝置，而是直接取自涵道體本身的一部分，在旋翼/機翼變換式飛機垂直起降和懸停時，氣流偏轉部件打開，完成氣流的偏轉，從而改變涵道風扇系統推力的方向來平衡飛機主旋翼的反扭矩；而在旋翼/機翼變換式飛行器高速飛行時氣流偏轉裝置收起，重新與涵道筒體部分組合為一個整體，涵道風扇矢量推進系統提供飛機前飛的推力，由于沒有額外的部件存在，從而有效減小了該系統的氣動阻力。本發明中的氣流偏轉機構由第一旋轉片、第二旋轉片、阻塞片、減速電機、旋轉驅動軸和旋轉支承軸組成。第一旋轉片、第二旋轉片和阻塞片均是涵道體的組成部件，與涵道筒體部分共同組成一個完整的涵道。在涵道筒體一側內開有滑槽。阻塞片上下兩側有凸臺，可與涵道筒體內的滑槽裝配。在減速電機的驅動下，旋轉驅動軸旋轉，從而帶動所述第一旋轉片、第二旋轉片轉動至預期的位置。阻塞片可在多級液壓作動筒的驅動下，沿涵道筒體內的滑槽前后運動。阻塞片的作用是防止氣流從涵道右側流出，配合第一旋轉片和第二旋轉片，使氣流從第一旋轉片旋轉后留出的空蕩部分流出，從而使整個系統受到與氣流相反方向的側向力。本發明中第一旋轉片的面積大于第二旋轉片，理由是第二旋轉片保證旋轉后配合阻塞片能封堵涵道尾部即可，第一旋轉片不僅要在旋轉后封住涵道尾部，還要為偏轉后的氣流留出足夠的空間，使氣流充分流出而不要因流出面積不足而發生阻塞。在收起氣流偏轉機構時，可按相同的方法，相反的方向實現，收起后涵道筒體、第一旋轉片、第二旋轉片、阻塞片重新裝配成一個完整的涵道。現有技術相比，本發明取得的有益效果為：1、本發明設計的涵道風扇矢量推進系統結構簡單、緊湊，操縱方便，無附加組件，重量更輕。2、本發明設計的涵道風扇矢量推進系統在旋翼/機翼變換式飛機高速飛行時，氣流偏轉裝置收起，涵道風扇系統為飛機提供足夠的前向推力，且沒有額外部件產生不必要的氣動阻力。3、本發明設計的涵道風扇矢量推進系統在旋翼/機翼變換式飛機垂直起降和懸停時，氣流偏轉機構打開，可大幅度改變涵道風扇的推力方向，為飛機提供足夠大的側向力來平衡主旋翼的反扭矩，而使飛機軸線方向的剩余推力盡可能小，更適合該類飛機垂直起降和懸停。4、本發明設計的涵道風扇矢量推進系統與其他類似形式的系統相比，消耗的功率更低。對上述提到的有益效果，本發明前期已對相關涵道風扇矢量推進系統結構進行了試驗研究和CFD數值模擬。發明人對尾部為操縱舵面的涵道風扇矢量推進系統(類似于Piasecki16HPathfinder復合式高速直升機采用的結構形式)進行了地面試驗研究，并進行了相關的CFD數值模擬，數值模擬的結果與試驗結果吻合良好。之后，利用相同的數值模擬方法，對帶變向環的涵道風扇矢量推進系統以及本發明結構形式的氣動特性進行了數值模擬，并進行了對比。對于來流速度為零的情況，在涵道螺旋槳槳距和轉速相同的條件下，分別比較了三種結構形式所能產生的軸向推力、側向力及消耗的功率(以系數形式給出)，其中操縱舵面形式的結構以豎直舵面偏轉40°的情況給出，因為該狀態下可得到該系統最大的側向力；帶變向環的涵道風扇矢量推進系統的結構形式與X-49復合直升機采用的結構形式類似。表不同形式VTDP的軸向力、側向力及功率比較軸向推力系數側向力系數功率系數舵面式的VTDP40°舵偏0.1727430.0975510.161589帶變向環式VTDP0.1499440.1593260.160408本發明的VTDP90°偏角0.0530400.1563050.156302本發明的VTDP100°偏角0.0787560.1596910.156246本發明的VTDP110°偏角0.1026860.1732360.157201本發明的VTDP120°偏角0.1339320.1661590.157595上表中所述本發明式VTDP的偏角指第一旋轉片的偏轉角。通過以上比較可以看出，在來流速度為零的情況下，本發明的涵道風扇矢量推進系統相比于其他形式，具有側向力大，軸向推力小，消耗功率低等優點，更適合用于旋翼/機翼變換式飛機，以適應其不同的飛行模式。附圖說明圖1是本發明的結構示意圖。圖2是圖1的后視圖。圖3是圖2在旋轉片切割邊所在平面的剖視圖A-A。圖4是本發明在氣流偏轉機構收起時的示意圖；其中：圖4a是左視圖，圖4b是圖4a中B部位的局部放大圖，圖4c是圖4a中C部位的局部放大圖，圖5是本發明在氣流偏轉機構打開，第一旋轉片偏轉90°，第二旋轉片偏轉90°時的前視圖；圖6是本發明在氣流偏轉機構打開，第一旋轉片偏轉90°，第二旋轉片偏轉90°時的俯視圖；圖7是本發明在氣流偏轉機構打開，第一旋轉片偏轉90°，第二旋轉片偏轉90°時的結構示意圖；圖8是涵道筒體部分及滑槽的結構示意圖；圖9是第一旋轉片的結構示意圖；其中圖9a是軸測圖，圖9b是側視圖，圖9c是俯視圖。圖10是第二旋轉片的結構示意圖，其中圖10a是主視圖，圖10b是D-D向視圖，圖10c是E-E向視圖，圖10d是F部位的放大圖，圖10e是G部位的放大圖。圖11是阻塞片的結構示意圖，其中圖11a是主視圖，圖11b是H-H向視圖，圖11cI部位的放大圖.圖12是多級液壓作動筒在打開與收起時與阻塞片的位置關系圖；其中，圖12a是收起時的位置關系圖，圖12b是打開時的位置關系圖。圖13是氣流偏轉機構收起時涵道筒體的局部、第二旋轉片、阻塞片的相對位置示意圖；圖14是氣流偏轉機構打開，第一旋轉片偏轉90°，第二旋轉片偏轉90°時涵道筒體的局部、第二旋轉片、阻塞片的相對位置示意圖。圖15是旋轉驅動軸間的比例關系圖；圖16是本發明在氣流偏轉機構打開，第一旋轉片偏轉120°,第二旋轉片偏轉60°時的結構示意圖。圖中：1.螺旋槳；2.涵道筒體；3.第一旋轉片；4.第二旋轉片；5.阻塞片；6.減速電機；7.旋轉驅動軸；8.旋轉支承軸；9.多級液壓作動筒；10.滑槽。具體實施方式本實施例為用于旋翼/機翼變換式飛機上的涵道風扇矢量推進系統,整個裝置安裝在該類飛機的尾部。如圖1和圖8所示，本實施例包括涵道螺旋槳和用于改變氣流偏轉方向的氣流偏轉機構。所述涵道螺旋槳包括旋轉產生氣流的螺旋槳1和環繞螺旋槳的涵道筒體2。所述氣流偏轉機構包括第一旋轉片3、第二旋轉片4、阻塞片5、減速電機6、旋轉驅動軸7和旋轉支承軸8。其中，所述第一旋轉片3、第二旋轉片4和阻塞片5均為從所述涵道筒體2上切割后形成。具體是：在所述涵道筒體2后端的圓周表面對稱的切割出所述第一旋轉片3和第二旋轉片4；所述第一旋轉片3和第二旋轉片4的三個切割邊均為直邊，并使所述第一旋轉片3軸向的兩個切割邊和第二旋轉片4軸向的兩個切割邊均平行于涵道的軸線。所述第一旋轉片3的軸向長度為涵道筒體2尾部圓半徑的1.2～1.35倍，第二旋轉片4的軸向長度為涵道筒體2尾部圓半徑的1.03～1.1倍。所述第一旋轉片3和所述第二旋轉片4的的弧長相等，均占涵道筒體2尾部圓半周長的60％～65％。在所述第一旋轉片3的徑向切割邊與涵道筒體銜接部位采用搭接，即在所述第一旋轉片3的徑向切割邊加工有階梯，在所述涵道筒體與第一旋轉片3的徑向切割邊相鄰的徑向切割邊上亦加工有階梯，并使兩個階梯搭接；所述搭接面須平滑過渡，如圖9和圖10所示，以便于第一旋轉片3在恢復原位置時更好的定位。在所述第二旋轉片4徑向切割邊的內表面加工有弧形的凹面，該凹面的深度為該第二旋轉片厚度的1/2，弧的半徑與涵道筒體2尾部圓的半徑相同，弧長與第二旋轉片4的弧長相同，具體結構與形式如圖11所示。在所述第二旋轉片的前端的涵道筒體內表面的厚度被減薄，具體是所述涵道筒體內表面與第二旋轉片前端相鄰部位的厚度被減薄1/2，減薄處的涵道筒體的內表面的圓弧面的曲率半徑處處相同，減薄處的軸向長度為涵道筒體2尾端圓半徑的0.48～0.5倍，弧長與第二旋轉片4的弧長相等。所述阻塞片5安放在該涵道筒體內表面的減薄處。所述阻塞片的厚度與涵道筒體減薄去除部分的厚度相等。該阻塞片的兩側邊上分別有凸臺。該凸臺的外徑的圓弧面與阻塞片外徑的圓弧面平滑過渡，凸臺的厚度小于阻塞片的厚度。所述阻塞片的后端為圓弧形，該圓弧形的幾何尺寸與所述第二旋轉片4上的凹面的幾何尺寸完全一致，使得該圓弧片與第二旋轉片4貼合時保證內表面的光滑。所述阻塞片的具體結構形式如圖12所示。所述阻塞片的具體結構形式如圖12所示。所述后端為氣流出口端。在涵道筒體2上切割出第二旋轉片4的兩個切割邊上均加工有滑槽10，該滑槽的內腔與所述阻塞片上的凸臺相配合，使該凸臺能夠在該滑槽內滑移。所述阻塞片5前端中部的內表面與多級液壓作動筒9的作動桿固接；所述多級液壓作動筒9安裝在涵道筒體內，如圖13所示。通過所述多級液壓作動筒實現所述阻塞片5的前后運動，當多級液壓作動筒的作動桿伸出時，所述阻塞片5沿涵道筒體2上的滑槽10向該涵道筒體2的后端移動，并與旋轉后的第二旋轉片4的內表面貼合，從而實現對涵道內氣流的封堵，如圖15所示；當多級液壓作動筒的作動桿收回時，所述阻塞片5沿涵道筒體2上的滑槽10向該涵道筒體的前端移動并恢復原位后，通過所述圓弧片與回位后的第二旋轉片4上的凹面貼合，以保證涵道筒體2內表面的光滑平整，如圖14所示。在所述涵道筒體2上，對稱的開有用于安裝兩個旋轉驅動軸7和兩個旋轉支承軸8的孔，分別用于安裝有兩個旋轉驅動軸7和兩個旋轉支承軸8，并使所述的兩個旋轉驅動軸7分別位于所述第一旋轉片3的一個軸向切割邊和第二旋轉片4的一個軸向切割邊的中部，使所述兩個旋轉支承軸8分別位于所述第一旋轉片3的另一個軸向切割邊和第二旋轉片4的另一個軸向切割邊的中部。分別位于所述第一旋轉片3的兩個軸向切割邊上的旋轉驅動軸的軸線與旋轉支承軸的軸線重合；分別位于所述第二旋轉片4的的兩個軸向切割邊上的旋轉驅動軸的軸線與旋轉支承軸的軸線重合。旋轉驅動軸7上部為圓柱體，下方固接有長方體，如圖5所示，該結構便于在減速電機6的驅動下，驅動第一旋轉片3和第二旋轉片4繞旋轉驅動軸7的軸線轉動，且便于轉動時的定位。旋轉支承軸8為圓柱體，起支撐和輔助完成第一旋轉片3和第二旋轉片4的旋轉運動的作用。在所述第一旋轉片3的軸向切割邊上和第二旋轉片4的軸向切割邊上分別開有孔，靠近旋轉驅動軸7一側的孔為方孔，靠近旋轉支承軸8一側的孔為圓柱孔；方孔與旋轉驅動軸7下部的長方體部分配合，圓柱孔與旋轉支承軸8配合，如圖4所示。所述兩個旋轉驅動軸7的軸線和兩個旋轉支承軸8的軸線均垂直于所處的切割邊。兩個旋轉驅動軸軸線間的直線距離為各自軸線到涵道筒體2尾端端面的水平距離的兩倍，尺寸關系參考圖16，此幾何尺寸關系實現第一旋轉片3和第二旋轉片4在旋轉90°后的無縫拼接，如附圖7和附圖8所示。通過旋轉驅動軸7和旋轉支承軸8將所述第一旋轉片3和第二旋轉片4分別與涵道筒體2連接，并實現各旋轉片的徑向旋轉。兩個減速電機6對稱的安裝在所述涵道筒體2上，并使所述兩個減速電機分別與旋轉驅動軸7連接以驅動該旋轉驅動軸轉動，從而帶動第一旋轉片3和第二旋轉片4旋轉運動。第一旋轉片的旋轉角度為90°～120°,第二旋轉片的旋轉角度為－60°～－90°，且旋轉后第一旋轉片與第二旋轉片平行。本實施例中，第一旋轉片的旋轉角度和第二旋轉片的旋轉角度均為90°。本實施例中，涵道筒體總長為涵道筒體2尾部圓半徑的1.9～2.1倍。滑槽10的長度滿足阻塞片5后退和前進整個行程的距離即可。阻塞片5的長度應滿足后退后能與第二旋轉片一起阻塞氣流，且不影響螺旋槳1的正常工作的要求。當旋翼/機翼變換式飛機處于垂直起降或懸停狀態時，整個涵道風扇矢量推進系統的氣流偏轉機構處于打開狀態，如附圖7和附圖8所示。打開時，通過減速電機6驅動旋轉驅動軸7轉動，從而帶動第一旋轉片以旋轉支承軸8為旋轉中心，使該第一旋轉片的后端向涵道筒體內旋轉90°；同時所述減速電機通過旋轉驅動軸7帶動第二旋轉片以旋轉支承軸為旋轉中心，該第二旋轉片的后端向涵道筒體內旋轉90°，旋轉后第一旋轉片3與第二旋轉片4平行。同時，在多級液壓作動筒9的作用下，阻塞片5沿滑槽10向后退，在第二旋轉片4到達指定位置后阻塞片5也到達預期的位置，以阻塞第二旋轉片4旋轉后流出的空檔部分，如圖15所示。此時，涵道風扇矢量推進系統的氣流偏轉裝置打開完畢，涵道螺旋槳向后排出的氣流絕大部分可在氣流偏轉機構的作用下偏轉，從而使涵道螺旋槳系統產生的推力盡可能變為側向力，以此來平衡旋翼/機翼變換式飛機主旋翼的反扭矩。經過以上過程，涵道風扇矢量推進系統可平衡旋翼/機翼變換式飛機上主旋翼的反扭矩，從而使旋翼/機翼變換式飛機可以垂直起降以及懸停。當旋翼/機翼變換式飛機飛行速度達到一定程度，從直升機模式變為固定翼飛機模式時，涵道風扇系統的氣流偏轉機構收起，如附圖1所示。收起時，減速電機6驅動旋轉驅動軸7旋轉，帶動第一旋轉片3和第二旋轉片4沿反方向向內側旋轉到原始的位置，于此同時，多級液壓作動筒9的作動桿收起，帶動阻塞片5也可沿滑槽10向前移動到達相應的位置，如圖14所示，從而使第一旋轉片3、第二旋轉片4、阻塞片5均與涵道筒體2重新裝配為一個整體。此時涵道螺旋槳正常工作，為飛機前飛提供充足的推力，從而提升飛機的前飛速度，使飛機高速前飛。當前第1頁1 2 3