CN115196008A - 一种基于混合电推进的超高速直升机构型 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种基于混合电推进的超高速直升机构型，属于飞行器整机构型设计领域。本发明公开的构型包括：机身(4)、主翼(8)、前翼(1)、H型尾翼、涡扇发动机(5)、升力风扇(10)和供电***，所述涡扇发动机(5)安装在机身的中部顶端，涡扇进气侧设有U型间隙(11)，所述主翼(8)布局在涡扇顶部，所述前翼(1)布局在机身头部底端，所述主翼(8)和前翼(1)两侧机翼内安装升力风扇(10)，所述H型尾翼布局在机身尾部中端。本发明采用直升机+涡扇发动机一体化设计，并通过纵向空间上相互错开的三翼面气动布局，使直升机具有小翼展大升力和翼面脱落涡互不影响的特点，风扇‑机翼融合的设计可兼顾超高速巡航和悬停的升力需求，保证了直升机超高速巡航的气动效率和悬停升力需求。
Description
技术领域
本发明涉及一种基于混合电推进的超高速直升机构型，属于飞行器整机构型设计领域。
背景技术
现代新军事变革环境下的高技术局部战争对直升机的性能提出了更高要求，迫切需要一 种快速支持、敏捷打击的超高速直升机。常规直升机的旋翼前行侧桨叶会因速度过高而产生 激波，后行侧桨叶会因速度过低而失速，使得直升机升力减小、阻力增大，从而限制了直升 机的最大前飞速度，时速在250公里/小时至350公里/小时的范围内。为了提高常规直升机的 飞行速度极限，业界主要提出了两种方案：
一是倾转旋翼机，在类似固定翼飞机机翼的翼尖处，各装一套可在水平与垂直位置之间 自由转动的旋翼倾转***组件。尽管相比于传统直升机具有更高巡航速度、更远航程，如V-22 “鱼鹰”最高时速为509公里/小时，但由于可旋转旋翼尺寸小，大大限制了其旋翼***的推 进力，同时由于倾转旋翼产生的升力并不在飞机重心后方，处于静不稳定状态，机动性能远 低于传统直升机，容易受到突风的影响，悬停稳定性也较差。
二是采用共轴反转双旋翼和推进螺旋桨组合结构。共轴反转的上下两组旋翼可相互平衡 掉旋翼滚转力矩，不需要尾桨结构，尾部推进螺旋桨可实现更高的前飞速度，如S-97最大飞 行速度超过482千米/时。然而对于共轴反转双旋翼方案而言，由于两片螺旋桨的转动方向相 反，位于后方的螺旋桨将不停地穿过前方螺旋桨的尾流，这会产生一种复杂的动态不利气动 干扰，使共轴反转推进装置的整体气动效率变低，即同等推力下螺旋桨所需要的发动机功率 增大，燃油消耗率增大，由此限制了飞行速度的进一步提升，同时还会产生较大的气动噪声。
高速直升机在突破0.8马赫(980千米/时)时，无论是倾转旋翼机方案，如CN106986020A， 还是共轴反转双旋翼+推进螺旋桨组合的方案，如CN109665096A，或者是两者混合的方案， 如CN108045572A，其最大极限都在500千米/时左右，都略微逊色于常规涡桨飞机600千米/ 时的巡航速度，说明在当今技术在利用螺旋桨驱动飞行器时，还无法突破0.8马赫，故为了 提高巡航速度，巡航时旋翼应该尽量隐藏起来，如授权发明专利一种多驱动垂直起降固定翼 无人机(ZL108557075B)，提出一种机翼涵道风扇，悬停时涵道风扇提供升力，巡航时机翼提 供升力，但是其推进力依旧由螺旋桨提供，且机翼上开孔其实是对飞行器巡航气动效率的一 种破环。发明专利一种三翼面小型倾转动力通用飞机(CN108773475A)提出一种倾转涡喷驱动 的三翼面飞机，其有望突破0.8马赫巡航，但值得注意的是，悬停的涡喷空气流量约为0.8马 赫巡航时的4倍，该发明使用涡喷喷气容易进入喘振和悬停耗油率大，且前翼脱落涡会降低 尾翼的气动效率，这就需要一款满足高速巡航和低耗悬停的超高速直升机构型。
发明内容
本发明的目的在于提供一种基于混合电推进的超高速直升机构型，旨在发展一款巡航马 赫数在0.8左右的超高速直升机构型，采用直升机+涡扇发动机一体化设计，并通过纵向空间 上相互错开的三翼面气动布局，解决翼面脱落涡相互影响的问题，此外，利用风扇-机翼融合 +升力风扇折叠盖的设计可解决机翼上开孔对巡航气动效率的破环问题，利用涵道比和尾喷管 面积连续可调的涡轮风扇发动机+输出功率连续可调的升力风扇可解决涡喷喷气容易进入喘 振和悬停耗油率大的问题，利用涵道壁面的吸声和声学屏蔽效果可降低直升机噪声水平。
为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：
一种基于混合电推进的超高速直升机构型，包括：机身、主翼、前翼、H型尾翼、涡扇发动机、升力风扇和供电***，所述涡扇发动机安装在机身的中部顶端，采用直升机+涡扇发 动机一体化设计，涡扇和机身进气侧底部设有U型间隙，所述的U型间隙构造用于减少涡扇 发动机的进气畸变，所述主翼布局在涡扇发动机顶部，所述的前翼布局在机身头部底端，所 述的主翼和前翼两侧机翼，采用带双平行面的翼型，并构造用于嵌套安装多个升力风扇和风 扇折叠盖，多个升力风扇可提高悬停升力和风扇折叠盖可提高巡航气动效率，所述的主翼和 前翼都安装有翼尖小翼，所述的H型尾翼布局在机身尾部中端，所述的H型尾翼包括水平尾 翼和垂直尾翼，两个垂直尾翼位于水平尾翼的两端并构成“H”型布局，所述的超高速直升 机构型整体上具有纵向空间上相互错开的三翼面气动布局特点，并构造用于减少翼面脱落涡 流对机翼气动效率的影响，具有小翼展大升力的紧凑型大载量直升机构型；
所述机身的剖面结构为类升力翼型，涡扇发动机相当于吸气源，利用康达效应，使得气 流无气体分离地沿着机身表面流动，从而提高机身的升力，降低巡航时机翼的翼载；
所述的升力风扇根据直升机的悬停运载量需求可安装有4个、6个、8个等；
所述的水平尾翼和垂直尾翼尾部都安装有襟翼，用于直升机的巡航模式下的俯仰和偏航 控制，所述的主翼和前翼尾部也安装有襟翼，用于直升机的巡航时的滚转控制；
直升机的飞控***，采用常规四旋翼无人机的控制方案，通过控制管理多个升力风扇的 升力，能实现直升机悬停模式下的俯仰、转向和滚转控制；
所述的升力风扇为电驱动风扇，所述的供电***包括发电机、整流器和逆变器，所述的 整流器和逆变器安装在机身内，所述涡扇发动机直接驱动安装在发动机内的发电机发电，并 先后通过整流器和逆变器传送到驱动升力风扇旋转的电机上。
所述的一种基于混合电推进的超高速直升机构型，其特征在于，所述的主翼和前翼采用 风扇-机翼融合的设计，翼型的上翼面的头部和尾部的为曲面，能产生升力，中部为上翼平面， 翼型的下翼面为下翼平面，在安装有升力风扇的机翼位置，包含风扇折叠盖的正方形槽和带 扩张唇口的升力风扇通道，风扇通过风扇导叶支架固定在升力风扇通道内。
所述的一种基于混合电推进的超高速直升机构型，其特征在于，所述的风扇折叠盖包括 第一盖板、盖板延申、第二盖板、导轨滑棒、导轨槽和电机，所述的第一盖板一端连接在机 翼上的固定铰点内，并与电机轴连接，另一端和盖板延申共面连接，两者交界处安装有两对 称铰点，所述的第二盖板一端通过所述两对称铰点连接在第一盖板上，另一端上安装有导轨 滑棒，并固定在机翼的导轨槽内，并构造用于升力风扇通道的打开和关闭，其工作过程为：
①巡航状态→悬停状态：电机驱动第一盖板顺时针旋转，第一盖板和第二盖板构成角度 变小，第二盖板的导轨滑棒沿着导轨槽向左移动，直至第一盖板和第二盖板重合，则完成风 扇折叠盖从关闭到打开的过程，扩张唇口的升力风扇通道增加了风扇升力；
②悬停状态→巡航状态：电机驱动第一盖板逆时针旋转，第一盖板和第二盖板构成角变 大，直至第一盖板和第二盖板共面，则完成风扇折叠盖从打开到关闭过程，机翼气动效率高。
所述的一种基于混合电推进的超高速直升机构型，其特征在于，所述的超高速直升机受 飞控***和发动机控制器控制，并包含I-起动、II-悬停、III-模式切换、IV-巡航四个工作过程， 模态转换时，飞行员操纵油门杆及工作模式开关，飞控***协调控制升力风扇电机的功率输 出和风扇折叠盖，发动机控制器协调控制涵道比、喷口面积和燃油流量，超高速直升机具体 工作过程为：
①I：超高速直升机起动，风扇折叠盖全部打开，飞行距离Sidle和飞行高度Hidle都为0， 涡扇发动机外涵道完全关闭，尾喷管完全扩张，转速加速到慢车转速nidle；
②I→II：超高速直升机爬升至悬停高度Hhover，发动机控制器增加燃油流量，转子转速从 慢车转速nidle加速到悬停转速nhover并工作在悬停点A，外涵道完全关闭，气流只能通过内涵 道进入核心机，尾喷管完全扩张使得内涵道气流出口速度几乎为零，即几乎不产生喷气推进 力，此时涡轮驱动发电机发电，以驱动多台升力风扇旋转，升力风扇采用扩张唇口增加悬停 进气量，此模式下发动机的几乎所有能量转化为超高速直升机的悬停升力；
③II→III→IV：飞控***控制多个升力风扇的转速，使得超高速直升机前倾低速飞行，机 翼产生一定升力，悬停点A加速到悬停切换点B，此后，控制器缓慢打开外涵道，并增加燃 油流量以适应涵道风扇负载的增加，与此同时，尾喷管缓慢开始收敛，内涵道涡轮做功能力 减弱，发动机控制器增加燃油流量以实现涡轮的转速恒定，总体效果为内外涵道的喷气推进 力增加，此后飞控***减少升力风扇电机的功率输出，升力风扇转速下降，随着飞行速度增 加机翼升力增加，当悬停切换点B过渡到巡航切换点C时，外涵道完全打开，尾喷管完全收 敛，升力风扇转速为零，机翼升力完全替代升力风扇的升力，此后风扇折叠盖(3)从打开切换 到关闭，机翼气动效率增加，巡航速度从C点加速到D点，发动机几乎所有能量都转化为超 高速直升机的喷气推进力，切换过程总升力不变，推进力缓慢增加；
④IV→III→II：发动机控制器降低燃油流量，飞控***打开风扇折叠盖，超高速直升机从 巡航D点减速到切换C点，此时发动机控制器开始缓慢关闭外涵道和扩张尾喷管，并且飞控 ***加速升力风扇，最终过渡到悬停切换点B时发动机几乎所有能量都转化为升力风扇的升 力，可以根据下降高度需求从B点减速到A点，切换过程总升力不变，推进力缓慢减少；
所述涡扇发动机在I→II→III→IV和IV→III→II→I过程中，发动机控制器的供油曲线都 紧挨着超温喘振边界线，从而充分发挥发动机的性能潜力；
所述的超高速直升机在巡航时，关闭风扇折叠盖，从而充分提高巡航气动效率。
与现有技术相比，本发明的优势是：发展了一款巡航马赫数在0.8左右的超高速直升机 构型，采用直升机+涡扇发动机一体化设计，过程中利用U型间隙减少安装在机身中部顶端 的涡扇发动机的进气畸变，并通过纵向空间上相互错开的三翼面气动布局，使直升机具有小 翼展大巡航升力和翼面脱落涡互不影响的特点，此外，利用风扇-机翼融合+升力风扇折叠盖 的设计可兼顾悬停和高气动效率巡航的升力需求，利用涵道比和尾喷管面积连续可调的涡轮 风扇发动机+升力风扇可兼顾巡航和悬停两大大工况的连续过渡，从而保证了直升机巡航超高 速和悬停大升力的需求。相比于倾转旋翼机，涡扇喷气推进巡航速度更大，三翼面布局直升 机稳定性更好，相比于共轴反转双旋翼和推进螺旋桨组合结构，本发明的风扇-机翼融合+升 力风扇折叠盖的设计可兼顾悬停和高气动效率巡航的升力需求，且涵道壁面吸声效果好。
附图说明
图1为本发明的超高速直升机构型分别在巡航和悬停状态下的立体图、正视图和左视图。
图2为本发明的风扇折叠盖的建构简图。
图3为本发明的安装有升力风扇的前翼和主翼的翼型特性。
图4为本发明的整个动力***在巡航和悬停状态下的工作示意图。
图5为本发明的涡扇发动机在不同模式下的供油-转速变化曲线。
图6为本发明的超高速直升机的任务剖面。
图7为本发明的整个动力***模态转换过渡过程控制参数和性能参数变化曲线。
图中：1-前翼、2-前翼翼尖小翼、3-风扇折叠板、31-第一盖板、32-盖板延申、33-第二盖 板、34-导轨滑棒、35-导轨槽、4-机身、5-涡扇发动机、6-水平尾翼、7-垂直尾翼、8-主翼、 9-主翼翼尖小翼、10-升力风扇、11-U型间隙，A-悬停点、B-悬停切换点、C-巡航切换点、D- 巡航点。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描 述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明 中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例， 都属于本发明保护的范围。
请参阅图1，本发明实施例中，一种基于混合电推进的超高速直升机构型，包括：机身4、 主翼8、前翼1、H型尾翼、涡扇发动机5、升力风扇10和供电***，所述涡扇发动机5安装在机身的中部顶端，涡扇和机身进气侧底部设有U型间隙11，所述的U型间隙11构造用 于减少涡扇发动机的进气畸变，所述主翼8布局在涡扇发动机顶部，所述的前翼1布局在机 身头部底端，所述的主翼8和前翼1两侧机翼，采用带双平行面的翼型，并构造用于嵌套安 装升力风扇10和风扇折叠盖3，多个升力风扇可提高悬停升力和风扇折叠盖可提高巡航气动效率，所述的主翼8和前翼1都安装有翼尖小翼，所述的H型尾翼布局在机身尾部中端，所 述的H型尾翼包括水平尾翼6和垂直尾翼7，两个垂直尾翼位于水平尾翼6的两端并构成“H” 型布局，所述的超高速直升机构型整体上具有纵向空间上相互错开的三翼面气动布局特点，并构造用于减少翼面脱落涡流对机翼气动效率的影响，可实现小翼展大升力的紧凑型大载量 直升机构型；
所述机身4的剖面结构为类升力翼型，涡扇发动机5相当于吸气源，利用康达效应，使 得气流无气体分离地沿着机身表面流动，从而提高机身的升力，降低巡航时机翼的翼载；
所述的升力风扇根据直升机的悬停运载量具体实施时在前翼和主翼上均匀安装有4个；
所述的水平尾翼6和垂直尾翼7尾部都安装有襟翼，用于直升机的巡航模式下的俯仰和 偏航控制，所述的主翼8和前翼1尾部也安装有襟翼，用于直升机的巡航时的滚转控制；
直升机的飞控***，采用常规四旋翼无人机的控制方案，通过控制管理四个升力风扇的 升力，能实现直升机悬停模式下的俯仰、转向和滚转控制；
请参阅图4，本发明实施例中，所述的升力风扇10为电驱动风扇，所述的供电***包括 发电机、整流器和逆变器，所述的整流器和逆变器安装在机身4内，所述涡扇发动机5直接 驱动安装在发动机内的发电机发电，并先后通过整流器和逆变器传送到驱动升力风扇旋转的 电机上。
请参阅图3，本发明实施例中，所述的一种基于混合电推进的超高速直升机构型，其特 征在于，所述的主翼8和前翼1采用风扇-机翼融合的设计，翼型的上翼面的头部和尾部的为 曲面，能产生升力，中部为上翼平面，翼型的下翼面为下翼平面，在安装有升力风扇的机翼 位置，包含风扇折叠盖3的正方形槽和带扩张唇口的升力风扇通道，风扇通过风扇导叶支架 固定在升力风扇通道内。
请参阅图2，本发明实施例中，所述的一种基于混合电推进的超高速直升机构型，其特 征在于，所述的风扇折叠盖3包括第一盖板31、盖板延申32、第二盖板33、导轨滑棒34、导轨槽35和电机，所述的第一盖板31一端连接在机翼上的固定铰点内，并与电机轴连接，另一端和盖板延申32共面连接，两者交界处安装有两对称铰点，所述的第二盖板33一端通过所述两对称铰点连接在第一盖板31上，另一端上安装有导轨滑棒34，并固定在机翼的导轨槽35内，并构造用于升力风扇通道的打开和关闭，其工作过程为：
①巡航状态→悬停状态：电机驱动第一盖板31顺时针旋转，第一盖板31和第二盖板33 构成角度变小，第二盖板33的导轨滑棒34沿着导轨槽35向左移动，直至第一盖板31和第 二盖板33重合，则完成风扇折叠盖3从关闭到打开的过程；
②悬停状态→巡航状态：电机驱动第一盖板31逆时针旋转，第一盖板31和第二盖板33 构成角变大，直至第一盖板31和第二盖板33共面，则完成风扇折叠盖3从打开到关闭过程。
请参阅图5和图6，本发明实施例中，所述的一种基于混合电推进的超高速直升机构型， 其特征在于，其特征在于，所述的超高速直升机受飞控***和发动机控制器控制，并包含I- 起动、II-悬停、III-模式切换、IV-巡航四个工作过程，模态转换时，飞行员操纵油门杆及工 作模式开关，飞控***协调控制升力风扇电机的功率输出和风扇折叠盖，发动机控制器协调 控制涵道比、喷口面积和燃油流量，超高速直升机具体工作过程为：
①I：超高速直升机起动，风扇折叠盖3全部打开，飞行距离Sidle和飞行高度Hidle都为0， 涡扇发动机5外涵道完全关闭，尾喷管完全扩张，转速加速到慢车转速nidle；
②I→II：超高速直升机爬升至悬停高度Hhover，发动机控制器增加燃油流量，转子转速从 慢车转速nidle加速到悬停转速nhover并工作在悬停点A，外涵道完全关闭，气流只能通过内涵 道进入核心机，尾喷管完全扩张使得内涵道气流出口速度几乎为零，即几乎不产生喷气推进 力，此时涡轮驱动发电机发电，以驱动多台升力风扇旋转，升力风扇采用扩张唇口增加悬停 进气量，此模式下发动机的几乎所有能量转化为超高速直升机的悬停升力；
③II→III→IV：飞控***控制四个升力风扇的转速，使得超高速直升机前倾低速飞行，机 翼产生一定升力，悬停点A加速到悬停切换点B，此后，控制器缓慢打开外涵道，并增加燃 油流量以适应涵道风扇负载的增加，与此同时，尾喷管缓慢开始收敛，内涵道涡轮做功能力 减弱，发动机控制器增加燃油流量以实现涡轮的转速恒定，总体效果为内外涵道的喷气推进 力增加，此后飞控***减少升力风扇电机的功率输出，升力风扇转速下降，随着飞行速度增 加机翼升力增加，当悬停切换点B过渡到巡航切换点C时，外涵道完全打开，尾喷管完全收 敛，升力风扇转速为零，机翼升力完全替代升力风扇的升力，此后风扇折叠盖3从打开切换 到关闭，机翼气动效率增加，巡航速度从C点加速到D点，发动机几乎所有能量都转化为超 高速直升机的喷气推进力，切换过程总升力不变，推进力缓慢增加；
④IV→III→II：发动机控制器根据油门杆指令和工作模式开关，发动机控制器降低燃油流 量，飞控***打开风扇折叠盖3，超高速直升机从巡航D点减速到切换C点，此时发动机控 制器开始缓慢关闭外涵道和扩张尾喷管，并且飞控***加速升力风扇，最终过渡到悬停切换 点B时发动机几乎所有能量都转化为升力风扇的升力，可以根据下降高度需求从B点减速到 A点，切换过程总升力不变，推进力缓慢减少；
所述涡扇发动机5在I→II→III→IV和IV→III→II→I过程中，发动机控制器的供油曲线 都紧挨着超温喘振边界线，从而充分发挥发动机的性能潜力；
所述的超高速直升机在巡航时，关闭风扇折叠盖3，从而充分提高巡航气动效率；
请参阅图7，本发明实施例中，动力***通过对燃油流量Wf、涵道风扇前后涵道比a、 尾喷管面积A8和升力电风扇功率Pfan的协调控制，实现超高速直升机在升力风扇升力Lfan替代 机翼升力Lwing过程中总的升力Ltotal不变，在涡扇喷气推进力Fduct替代升力风扇前飞力Ffan过 程中动力***推进力Ftotal缓慢增加，实现协调控制，且模式切换时间尽可能的短。具体控制 过程为：在t1时刻涡扇发动机燃油流量Wf开始增加，此时飞控***通过控制四个升力电风扇 实现超高速直升机的前飞，超高速直升机带有小前飞迎角，且升力电风扇产生推进力为Ffan， 时间从t1到t2升力电风扇功率采用斜波增量控制模式缓慢增加，在t2时刻，升力电风扇功率 采用负的加速度增量控制开始减少，超高速直升机缓慢减少前飞迎角，涡扇发动机开始产生 喷气推进力Fduct，并在t3时刻喷气推进力Fduct完全替代风扇推进力Ffan，整个t1到t2过程Ftotal缓慢增加，总升力Ltotal恒定。
本发明并不局限于上述实施例，在本发明公开的技术方案的基础上，本领域的技术人员 根据所公开的技术内容，不需要创造性的劳动就可以对其中的一些技术特征作出一些简单修 改、等同变化与修饰，均属于本发明技术方案的范围内。
Claims (4)
1.一种基于混合电推进的超高速直升机构型，包括：机身(4)、主翼(8)、前翼(1)、H型尾翼、涡扇发动机(5)、升力风扇(10)和供电***，所述涡扇发动机(5)安装在机身的中部顶端，涡扇和机身进气侧底部设有U型间隙(11)，所述的U型间隙(11)构造用于减少涡扇发动机的进气畸变，所述主翼(8)布局在涡扇发动机顶部，所述的前翼(1)布局在机身头部底端，所述的主翼(8)和前翼(1)两侧机翼，采用带双平行面的翼型，并构造用于嵌套安装多个升力风扇(10)和风扇折叠盖(3)，所述的主翼(8)和前翼(1)都安装有翼尖小翼，所述的H型尾翼布局在机身尾部中端，所述的H型尾翼包括水平尾翼(6)和垂直尾翼(7)，两个垂直尾翼位于水平尾翼(6)的两端并构成“H”型布局，所述的超高速直升机构型整体上具有纵向空间上相互错开的三翼面气动布局特点，并构造用于减少翼面脱落涡流对机翼气动效率的影响，具有小翼展大升力的紧凑型大载量直升机构型；
所述机身(4)的剖面结构为类升力翼型，涡扇发动机(5)相当于吸气源，利用康达效应，使得气流无气体分离地沿着机身表面流动，从而提高机身的升力，降低巡航时机翼的翼载；
所述的升力风扇根据直升机的悬停运载量需求可安装有4个、6个、8个等；
所述的水平尾翼(6)和垂直尾翼(7)尾部都安装有襟翼，用于直升机在巡航模式下的俯仰和偏航控制，所述的主翼(8)和前翼(1)尾部也安装有襟翼，用于直升机的巡航时的滚转控制；
直升机的飞控***，采用常规四旋翼无人机的控制方案，通过控制管理多个升力风扇的升力，能实现直升机悬停模式下的俯仰、转向和滚转控制；
所述的升力风扇(10)为电驱动风扇，所述的供电***包括发电机、整流器和逆变器，所述的整流器和逆变器安装在机身(4)内，所述涡扇发动机(5)直接驱动安装在发动机内的发电机发电，并先后通过整流器和逆变器传送到驱动升力风扇旋转的电机上。
2.如权利要求1所述的一种基于混合电推进的超高速直升机构型，其特征在于，所述的主翼(8)和前翼(1)采用风扇-机翼融合的设计，翼型的上翼面的头部和尾部的为曲面，中部为上翼平面，翼型的下翼面为下翼平面，在安装有升力风扇的机翼位置，包含风扇折叠盖(3)的正方形槽和带扩张唇口的升力风扇通道，风扇通过风扇导叶支架固定在升力风扇通道内。
3.如权利要求1所述的一种基于混合电推的超高速直升机构型，其特征在于，所述的风扇折叠盖(3)包括第一盖板(31)、盖板延申(32)、第二盖板(33)、导轨滑棒(34)、导轨槽(35)和电机，所述的第一盖板(31)一端连接在机翼上的固定铰点内，并与电机轴连接，另一端和盖板延申(32)共面连接，两者交界处安装有两对称铰点，所述的第二盖板(33)一端通过所述两对称铰点连接在第一盖板(31)上，另一端上安装有导轨滑棒(34)，并固定在机翼的导轨槽(35)内，并构造用于升力风扇通道的打开和关闭，其工作过程为：
①巡航状态→悬停状态：电机驱动第一盖板(31)顺时针旋转，第一盖板(31)和第二盖板(33) 构成角度变小，第二盖板(33)的导轨滑棒(34)沿着导轨槽(35)向左移动，直至第一盖板(31)和第二盖板(33)重合，则完成风扇折叠盖(3)从关闭到打开的过程；
②悬停状态→巡航状态：电机驱动第一盖板(31)逆时针旋转，第一盖板(31)和第二盖板(33)构成角变大，直至第一盖板(31)和第二盖板(33)共面，则完成风扇折叠盖(3)从打开到关闭过程。
4.如权利要求1所述的一种基于混合电推的超高速直升机构型，其特征在于，所述的超高速直升机受飞控***和发动机控制器控制，并包含I-起动、II-悬停、III-模式切换、IV-巡航四个工作过程，模态转换时，飞行员操纵油门杆及工作模式开关，飞控***协调控制升力风扇电机的功率输出和风扇折叠盖(3)，发动机控制器协调控制涵道比、喷口面积和燃油流量，超高速直升机具体工作过程为：
①I：超高速直升机起动，风扇折叠盖(3)全部打开，飞行距离Sidle和飞行高度Hidle都为0，涡扇发动机(5)外涵道完全关闭，尾喷管完全扩张，发动机转速加速到慢车转速nidle；
②I→II：超高速直升机爬升至悬停高度Hhover，发动机控制器增加燃油流量，转子转速从慢车转速nidle加速到悬停转速nhover并工作在悬停点A，外涵道依旧完全关闭，气流只能通过内涵道进入核心机，尾喷管完全扩张使得内涵道气流出口速度几乎为零，即几乎不产生喷气推进力，此时涡轮驱动发电机发电，以驱动多台升力风扇旋转，升力风扇采用扩张唇口增加悬停进气量，此模式下发动机的几乎所有能量转化为超高速直升机的悬停升力；
③II→III→IV：飞控***控制多个升力风扇的转速，使得超高速直升机前倾低速飞行，机翼产生一定升力，悬停点A加速到悬停切换点B，此后，控制器缓慢打开外涵道，并增加燃油流量以适应涵道风扇负载的增加，与此同时，尾喷管缓慢开始收敛，内涵道涡轮做功能力减弱，发动机控制器增加燃油流量以实现涡轮的转速恒定，总体效果为内外涵道的喷气推进力增加，此后飞控***减少升力风扇电机的功率输出，升力风扇转速下降，随着飞行速度增加机翼升力增加，当悬停切换点B过渡到巡航切换点C时，外涵道完全打开，尾喷管完全收敛，升力风扇转速为零，机翼升力完全替代升力风扇的升力，此后风扇折叠盖(3)从打开切换到关闭，机翼气动效率增加，巡航速度从C点加速到D点，发动机几乎所有能量都转化为超高速直升机的喷气推进力，切换过程总升力不变，推进力缓慢增加；
④IV→III→II：发动机控制器降低燃油流量，飞控***打开风扇折叠盖(3)，超高速直升机从巡航D点减速到切换C点，此时发动机控制器开始缓慢关闭外涵道和扩张尾喷管，并且飞控***加速升力风扇，最终过渡到悬停切换点B时发动机几乎所有能量都转化为升力风扇的升力，可以根据下降高度需求从B点减速到A点，切换过程总升力不变，推进力缓慢减少；
所述涡扇发动机(5)在I→II→III→IV和IV→III→II→I过程中，发动机控制器的供油曲线都紧挨着超温喘振边界线。
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