一种双发串联垂直起降飞机制造技术

本实用新型专利技术属于飞机总体设计技术领域，具体涉及一种双发串联垂直起降飞机。包括：机身、上进气口、前发动机、分流流道、左喷口、右喷口、腹部进气口、腹部进气道、后发动机和尾喷口；所述上进气口设置在飞机背部，上进气口尾部连接前发动机进气口，前发动机尾部连接分流流道入口，分流流道一分为二呈“裤腿”状，分流流道两个出口分别连接左喷口和右喷口；左右矢量喷口分别设置在左右机翼根部下方；所述前发动机设置在座舱后方；所述腹部进气口设置在机身下颚，腹部进气口通过腹部进气道连接后发动机入口，后发动机尾部连接尾喷口；所述后发动机设置在机身后方；所述尾喷口设置在机身后部且位于两垂尾之间。于两垂尾之间。于两垂尾之间。

【技术实现步骤摘要】
一种双发串联垂直起降飞机


[0001]本技术属于飞机总体设计
，具体涉及一种双发串联垂直起降飞机。

技术介绍

[0002]垂直起降飞机因具有垂直起降、短距起飞的能力，相比常规滑跑起飞的飞机具有很大的优势，即可以不依赖机场跑道在狭小平台上实现起飞和着陆，该优势大大提高了其战时生存能力。尤其对于海洋作战，垂直起降飞机可以实现在航母、两栖登陆舰甚至大型民用船只上进行起降和保障，具有极佳的使用效果。同时垂直起降飞机由于其具有多个矢量喷管，可以实现空中悬停、原地转向甚至后飞等直升飞机才具有的飞行性能，机动性能非常优异。

技术实现思路

[0003]本技术的目的：提出一种双发串联垂直起降飞机，解决在缺乏高端多喷口矢量发动机的前提下，采用现有成熟技术，设计一款垂直起降战斗机的问题。
[0004]本技术的技术方案：
[0005]一种双发串联垂直起降飞机，包括：机身、上进气口、前发动机、分流流道、左喷口、右喷口、腹部进气口、腹部进气道、后发动机和尾喷口；
[0006]所述上进气口设置在飞机背部，上进气口尾部连接前发动机进气口，前发动机尾部连接分流流道入口，分流流道两个出口分别连接左喷口和右喷口；左右矢量喷口分别设置在左右机翼根部下方；所述前发动机设置在座舱后方；
[0007]所述腹部进气口设置在机身下颚，腹部进气口通过腹部进气道连接后发动机入口，后发动机尾部连接尾喷口；所述后发动机设置在机身后方；所述尾喷口设置在机身后部且位于两垂尾之间。
[0008]进一步，所述左喷口和所述右喷口均为矢量喷口，左右喷口均设有多个“百叶窗”式扰流片。
[0009]进一步，所述左喷口和右喷口的“百叶窗”式扰流片可以飞机展向为轴旋转；旋转角度为竖直向下与水平向后之间的任意角度。
[0010]进一步，所述尾喷口为旋转式矢量喷口，包括：多节首尾连接的连接管和喷口；
[0011]第一节入口连接管连接后发动机尾部，最后一节连接管出口连接喷口；
[0012]多节连接管之间的连接面与发动机轴线不垂直；各节连接管之间可相对旋转。
[0013]进一步，所述多节连接管之间的各连接面为圆形。
[0014]进一步，所述连接管数量为三节，第一节连接管与第二节连接管的连接面与发动机轴线成60
°
夹角，第二节连接管与第三节连接管的连接面与发动机轴线成
‑
60
°
夹角。
[0015]进一步，第一节连接管可相对于后发动机尾部旋转。
[0016]本技术的有益效果：相比目前现有的垂直起降飞机，该技术具有以下优势：
[0017](1)飞行过程中双发同时工作，无飞行死重；
[0018](2)避开多喷口矢量发动机，采用单喷口常规发动机；
[0019](3)与目前轻型垂直起降战斗机不同，该飞机属于双发重型垂起降战斗机；
[0020](4)具有3个矢量喷口，机动性更强。
附图说明
[0021]图1是一种双发串联垂直起降飞机示意图，
[0022]图2是一种双发串联的垂直起降飞机对称面剖视图，
[0023]图3是左右矢量喷管喷口向下偏转示意图，
[0024]图4是左右矢量喷管喷口向后偏转示意图，
[0025]图5是尾部矢量喷口多节连接管旋转方向示意图，
[0026]图6是尾部矢量喷口向下偏转示意图；
[0027]编号说明：1
‑
上进气口，2
‑
前发动机，3
‑
分流流道，4
‑
右矢量喷口，5
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腹部进气口，6
‑
腹部进气道，7
‑
左矢量喷口，8
‑
后发动机，9
‑
尾喷口，10
‑
机身。
具体实施方式
[0028]下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术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技术一部分实施例，而不是全部实施例。基于本技术中的实施例，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，都属于本技术保护的范围。
[0029]一种双发串联的垂直起降飞机，如图1和图2所示，其两个发动机呈前后串联布置，前发动机2的上气口1在机身10背部，前发动机后部有“裤腿”状分流流道3将气流分叉为两路，从飞机左右机翼的根部附近喷出，其右矢量喷口4和左矢量喷口7为可在0
°
～90
°
范围内偏转以实现气流在向下和向后方向之间转换喷射。后发动机8的腹部进气口5在飞机的下颚，进入腹部进气口5的气流通过腹部进气道6进入后发动机8，后发动机8的尾喷口9为矢量喷口，可实现气流向下和向后转换喷射。当上述右矢量喷口4、左矢量喷口7和尾喷口9同时向下喷射时，飞机实现垂直起降，当上述右矢量喷口4、左矢量喷口7和尾喷口9同时向后喷射时，飞机实现空中巡航飞行，当飞机需要机动时，矢量喷口4、左矢量喷口7和尾喷口9按控制需要进行独立偏转。
[0030]优选的，该双发串联的垂直起降飞机的前部发动机后部分出的两路气流的两个喷口右矢量喷口4和左矢量喷口7均为“百叶窗”式矢量喷口，可实现气流在向下和向后任意角度之间转换。如图3和图4所示。
[0031]优选的，该双发串联的垂直起降飞机的尾喷口9采用的是“多节管差动旋转”式矢量喷管。如图5和图6所示。
[0032]当左喷口4、右喷口7和尾喷口9同时向下偏转到90
°
时，飞机可以进行垂直起降，当左喷口4、右喷口7和尾喷口9同时同时偏转到水平位置时飞机进行空中巡航飞行，当飞机需要机动时，左喷口4、右喷口7和尾喷口9将各自按需进行独立偏转，偏转角度为0
°
到90
°
范围内的一定角度，与飞机舵面协同实现飞机的空中超机动。
[0033]本技术一种双发串联的垂直起降飞机，采用了2台常规发动机前后串联布局
的形式，将前部分发动机尾流分为左右两路，与后部矢量喷口形成了“三点支撑”式的升力以实现飞机垂直或者短距起飞。飞机飞行过程中2台发动机同时工作，避免了以往1台发动机不工作存在“死重”的情况。飞机飞行过程中可根据需要独立3个喷口的偏转角度以实现飞机机动。
[0034]以上所述，仅为本技术的具体实施例，对本技术进行详细描述，未详尽部分为常规技术。但本技术的保护范围不局限于此，任何熟悉本
的技术人员在本技术揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本技术的保护范围之内。本技术的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种双发串联垂直起降飞机，其特征在于：所述飞机包括机身、上进气口、前发动机、分流流道、左喷口、右喷口、腹部进气口、腹部进气道、后发动机和尾喷口；所述上进气口设置在飞机背部，上进气口尾部连接前发动机进气口，前发动机尾部连接分流流道入口，分流流道两个出口分别连接左喷口和右喷口；左右矢量喷口分别设置在左右机翼根部下方；所述前发动机设置在座舱后方；所述腹部进气口设置在机身下颚，腹部进气口通过腹部进气道连接后发动机入口，后发动机尾部连接尾喷口；所述后发动机设置在机身后方；所述尾喷口设置在机身后部且位于两垂尾之间。2.根据权利要求1所述的一种双发串联垂直起降飞机，其特征在于：所述左喷口和所述右喷口均为矢量喷口，左右喷口均设有多个“百叶窗”式扰流片。3.根据权利要求2所述的一种双发串联垂直起降飞机，其特征在于：所述左喷口和右喷口的“百叶窗”式扰流片可以飞机展向为轴旋转；旋转角度为竖直...

【专利技术属性】
技术研发人员：葛清源，赵锁珠，井涛，么亮，穆雪峰，张卓坤，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所，
类型：新型
国别省市：