CN108100271B - 一种排气系统及具有其的飞机 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种排气系统及具有其的飞机。所述排气系统包括第一辅助升力喷管、第二辅助升力喷管、主喷管以及球面矢量调节片，其中，所述主喷管的腔体上设置有第一连接孔与第二连接孔；第一辅助升力喷管的一端与第一连接孔连通；第二辅助升力喷管的一端与第二连接孔连通；球面矢量调节片铰接在所述主喷管的腔体内，并能相对主喷管转动。本申请的排气系统通过改变球面矢量调节片的位置来在提供升力与不提供升力之间转换，从而实现飞机短垂起降，具有结构简单，重量轻，便于安装、制造、冷却和减重的优点。

Description

一种排气系统及具有其的飞机
技术领域
本发明涉及发动机技术领域，特别是涉及一种排气系统及具有其的飞机。
背景技术
短垂起降指的是飞机能够实现短距离或者垂直起飞和降落，具备该功能的飞机作战反应性、环境适应性和战场生存性都非常强。
现有技术采用装有转向喷管的推力矢量发动机或者升力发动机与推力发动机的组合的方式来进行。
然而，现有技术的缺点是：发动机因为直接从风扇后引气提供前升力，导致压气机流量减小，发动机功率下降。
另外一种由于单独添加了升力风扇，导致发动机的结构更加复杂，可靠性降低，同时使重量大幅度增加。并且升力风扇的加入需要在蜗轮上进行功率提取，降低发动机性能。
因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
发明内容
本发明的目的在于提供一种排气系统来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
为实现上述目的，本发明提供一种排气系统，所述排气系统包括第一辅助升力喷管、第二辅助升力喷管、主喷管以及球面矢量调节片，其中，所述主喷管具有一腔体，所述腔体的壁面上设置有第一连接孔与第二连接孔；第一辅助升力喷管的一端设置在飞机左翼，另一端与主喷管的第一连接孔连通；第二辅助升力喷管的一端设置在飞机右翼，另一端与主喷管的第二连接孔连通；所述主喷管固定在发动机加力燃烧室上；所述球面矢量调节片铰接在所述主喷管的腔体内，并能相对所述主喷管转动，从而具有遮挡位置以及打开位置；在所述遮挡位置，所述球面适量调节片遮挡所述第一连接孔以及第二连接孔；在所述打开位置，所述主喷管的腔体与所述第一辅助升力喷管通过第一连接孔连通；所述主喷管的腔体与所述第二辅助升力喷管通过第二连接孔连通。
优选地，所述排气系统进一步包括调节电机以及传动装置，所述调节电机设置在所述主喷管外表面；所述传动装置一端与所述调节电机连接，另一端连接球面矢量调节片。
优选地，所述排气系统进一步包括液压作动筒，所述液压作动筒与所述球面矢量调节片铰接在所述主喷管的腔体内的铰接点连接。
优选地，所述第一辅助升力喷管或所述第二辅助升力喷管上设置有温度传感器。
本申请还提供了一种飞机，所述飞机包括如上所述的排气系统。
本申请的排气系统通过改变球面矢量调节片的位置来在提供升力与不提供升力之间转换，从而实现飞机短垂起降，具有结构简单，重量轻，便于安装、制造、冷却和减重的优点。
附图说明
图1是本申请第一实施例的排气系统的结构示意图。
图2是图1所示的排气系统的另一结构示意图。
图3是图1所示的排气系统的另一结构示意图，其中，球面矢量调节片处于遮挡位置。
图4是图1所示的排气系统的另一结构示意图，其中，球面矢量调节片处于打开位置。
附图标记：
1 第一辅助升力喷管 3 主喷管
2 第二辅助升力喷管 4 球面矢量调节片
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，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更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作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。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
图1是本申请第一实施例的排气系统的结构示意图。图2是图1所示的排气系统的另一结构示意图。图3是图1所示的排气系统的另一结构示意图，其中，球面矢量调节片处于遮挡位置。图4是图1所示的排气系统的另一结构示意图，其中，球面矢量调节片处于打开位置。
如图1至图4所示的排气系统包括第一辅助升力喷管1、第二辅助升力喷管2、主喷管3以及球面矢量调节片4，其中，主喷管3具有一腔体，腔体的壁面上设置有第一连接孔与第二连接孔；第一辅助升力喷管1的一端设置在飞机左翼，另一端与主喷管3的第一连接孔连通；第二辅助升力喷管2的一端设置在飞机右翼，另一端与主喷管3的第二连接孔连通；主喷管3固定在发动机加力燃烧室上；球面矢量调节片4铰接在主喷管3的腔体内，并能相对主喷管3转动，从而具有遮挡位置以及打开位置；在遮挡位置，球面适量调节片4遮挡第一连接孔以及第二连接孔；在打开位置，主喷管3的腔体与第一辅助升力喷管1通过第一连接孔连通；主喷管3的腔体与第二辅助升力喷管2通过第二连接孔连通。
参见图3，第一辅助升力喷管1、第二辅助升力喷管2与主喷管3相连，当球面矢量调节片4不偏转时，球面矢量调节片4将主喷管3上的第一连接孔与第二连接孔遮挡，此时主喷管3与第一辅助升力喷管1、第二辅助升力喷管2相连但不通气，主喷管3正常工作，飞机正常飞行。
当球面矢量调节片4偏转时，主喷管3上的第一连接孔与第二连接孔放开，此时主喷管3与第一辅助升力喷管1、第二辅助升力喷管2之间通气，第一辅助升力喷管1、第二辅助升力喷管2垂直向下排气，并且此时主喷管3尾部排出的气流受球面矢量调节片4影响，排气方向向下。此时飞机可进行短垂起降。
本申请的排气系统通过改变球面矢量调节片的位置来在提供升力与不提供升力之间转换，从而实现飞机短垂起降，具有结构简单，重量轻，便于安装、制造、冷却和减重的优点。
在一个备选实施例中，排气系统进一步包括调节电机以及传动装置，调节电机设置在主喷管3外表面；传动装置一端与调节电机连接，另一端连接球面矢量调节片。采用这种方式能够自动控制球面矢量调节片的旋转。
在本实施例中，排气系统进一步包括液压作动筒，液压作动筒与球面矢量调节片4铰接在主喷管3的腔体内的铰接点连接。
在本实施例中，第一辅助升力喷管1或所述第二辅助升力喷管2上设置有温度传感器。
通过温度传感器能够检测第一辅助升力喷管或第二辅助升力喷管的温度。
本申请还提供了一种飞机，所述飞机包括如上所述的排气系统。
最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (5)

1.一种排气系统，其特征在于，所述排气系统包括第一辅助升力喷管(1)、第二辅助升力喷管(2)、主喷管(3)以及球面矢量调节片(4)，其中，
所述主喷管(3)具有一腔体，所述腔体的壁面上设置有第一连接孔与第二连接孔；
第一辅助升力喷管(1)的一端设置在飞机左翼，另一端与主喷管(3)的第一连接孔连通；
第二辅助升力喷管(2)的一端设置在飞机右翼，另一端与主喷管(3)的第二连接孔连通；
所述主喷管(3)固定在发动机加力燃烧室上；
所述球面矢量调节片(4)铰接在所述主喷管(3)的腔体内，并能相对所述主喷管(3)转动，从而具有遮挡位置以及打开位置；
在所述遮挡位置，所述球面矢 量调节片(4)遮挡所述第一连接孔以及第二连接孔；
在所述打开位置，所述主喷管(3)的腔体与所述第一辅助升力喷管(1)通过第一连接孔连通；
所述主喷管(3)的腔体与所述第二辅助升力喷管(2)通过第二连接孔连通；此时，主喷管（ 3） 尾部排出的气流受球面矢量调节片(4)影响，排气方向向下。
2.如权利要求1所述的排气系统，其特征在于，所述排气系统进一步包括调节电机以及传动装置，所述调节电机设置在所述主喷管(3)外表面；
所述传动装置一端与所述调节电机连接，另一端连接球面矢量调节片。
3.如权利要求1所述的排气系统，其特征在于，所述排气系统进一步包括液压作动筒，所述液压作动筒与所述球面矢量调节片(4)铰接在所述主喷管(3)的腔体内的铰接点连接。
4.如权利要求1所述的排气系统，其特征在于，所述第一辅助升力喷管(1)或所述第二辅助升力喷管(2)上设置有温度传感器。
5.一种飞机，其特征在于，所述飞机包括如权利要求1至4中任意一项所述的排气系统。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109178278A (zh) * 2018-08-31 2019-01-11 北京理工大学 采用双液压对称系统的球形矢量喷口装置

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE1090525B (de) * 1959-01-16 1960-10-06 Messerschmitt Ag Steuerungsvorrichtung vornehmlich fuer senkrecht startende und landende Strahltrieb-Flugzeuge mit abgelenktem Schubstrahl
US3310951A (en) * 1964-07-21 1967-03-28 Bristol Siddeley Engines Ltd Jet propulsion engines for aircraft
FR2073513B3 (zh) * 1969-12-31 1973-08-10 Rolls Royce
DE2540537B1 (de) * 1975-09-11 1977-03-17 Motoren Turbinen Union Gasturbinenstrahltriebwerk zum antrieb und zur steuerung eines flugzeugs
CN200939938Y (zh) * 2006-08-28 2007-08-29 陶杰杰 飞盘飞行器
CN105134407A (zh) * 2015-08-20 2015-12-09 南京航空航天大学 具有垂直起降功能的喉道偏移式气动矢量喷管及控制方法

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE1090525B (de) * 1959-01-16 1960-10-06 Messerschmitt Ag Steuerungsvorrichtung vornehmlich fuer senkrecht startende und landende Strahltrieb-Flugzeuge mit abgelenktem Schubstrahl
US3310951A (en) * 1964-07-21 1967-03-28 Bristol Siddeley Engines Ltd Jet propulsion engines for aircraft
FR2073513B3 (zh) * 1969-12-31 1973-08-10 Rolls Royce
DE2540537B1 (de) * 1975-09-11 1977-03-17 Motoren Turbinen Union Gasturbinenstrahltriebwerk zum antrieb und zur steuerung eines flugzeugs
CN200939938Y (zh) * 2006-08-28 2007-08-29 陶杰杰 飞盘飞行器
CN105134407A (zh) * 2015-08-20 2015-12-09 南京航空航天大学 具有垂直起降功能的喉道偏移式气动矢量喷管及控制方法

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