CN110294104A - 一种可垂直起降的高速隐身固定翼飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种可垂直起降的高速隐身固定翼飞行器，包括一个固定翼飞机的机体和侧翼、在侧翼前后设置升力风扇，在侧翼中段设置推力风扇，在机体后段设置有喷气式发动机。推力风扇下部设置有向下的喷口，通过向下的喷口提供向上的辅助升力。推力风扇后部设置可关闭的罩门。喷气式发动机的进气口与推力风扇连通。本发明综合了四旋翼飞行器、螺旋桨飞机、喷气式飞机以及气垫船的主要优点，并简化系统结构，增强了系统的可靠性。本发明在空中的飞行和转向机动可以通过多种方式实现，系统冗余度高、可靠性强。本发明的推力发动机并不需要进行“垂直‑水平”方向上的旋转和转换，只需控制罩门的开合即可控制气流的方向，系统结构简单可靠。

Description

一种可垂直起降的高速隐身固定翼飞行器

技术领域

本发明涉及飞行器发计技术领域，特别是多用途飞行器的设计制造技术领域。

背景技术

现代喷气式飞机发展得越来越先进，但作为固定翼飞机而言，对于起飞和降落跑道的要求较高，难以完成需要短距起降甚至是垂直起降的飞行任务，也更不可能在空中悬停。

直升飞机这一类型的飞行器，虽然能解决垂直起降的问题，从而大幅减少对起降跑道的依赖，但是传统类型的直升飞机的飞行速度相对于固定翼飞机来说很低，其实用升限、航程和载重也比较有限。以美国V22“鱼鹰”为代表的倾转旋翼机这一类机型的出现，综合了直升飞机可以垂直起降和固定翼飞机(注：这其实只能算是螺旋桨型的固定翼飞机，而非喷气式的固定翼飞机)拥有较快速度和较远航程程优点，但是其可靠性低的缺点也暴露无遗，在实际使用中经常出事故。其主要问题就是倾转旋翼在垂直方向和水平方向的转换之中所涉及的空气动力学和机械问题非常复杂，从而导致了故障率和事故率高企。

传统的以英国的“鹞式”为代表的垂直起降飞机，虽然实现了直升飞机式的垂直起降和喷气式固定翼飞机的高航速，但是由于其提供起降升力的效率较低，导致航程和载重等相较于同等可比类型的传统方式起降的固定翼飞机大幅降低。而且，这种发动机喷口从垂直到水平方向的转向变化，会大幅增加系统的复杂性和降低系统的可靠性，这和后来的以美国V22“鱼鹰”为代表的倾转旋翼机这一类机型的原理并没有本质的区别，无非就是螺旋桨发动机的转向和喷气式发动机的转向的差别。“鹞式”飞机的发动机设有4个喷口，都在机身两侧而且可以转动。当喷口向下时，产生的推力可使飞机垂直上升；当喷口向后时，产生的推力可使飞机前进。飞行员调整喷口的方向和角度，便可改变飞机的飞行姿态。

公开资料显示，美国海军陆战队自从1971年从英国引进AV-8B“鹞式”以来，左非作战情况下共发生了300多起事故和900多起险情，导致45名飞行员丧生。第一种鹞式飞机(AV-8A)的A级事故率达31.77起/10万飞行小时，一度被称为“寡妇制造者”，而据相关统计，AV-8A(B)一半多在事故中坠毁。

虽然苏联/俄罗斯的雅克141并未正式投入使用，但其独特的“矢量偏转起降+升力-巡航”垂直起降方案获得了业内的较高评价，并被认为是后来美国F35B的设计灵感来源。

当前美国最新的F35B，是对传统垂直起降飞机的大幅优化。F35B采取一个核心带动两个推力系统，通过把发动机前端进气锥设计成传动连杆带动升力风扇，在升力风扇和发动机尾喷口转向协作下形成“两点平衡”的抬杆起飞模式。其核心依托是一台推重比很强的发动机——STOVL型F135-PW-600。为了满足垂直起降要求，F35B设计了升力风扇+发动机喷管下偏+调姿喷管的垂直起降动力方案。但即便如此先进，F35B和同系列的传统起降型的F35A相比，其航程和载弹量仍然大幅缩水。此外，F35B在起降阶段的飞行控制仍然过于复杂，除了依然需要发动机的尾喷口转向协作之外，还需要依靠机体上多个甲烷喷口共同控制和调整飞机的姿态，这才能实现在垂直起落和悬停时对飞机的操纵。如此复杂的飞行控制系统，任何一个部件稍有差错，都极可能导致机毁人亡的重大事故出现。

可见，由于美国和苏联/俄罗斯在航空发动机上的领先，其设计的垂直起降固定翼飞机的前提条件均依赖大推力的高性能航空发动机。公开资料显示，苏联/俄罗斯的雅克-141仅用了1台加力推力达到152千牛、平时推力为108千牛的R-79高涵道比发动机(和117S发动机的指标基本齐平)，以及2台RD-41升力风扇，就达到了垂直起降的要求。而F35B的悬停总推力更是高达175.3千牛，短距起飞推力为169.5千牛。

垂直起降的固定翼飞机在军事及民用领域都有着广泛的潜在应用场景，当前不仅美国“押宝”F35B，俄罗斯也在2018年8月“根据总统普京的委托”宣布重启研制新型垂直起降飞机的原型机。

当前，世界大国均重视发展以两栖攻击舰为代表的新的两栖投送力量，而垂直起降的固定翼战机正是两栖投送能力的战力倍增器，其作战效能远超舰载直升机，也是维护远洋权益的重要保障。

发明内容

本发明旨在用最高的性价比实现固定翼喷气式飞机的高效率垂直起降，并兼顾高速、大航程、机动灵活以及低可探测性的技术特征。

本发明的技术方案为：

一种可垂直起降的高速隐身固定翼飞行器，包括一个固定翼飞机的机体和侧翼、在侧翼前后设置的升力风扇，在侧翼中段设置的推力风扇，在机体的后段设置有喷气式发动机。

所述推力风扇下部设置有向下的喷口，通过向下的喷口喷气以提供向上的辅助升力。

所述推力风扇在后部设置有可以打开和关闭的罩门，通过关闭罩门使气流向下喷出产生向上的升力，或通过打开罩门向后喷气产生向前的推力。

所述机体后段布置的喷气式发动机的进气口与推力风扇连通，即由推力风扇分出气流管道为喷气式发动机供气。

所述推力风扇设置于侧翼上侧。

所述升力风扇和对应的升力发动机在侧翼前后布置，左右两侧一共有四个，从而形成了“四旋翼”式的四轴飞行器结构。

所述机体的下部设置“围裙”式的挡板，从而在所述机体的机腹部分把侧翼前后设置的升力风扇的升力发动机包围在其中。

本发明的垂直起降和飞行功能综合了四旋翼飞行器、传统螺旋桨飞机、传统喷气式飞机以及气垫船的主要优点，并结合主要功能尽量简化系统结构，并增强了系统的可靠性。

本发明不需要借助螺旋桨或喷气式发动机喷口的“垂直——水平”转向就能实现机体的垂直起降。本发明在空中的飞行和转向机动可以通过多种方式实现，系统冗余度高、可靠性强。本发明的推力发动机并不需要进行“垂直——水平”方向上的旋转和转换，只需要控制尾部的罩门的开合即可控制气流的方向，因而系统结构简单可靠。

和传统的垂直起降飞行器的升力结构和推力结构“互为死重”的结构性矛盾不同，本发明能够提供升力的四旋翼和气垫式结构还能够产生水平方向的推力，因而能够大幅提高本发明飞行器的飞行速度、转向灵敏度以及系统的高可靠性。

本发明彻底打破传统固定翼飞机和直升飞机之间的隔阂，成为一种真正的通用飞机。本发明可以说是综合了螺旋桨飞机、喷气式飞机以及多旋翼飞行器这三种飞行器的优点。

本发明飞行器的设计思路既可以应用于有人驾驶飞机，也可以应用于无人驾驶飞机。

本发明用创新的思路实现了固定翼喷气式飞机的高效率垂直起降，并兼顾了高速、大航程、机动灵活以及低可探测性。

本发明的向上升力来源如下：

1)位于机体前后左右的四旋翼在四个垂直布置的升力发动机带动之下产生的升力。

2)位于机体中段的螺旋桨推力风扇结构通过打开底部的出风口并关闭尾部的出风口所产生的升力。

3)除了以上两类的“静态”升力，在本发明的飞行过程之中，位于机体两侧的机翼还可以产生“动态”的升力(注：若机体的水平速度为零，如垂直起降或悬停阶段，则机翼就不能产生升力)。

本发明的水平飞行动力来源如下：

1)位于机体前后左右的四旋翼通过对四个升力风扇采取适当的旋转方向和旋转速度而实现一定的水平飞行动力。

2)位于机体中段的螺旋桨推力风扇结构通过关闭底部的出风口并打开尾部的出风口所产生的推力。如果单独看待这一点，此时的本发明相当于是一架螺旋桨式的固定翼飞机。

3)位于机体尾部的喷气式发动机的喷气口向后喷气所产生的推力。

本发明的转向动力来源如下：

1)位于机体前后左右的四旋翼通过对四个升力风扇采取适当的旋转方向和旋转速度而实现一定的各个方向的转向动力。

2)位于机体的主机翼、尾翼等结构上的控制结构所产生的转向动力(注：若机体的水平速度为零，如垂直起降或悬停阶段，则机翼等结构就不能产生转向动力)。

3)此外，如果本发明机体后半部分安装的是矢量发动机，那么通过调整机体尾部矢量喷口的方向，也能提供一定的转向动力(注：此条非本发明的要点)。

本发明的低可探测(隐身)性能来源如下：

1)由于本发明没有像传统固定翼飞机那样设置在机体前部(特别是前下部 如常见的机头下部、两侧、机腹等位置)的发动机进气口，因而红外特征会比传统布置的机体结构小。

2)本发明的主进气口布置在机翼背部(注：目前公开的飞行器中只有美国的B2隐身轰炸机采用了这种进气结构)，因而位于地面的雷达根本探测不到进气口的红外和雷达信号反射特征。

3)采取适当的气动外形布局和涂刷适当的雷达信号吸附涂层。

附图说明

图1是本发明的结构示意图。

图2是本发明侧翼的右视图。

图3是本发明侧翼的前视图。

图4是本发明推力风扇的喷口设置的示意图。

图5是本发明推力风扇的罩门设置示意图。

图6是本发明的“围裙”式挡板设置示意图。

图7是本发明的四旋翼旋转方向示意图。

图中：升力风属1，机体2，推力风扇5，推力发动机6，发动机9，侧翼10，支杆12，喷口28，罩门30，升力发动机14，挡板31。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步说明。

实施例1

本发明为一种可垂直起降的高速隐身固定翼飞行器，包括一个固定翼飞机的机体2和侧翼、在侧翼前后设置的升力风扇1，在侧翼中段设置的推力风扇5，在机体的后段设置有喷气式发动机9。

所述推力风扇5下部设置有向下的喷口28，通过向下的喷口喷气以提供向上的辅助升力。

所述推力风扇5在后部设置有可以打开和关闭的罩门30，通过关闭罩门30使气流向下喷出产生向上的升力，或通过打开罩门30向后喷气产生向前的推力。

所述机体2后段布置的喷气式发动机9的进气口与推力风扇5连通，即由推力风扇分出气流管道为喷气式发动机9供气。

所述推力风扇5设置于侧翼上侧。

实施例2

本发明的主体是一架正常布局的固定翼飞机的机体2，既可以为战斗机，也可以为运输机，以及各种民用机型。在本发明机体2的前后左右设置四个旋翼结构。旋翼结构通过四个垂直布置的升力发动机14带动升力风扇1提供向上的升力，并可提供前后左右飞行和转向的动力。这是通过对四个升力风扇采取适当的旋转方向和旋转速度而实现的。该升力发动机14通过强化支杆12与机体2相连。该升力发动机可以参考V22“鱼鹰”的升力发动机的技术指标，但单台发动机不需要这么大，也下需要设置为可倾转旋翼的结构。

这种典型的四旋翼(即“四轴”)飞行器的前进和转向方式，这是通过对四个升力风扇1采取适当的旋转方向和旋转速度而实现的。这种四旋翼结构常见于中小型无人机，尚无应用于大型飞行器(注：指最大起飞重量30余吨级别及以上)的公开信息。这里面的主要技术难点是四个升力风扇的升力发动机14难以提供足够的升力，而且即使让机体升空之后，也难以提供足够的动力供机体高速飞行。

现有专利文献中很多直接在固定翼飞机加装“四旋翼”或类似的多旋翼结构的思路是很难操作的，因为很难找到能够提供这么大升力的发动机。这种思路虽然没有问题，但是在实际操作上很难。目前公开已知的四旋翼结构的发动机都无法带动太重的机体，主要应用在中小型的飞行器上，比如常见的小型四(多)旋翼无入机。

因此，本发明在每一个侧翼10的中段均设置一个推力风扇5，用于提供向上的辅助升力(通过向下的喷口向下喷气)以及前进的辅助推力(通过向后喷气)。该推力风扇5在后部设置有可以打开和关闭的罩门30，从而控制气流喷气的方向，即：关闭就是向下喷气从而产生向上的升力，而打开就是向后喷气从而产生向前的推力。

推力风扇5由一个推力发动机6带动，这实际上形成了一个螺旋桨飞机的动力结构。

该推力发动机并不需要进行“垂直——水平”方向上的旋转和转换，只需要控制结构底部和尾部的罩门的开合即可控制气流的方向，因而系统结构简单可靠。

在本发明机体的后段设置喷气式发动机，来为本发明在空中的快速飞行提供推力，从而实现超音速飞行。喷气式发动机的进气口与机体中部的螺旋桨推力结构相连接，即由该螺旋桨推力结构分出一根或多根气流管道为喷气式发动机供气。

实施例3

本发明为一种可垂直起降的高速隐身固定翼飞行器，包括一个固定翼飞机的机体2和侧翼、在侧翼前后设置的升力风扇1，在侧翼中段设置的推力风扇5，在机体的后段设置有喷气式发动机9。本发明在起飞和降落时不需要借助传统意义上的飞机跑道，只需要一小块空地即可。起飞时，本发明启动前后两侧布置的四个升力发动机14，同时也启动两侧中段布置的推力风扇5并向下喷气。随着本发明产生了足够的升力，本发明的机体便可不断地上升实现起飞。

当本发明实现空中悬停之后，增加机体两侧后部两个旋翼的转速，同时降低机体两侧前部两个旋翼的转速，即可以实现本发明的前向飞行。反之，增加机体两侧前部两个旋翼的转速，同时降低机体两侧后部两个旋翼的转速，即可以实现本发明的后向飞行。同理，变化机体两侧的旋翼的转速，则可以实现向左或向右的平移飞行(注：此处不是指机头的转向)。

当本发明在向前飞行时，通过打开机体两侧的机翼中段设置的推力风扇后部的罩门，同时关闭该推力风扇结构底部的罩门，可以向后产生气流从而产生向前的额外推力，以加快本发明的飞行速度。此时，四旋翼和螺旋桨所产生的推力叠加，能够实现和保持本发明实现中低速的飞行。

如果本发明需要高速飞行，则启动喷气式发动机即可实现。

通过降低本发明两侧前后布置的四个升力发动机的左前方和右后方两个旋翼的转速，同时增加右前方和左后方两个旋翼的转速，可以实现本发明的向左转向。反之，则可以实现本发明的向右转向。

同时，飞行当中也可以通过调节机翼和尾翼上的转向结构实现转向。

此外，如果本发明的机体装备了矢量型的喷气发动机，也可以通过调节机体尾部的矢量喷口辅助转向。

降落时，在接近降落目的地之前就可以关闭喷气式发动机，单靠四旋翼和螺旋桨飞行。越靠近降落目的地，就越降低飞行速度。飞抵降落目的地上空时，实现空中悬停的状态(如果飞过了或速度过快，也可以通过调整四旋翼的前后转速实现减速甚至“倒车”)。此时调节机体前后的四旋翼和中段的螺旋桨向下喷气的力度，即可实现平稳地降落。

实施例4

本发明为一种可垂直起降的高速隐身固定翼飞行器，包括一个固定翼飞机的机体2和侧翼、在侧翼前后设置的升力风扇1，在侧翼中段设置推力风扇5，在机体的后段设置有喷气式发动机9。本发明在起飞和降落时不需要借助传统意义上的飞机跑道，只需要一小块空地即可。本发明的飞行器不仅可以进行垂直起降，甚至还可以实现空中悬停，从而大幅增强应用的多任务性。空中悬停功能是由本发明位于机体前后左右的四旋翼和位于机体中段的螺旋桨推力风扇共同协调实现的。此时不需要使用机体尾部的喷气式发动机。

除了向前飞行，本发明的机体还可以在不掉转机头的情况下实现向后飞行，或者向左、向右平飞。这是传统固定翼飞机甚至直升飞机都无法实现的。该功能是由本发明位于机体前后左右的四旋翼调整适当的旋转方向和转速实现的(注：主要是调整转速)。

本发明位于机体前后左右的四旋翼调整适当的旋转方向和转速，可以实现飞行中的原地180度(或任意角度)掉头。

实施例5

本发明为一种可垂直起降的高速隐身固定翼飞行器，包括一个固定翼飞机的机体2和侧翼、在侧翼前后设置的升力风扇1，在侧翼中段设置的推力风扇5，在机体的后段设置有喷气式发动机9。由于并不是在每次飞行任务或者在一次飞行任务中的每一个阶段都需要高速(注：主要指超音速)飞行，因而本发明在中低速飞行的时候完全可以不启动喷气式发动机，而仅仅依靠四旋翼(升力风扇)结构和推力风扇就可以实现中低速条件下的飞行。显然这样的燃油经济性更好，而且低可探测性也更强(因为不需要向后喷热气体)。

由于本发明在机体前部不需要设置传统固定翼飞机的那种进气道，因而节省的空间可以设置成额外的油箱或者弹舱，从而增大航程或载弹量。

由于本发明为机体后部的喷气式发动机设置的进气道与机体中部的推力风扇相连，推力风扇5的螺旋桨6的旋转能大幅提高进气效率，从而比传统的自然进气方式能增加喷气式发动机9的工作效率，如更充分的燃烧。

由于本发明有四旋翼、推力风扇喷气式发动机这三套动力系统，(如机体尾部为“双发”布局，则一共有8台发动机)同时工作，系统冗余度高，可靠性强，自然安全性也就远高于普通的飞行器了。特别地，本发明对单个发动机推力的要求都不是特别高，这更有利于现有技术水平下的可操作性。

实施例6

本发明为一种可垂直起降的高速隐身固定翼飞行器，包括一个固定翼飞机的机体2和侧翼、在侧翼前后设置的升力风扇1，在侧翼中段设置的推力风扇5，在机体的后段设置有喷气式发动机9。为了减少本发明在高速(如超音速)飞行时受到的飞行阻力，可在机体2下部设置一个“围裙”式的挡板31，从而在本发明的机腹部分把侧翼前后设置的升力风扇1的升力发动机14全部包围在其中。从机体2的侧面来看，该“围裙”式的挡板31呈一个“倒梯形”的形状。

挡板31采用高强度的轻质材料制作，比如钛合金、铝合金或碳纤维。

挡板31的下部可以留成“镂空”状态，这样既便了升力风扇1所产生的气流流动，也有利于减轻机体2的整体重量。由于本发明在高速飞行时所面临的空气阻力主要在沿着水平方向的机体前部，所以机腹下部垂直方向受到的空气阻力较小，也没有必要设置挡板结构。

Claims (7)

1.一种可垂直起降的高速隐身固定翼飞行器，其特征在于，包括一个固定翼飞机的机体和侧翼、在侧翼前后设置的升力风扇，在侧翼中段设置的推力风扇，在机体的后段设置有喷气式发动机。

2.根据权利要求1所述一种可垂直起降的高速隐身固定翼飞行器，其特征在于，所述升力风扇和对应的升力发动机在侧翼前后布置，左右两侧一共有四个，从而形成了“四旋翼”式的四轴飞行器结构。

3.根据权利要求1所述一种可垂直起降的高速隐身固定翼飞行器，其特征在于，所述推力风扇下部设置有向下的喷口，通过向下的喷口喷气以提供向上的辅助升力。

4.根据权利要求1所述一种可垂直起降的高速隐身固定翼飞行器，其特征在于，所述推力风扇在后部设置有可以打开和关闭的罩门，通过关闭罩门使气流向下喷出产生向上的升力，或通过打开罩门向后喷气产生向前的推力。

5.根据权利要求1所述一种可垂直起降的高速隐身固定翼飞行器，其特征在于，所述机体后段布置的喷气式发动机的进气口与控力风扇连通，即由推力风扇分出气流管道为喷气式发动机供气。

6.根据权利要求1所述一种可垂直起降的高速隐身固定翼飞行器，其特征在于，所述推力风扇设置于侧翼上侧。

7.根据权利要求1所述一种可垂直起降的高速隐身固定翼飞行器，其特征在于，在所述机体的下部设置围裙”式“围裙”式的挡板31的挡板结构，从而在所述机体的机腹部分把侧翼前后所述设置的升力风扇的升力发动机全部包裹围在其中。