CN113955128A - 垂直/短距起降战机的动力系统 - Google Patents
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Abstract
一种垂直/短距起降战机的动力系统，包括涡扇发动机、球形腔体、加力燃烧室、尾喷管、升力喷管、俯仰控制喷管、横滚控制喷管和动力控制系统，俯仰控制喷管和横滚控制喷管分别与涡扇发动机的外涵道相通，球形腔体内有可活动的挡流物，涡扇发动机的尾部和球形腔体相连，球形腔体和加力燃烧室的入口相连，球形腔体也和升力喷管相连。通过炒锅形状的挡流物的转动，产生两种模式：涡扇发动机、球形腔体、加力燃烧室和尾喷管形成一种气流主通道，通过尾喷管喷出的高温燃气产生向前的推力；涡扇发动机、球形腔体和升力喷管形成另一种气流主通道，通过升力喷管喷出高温燃气产生向上的升力。本发明所述的动力系统，其重量小、效率高、结构简单。
Description
所属技术领域
本申请涉及一种飞机的动力系统，具体涉及一种垂直/短距起降战机的动力系统。
背景技术
当前，世界上最为看好的垂直/短距起降战机是F-35B，因其动力系统消除了此前几款垂直/短距起降战机动力系统的缺陷，但F-35B的升力风扇在飞机巡航时变成了多余的重量。
发明内容
为了减少垂直/短距起降战机动力系统的多余重量，提高动力系统的效率，本申请提供了以下一些实施例。
本申请一种实施例中，提供一种垂直/短距起降战机的动力系统，包括涡扇发动机、球形腔体、加力燃烧室、尾喷管、升力喷管、俯仰控制喷管、横滚控制喷管和动力控制系统，所述俯仰控制喷管和横滚控制喷管分别与涡扇发动机的外涵道相通，所述球形腔体内有可活动的挡流物，所述涡扇发动机的尾部和球形腔体相连，所述球形腔体和所述加力燃烧室相连，所述球形腔体也和所述升力喷管相连，所述涡扇发动机、球形腔体、加力燃烧室和尾喷管形成一种气流主通道；所述涡扇发动机、球形腔体和升力喷管形成另一种气流主通道。
一种实施例中，至少所述球形腔体的内表面的一部分为球面；至少所述挡流物的外表面的一部分为球面。
一种实施例中，所述球形腔体的内表面的球面部分和所述挡流物的外表面的球面部分为同球心安装，所述挡流物可在所述球形腔体内转动。
一种实施例中，所述涡扇发动机的尾部向下倾斜，然后和球形腔体相连，所述球形腔体再和水平布置的加力燃烧室相连，所述球形腔体也和所述升力喷管相连，所述涡扇发动机的中心轴和所述加力燃烧室的中心轴形成一个钝角。
一种实施例中，还包括折流板，所述折流板整体或部分位于所述升力喷管内，所述折流板可以转动。
一种实施例中，还包括废气隔离喷管，所述废气隔离喷管和所述涡扇发动机的外涵道相通。
一种实施例中，所述俯仰控制喷管的末端带有可调截面喷嘴；所述横滚控制喷管和所述涡扇发动机的连接处为柔性管，所述横滚控制喷管的末端带有可调截面喷嘴。
一种实施例中，所述升力喷管的中心轴和所述涡扇发动机的中心轴形成一个钝角；所述废气隔离喷管的中心轴与其前面的涡扇发动机中心轴形成一个钝角；所述横滚控制喷管的中心轴与其前面的涡扇发动机中心轴形成一个钝角。
一种实施例中，所述挡流物为炒锅形状，其包括挡流主体、柄臂和挡流物旋转轴，所述挡流主体和柄臂可绕挡流物旋转轴转动；所述挡流主体的直径大于所述升力喷管和加力燃烧室的入口内径。
一种实施例中，所述折流板包括折流板旋转轴和圆形平板，所述圆形平板可绕折流板旋转轴转动。
依据上述实施例中的垂直/短距起降战机的动力系统：通过升力喷管喷出的高温燃气作为垂直起降的主升力；通过转动球形腔体内的挡流物，可使高温燃气从升力喷管喷出或从尾喷管喷出。如此，本申请所述的垂直/短距起降战机的动力系统，其重量小、效率高、结构简单。
附图说明
图1是本申请一种实施例中垂直/短距起降战机动力系统的斜视图。
图2是本申请一种实施例中垂直/短距起降战机动力系统的仰视图。
图3是本申请一种实施例中飞机垂直起降状态下动力系统的前视图。
图4是图3的A-A剖视图。
图5是本申请一种实施例中飞机垂直起降状态下动力系统的右视图。
图6是图5的A-A剖视图。
图7是本申请一种实施例中飞机巡航状态下动力系统的前视图。
图8是图7的A-A剖视图。
图9是本申请一种实施例中飞机巡航状态下动力系统的右视图。
图10是图9的A-A剖视图。
图11是本申请一种实施例中飞机短距起飞状态下动力系统的前视图。
图12是图11的A-A剖视图。
图13是本申请一种实施例中飞机短距起飞状态下动力系统的右视图。
图14是图13的A-A剖视图。
图15是本申请一种实施例中飞机垂直起降与巡航模式转换间动力系统的前视图。
图16是图15的A-A剖视图。
图17是本申请一种实施例中飞机减速状态下动力系统的前视图。
图18是图17的A-A剖视图。
图19是本申请一种实施例中部件6的前视图。
图20是本申请一种实施例中部件6的右视图。
图21是本申请一种实施例中部件6的俯视图。
图22是本申请一种实施例中部件6的斜视图。
图23是本申请一种实施例中部件7的前视图。
图24是本申请一种实施例中部件7的俯视图。
图中1.涡扇发动机，2.俯仰控制喷管，3.废气隔离喷管，4.横滚控制喷管，5.球形腔体，6.挡流物，7.折流板，8.升力喷管，9.加力燃烧室，10.尾喷管，60.挡流物旋转轴，61.柄臂，62.挡流主体，70.折流板旋转轴，71.圆形平板。
具体实施方式
下面通过具体实施方式结合附图对本申请作进一步详细说明。其中，不同实施方式中相关联的元件采用了相关联的元件标号。在以下的实施方式中，很多细节描述是为了使得本申请能被更好的理解。在某些情况下，本申请相关的一些操作并没有在说明书中显示或者描述，这是为了避免本申请的核心部分被过多的描述所淹没。
另外，说明书和附图中的各种顺序只是为了清楚描述某一个实施例，并不意味着是必须的顺序，除非另有说明其中某个顺序是必须遵循的。本申请所说“连接”、“联接”，如无特别说明，均包括直接和间接连接(联接)。
如图1-24所示，一种垂直/短距起降战机的动力系统，包括涡扇发动机1、球形腔体5、加力燃烧室9、尾喷管10、升力喷管8、俯仰控制喷管2、横滚控制喷管4和动力控制系统，俯仰控制喷管2和横滚控制喷管4分别与涡扇发动机1的外涵道相通，球形腔体5内有可活动的挡流物6，涡扇发动机1的尾部和球形腔体5相连，球形腔体5和加力燃烧室9相连，球形腔体5也和升力喷管8相连，涡扇发动机1、球形腔体5、加力燃烧室9和尾喷管10形成一种气流主通道，通过尾喷管10喷出的高温燃气产生向前的推力；涡扇发动机1、球形腔体5和升力喷管8形成另一种气流主通道，通过升力喷管8喷出高温燃气产生向上的升力。
一种实施例中，至少球形腔体5的内表面的一部分为球面；至少挡流物6的外表面的一部分为球面。球形腔体5的内表面的球面部分和挡流物6的外表面的球面部分为同球心安装，挡流物6可在球形腔体5内转动。
具体的，如图19-22所示，挡流物6为炒锅形状，其包括挡流主体62、柄臂61和挡流物旋转轴60，挡流主体62和柄臂61的外表面均为球面，挡流主体62和柄臂61可绕挡流物旋转轴60转动；挡流物旋转轴60的轴心通过挡流主体62和柄臂61外表面所对应的球心；挡流主体62的直径大于升力喷管8和加力燃烧室9的入口内径，以封闭升力喷管8或加力燃烧室9的入口，使高温燃气向所需的方向喷出。
一种实施例中，涡扇发动机1的尾部向下倾斜，然后和球形腔体5相连，球形腔体5再和水平布置的加力燃烧室9的入口相连，球形腔体5也和升力喷管8相连，涡扇发动机1的中心轴和加力燃烧室9的中心轴形成一个钝角。本实施例的部分有益效果是：飞机垂直起降时，挡流物6受力小，气流转弯后动能损失小；可使升力喷管8前移接近飞机的重心；缩短涡扇发动机1进气口到机身上方的辅助进气口之间的距离，并减轻从辅助进气口吸入的气流的畸变，同时也减小涡扇发动机1从进气道吸入高温废气的几率；可减少涡扇发动机1的风扇叶片对雷达波的反射；可减小球形腔体5的体积；方便布置飞机的内置弹仓。
一种实施例中，还包括废气隔离喷管3，废气隔离喷管3和涡扇发动机1的外涵道相通。从废气隔离喷管3喷出的冷空气可以阻挡从升力喷管8喷出的高温燃气向前流动，以防高温废气被涡扇发动机1吸入而影响效率甚至停机。
一种实施例中，升力喷管8的中心轴和涡扇发动机1的中心轴形成一个钝角；废气隔离喷管3的中心轴与其前面的涡扇发动机1中心轴形成一个钝角；横滚控制喷管4的中心轴与其前面的涡扇发动机1中心轴形成一个钝角。气流转弯角度为钝角时，动能损失更小。
一种实施例中，俯仰控制喷管2的末端带有可调截面喷嘴，通过作动机构控制可调截面喷嘴的出气量，从而控制其升力的大小；横滚控制喷管4和涡扇发动机1的连接处为柔性管，柔性管确保设置于机翼中的横滚控制喷管4不因机翼扭动而断裂，横滚控制喷管4的末端带有可调截面喷嘴，通过作动机构控制可调截面喷嘴的出气量，从而控制其升力的大小。
一种实施例中，如图23-24所示，还包括折流板7，折流板7包括折流板旋转轴70和圆形平板71，折流板7整体或部分位于升力喷管8内，圆形平板71可绕折流板旋转轴70转动；折流板旋转轴70的轴心通过圆形平板71的中心。
如图3-6所示，一种实施例中飞机垂直起降状态的动力系统图，在动力控制系统的作用下，挡流物6完全封闭了加力燃烧室9的入口，升力喷管8内的折流板7也转动到了垂直方向。此时，机身上方的辅助进气口开启，给涡扇发动机1提供足够的空气来源；涡扇发动机1的高温燃气从升力喷管8内垂直往下喷出，给飞机提供所需的主要升力；废气隔离喷管3也打开，从涡扇发动机1外涵道来的冷空气往下喷出，将升力喷管8的高温燃气隔离开来，以防涡扇发动机1吸入高温废气，同时也提供部分升力；横滚控制喷管4末端的可调截面喷嘴也打开，从涡扇发动机1外涵道来的冷空气从其喷嘴喷出，用于飞机的左右平衡及姿态调整，同时也提供部分升力；俯仰控制喷管2末端的可调截面喷嘴也打开，从涡扇发动机1外涵道来的冷空气从其喷嘴喷出，用于飞机的前后平衡及姿态调整，同时也提供部分升力。飞机的重心在升力喷管8、废气隔离喷管3和横滚控制喷管4组成的升力中心之前，且在俯仰控制喷管2末端的喷嘴之后。从图6中可清晰地看到加力燃烧室9的入口被挡流物6封严。
如图7-10所示，一种实施例中飞机巡航状态的动力系统图，在动力控制系统的作用下，挡流物6完全封闭了升力喷管8的入口，升力喷管8内的折流板7也转动到了水平方向。此时，涡扇发动机1的高温燃气经过加力燃烧室9，再从尾喷管10往后喷出，给飞机提供推力；废气隔离喷管3、俯仰控制喷管2和横滚控制喷管4末端的可调截面喷嘴均关闭。从图10中可清晰地看到升力喷管8的入口被挡流物6封严。
如图11-14所示，一种实施例中飞机短距起飞状态的动力系统图，在动力控制系统的作用下，挡流物6完全封闭了升力喷管8的入口，升力喷管8内的折流板7也转动到了水平方向。此时，机身上方的辅助进气口开启，给涡扇发动机1提供足够的空气来源；尾喷管10打开到最大；涡扇发动机1的高温燃气经过加力燃烧室9，加力燃烧室9点火，高温高压燃气从尾喷管10往后喷出，给飞机提供短距起飞所需的大推力；废气隔离喷管3和横滚控制喷管4末端的可调截面喷嘴均关闭；俯仰控制喷管2末端的可调截面喷嘴打开到最大，从涡扇发动机1外涵道来的冷空气从其喷嘴喷出，给飞机一个抬头的力矩，使其短距起飞。
如图15-16所示，是本申请一种实施例中飞机垂直起降与巡航模式转换间的动力系统图，从图中可看出挡流物6和折流板7的相对位置。挡流物6和折流板7联动，它们转动时，从涡扇发动机1侧面看，一个绕其旋转轴顺时针转动，另一个绕其旋转轴逆时针转动；挡流物6仅能在垂直方向90度范围内来回转动，以封闭升力喷管8或加力燃烧室9的入口；和挡流物6联动时，折流板7也仅能在垂直方向90度范围内来回转动。
如图17-18所示，是本申请一种实施例中飞机减速状态的动力系统图，飞机准备降落时，动力控制系统切换到降落模式。挡流物6向后转动，将加力燃烧室9的入口封闭；由于和挡流物6联动，折流板7也转动到垂直方向。然后，折流板7脱离和挡流物6的联动，其下半部分向前倾斜，使高温燃气从升力喷管8向前下方喷射，以实现飞机减速。当速度降低到一定程度时，在动力控制系统的作用下，机身上方的辅助进气口开启，给涡扇发动机1提供足够的空气来源；废气隔离喷管3也打开，从涡扇发动机1外涵道来的冷空气往下喷出，将升力喷管8的高温燃气隔离开来，以防涡扇发动机1吸入高温废气，同时也提供部分升力；横滚控制喷管4末端和俯仰控制喷管2末端的可调截面喷嘴均打开，从涡扇发动机1外涵道来的冷空气从其可调截面喷嘴喷出，以控制飞机的飞行姿态，同时也提供部分升力，从而使飞机慢速降落。
一些实施例中，球形腔体5的整个内表面为球面，其与挡流物6外表面的球面部分同球心安装，挡流物6可在球形腔体5内转动。
另一些实施例中，球形腔体5内表面的部分区域为非球面，部分区域为球面，球面部分和挡流物6外表面的球面部分同球心安装，非球面部分使涡扇发动机1尾部的气流出口通道到加力燃烧室9的入口更平滑过渡，以减小气动损失，但不影响挡流物6在球形腔体5内正常转动。
以上应用了具体个例对本申请进行阐述，只是用于帮助理解本申请，并不用以限制本申请。对于本申请所属技术领域的技术人员，依据本申请的思想，还可以做出若干简单推演、变形或替换。
Claims (10)
1.一种垂直/短距起降战机的动力系统，其特征在于，包括涡扇发动机(1)、球形腔体(5)、加力燃烧室(9)、尾喷管(10)、升力喷管(8)、俯仰控制喷管(2)、横滚控制喷管(4)和动力控制系统，所述俯仰控制喷管(2)和横滚控制喷管(4)分别与涡扇发动机(1)的外涵道相通，所述球形腔体(5)内有可活动的挡流物(6)，所述涡扇发动机(1)的尾部和球形腔体(5)相连，所述球形腔体(5)和所述加力燃烧室(9)相连，所述球形腔体(5)也和所述升力喷管(8)相连，所述涡扇发动机(1)、球形腔体(5)、加力燃烧室(9)和尾喷管(10)形成一种气流主通道；所述涡扇发动机(1)、球形腔体(5)和升力喷管(8)形成另一种气流主通道。
2.根据权利要求1所述的垂直/短距起降战机的动力系统，其特征在于，至少所述球形腔体(5)的内表面的一部分为球面；至少所述挡流物(6)的外表面的一部分为球面。
3.根据权利要求1或2所述的垂直/短距起降战机的动力系统，其特征在于，所述球形腔体(5)的内表面的球面部分和所述挡流物(6)的外表面的球面部分为同球心安装，所述挡流物(6)可在所述球形腔体(5)内转动。
4.根据权利要求1所述的垂直/短距起降战机的动力系统，其特征在于，所述涡扇发动机(1)的尾部向下倾斜，然后和球形腔体(5)相连，所述球形腔体(5)再和水平布置的加力燃烧室(9)相连，所述球形腔体(5)也和所述升力喷管(8)相连，所述涡扇发动机(1)的中心轴和所述加力燃烧室(9)的中心轴形成一个钝角。
5.根据权利要求1所述的垂直/短距起降战机的动力系统，其特征在于，还包括折流板(7)，所述折流板(7)整体或部分位于所述升力喷管(8)内，所述折流板(7)可以转动。
6.根据权利要求1所述的垂直/短距起降战机的动力系统，其特征在于，还包括废气隔离喷管(3)，所述废气隔离喷管(3)和所述涡扇发动机(1)的外涵道相通。
7.根据权利要求1所述的垂直/短距起降战机的动力系统，其特征在于，所述俯仰控制喷管(2)的末端带有可调截面喷嘴；所述横滚控制喷管(4)和所述涡扇发动机(1)的连接处为柔性管，所述横滚控制喷管(4)的末端带有可调截面喷嘴。
8.根据权利要求1或6或7所述的垂直/短距起降战机的动力系统，其特征在于，所述升力喷管(8)的中心轴和所述涡扇发动机(1)的中心轴形成一个钝角；所述废气隔离喷管(3)的中心轴与其前面的涡扇发动机(1)中心轴形成一个钝角；所述横滚控制喷管(4)的中心轴与其前面的涡扇发动机(1)中心轴形成一个钝角。
9.根据权利要求1或2所述的垂直/短距起降战机的动力系统，其特征在于，所述挡流物(6)为炒锅形状，其包括挡流主体(62)、柄臂(61)和挡流物旋转轴(60)，所述挡流主体(62)和柄臂(61)可绕挡流物旋转轴(60)转动；所述挡流主体(62)的直径大于所述升力喷管(8)和加力燃烧室(9)的入口内径。
10.根据权利要求1或5所述的垂直/短距起降战机的动力系统，其特征在于，所述折流板(7)包括折流板旋转轴(70)和圆形平板(71)，所述圆形平板(71)可绕折流板旋转轴(70)转动。
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