CN115196024B - 一种用于飞行器的动力设备 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于飞行器的动力设备。飞行器依据中轴面分为第一侧部和第二侧部，包括：第一动力装置设置于飞行器的第一侧部；第二动力装置设置于飞行器的第二侧部；第一进气装置与第一动力装置的进气口相连通，且被构造成从第二侧部引入气体至第一动力装置的进气口，第二进气装置进行相同设置；第一排气装置与第一动力装置的排气口相连通，且被构造成将第一动力装置的排气口所排出的气体引至第二侧部后排出，第二排气装置进行相同设置。本发明通过两个动力装置并通过交叉进行进气和排气，从而不仅隐藏了动力装置的进气口和排气孔，提高了飞行器的隐身性能；且使得动力装置进气和排气的结构简单化，充分利用飞行器内部空间，减小了进排气的损失。

Description

一种用于飞行器的动力设备

技术领域

本发明实施例涉及飞行器进排气设计技术领域，尤其涉及一种用于飞行器的动力设备。

背景技术

内埋式动力系统把发动机安置在飞行器内部，可以明显提高飞机的隐身性能，普遍应用于战斗机、轰炸机等作战飞行器中。

在雷达照射隐身飞机的过程中，动力系统侧面的雷达散射由飞机机身和机翼遮蔽，在设计过程中需要考虑缩小动力系统的长度和高度尺寸。动力系统正面的雷达散射主要由前腔体的进气道和风扇产生；动力系统后面的雷达散射主要由后腔体的尾喷管管和涡轮等产生。为提升动力系统的隐身能力，进气道和尾喷管的设计需要采取隐身措施，另外进气道需要遮蔽发动机的风扇叶片，尾喷管需要遮蔽发动机的涡轮，因此进气道和尾喷管由过去的直通型发展为弯曲型。也就是发动机的进气和排气分别采用双S弯的结构。

关于上述技术方案，发明人发现至少存在如下一些技术问题：

虽然将发动机安置在飞行器内部提高了飞行器的隐身性能，但是发动机通过双S弯进气和排气使得结构复杂，同时动力系统的进排气损失也相应增大。

因此，有必要改善上述相关技术方案中存在的一个或者多个问题。

需要注意的是，本部分旨在为权利要求书中陈述的本发明的技术方案提供背景或上下文。此处的描述不因为包括在本部分中就承认是现有技术。

发明内容

本发明的目的在于提供一种用于飞行器的动力设备，进而至少在一定程度上解决上述的由于相关技术的限制和缺陷而导致的一个或者多个问题。

本发明首先提供一种用于飞行器的动力设备，所述飞行器依据中轴面分为第一侧部和第二侧部，动力设备包括：

第一动力装置，所述第一动力装置被构造成为所述飞行器提供飞行动力，且设置于所述飞行器的所述第一侧部，所述第一动力装置的两端分别设置有进气口和排气口；

第二动力装置，所述第二动力装置被构造成为所述飞行器提供飞行动力，且设置于所述飞行器的所述第二侧部，所述第二动力装置的两端分别设置有进气口和排气口；

第一进气装置，所述第一进气装置与所述第一动力装置的进气口相连通，且被构造成从所述第二侧部引入气体至所述第一动力装置的进气口；

第二进气装置，所述第二进气装置与所述第二动力装置的进气口相连通，且被构造成从所述第一侧部引入气体至所述第二动力装置的进气口；

第一排气装置，所述第一排气装置与所述第一动力装置的排气口相连通，且被构造成将所述第一动力装置的排气口所排出的气体引至所述第二侧部后排出；

第二排气装置，所述第二排气装置与所述第二动力装置的排气口相连通，且被构造成将所述第二动力装置的排气口所排出的气体引至所述第一侧部后排出。

本发明中，所述第一动力装置和所述第二动力装置距所述飞行器的中轴面的间隔距离相同。

本发明中，所述第一动力装置和所述第二动力装置设置于所述飞行器中垂直高度一致。

本发明中，所述第一进气装置的进气口和所述第二进气装置的进气口设置于所述飞行器中垂直高度一致，且所述第一进气装置的进气口和所述第一动力装置之间的水平间隔距离大于所述第一动力装置的截面直径；所述第二进气装置的进气口和所述第二动力装置之间的水平间隔距离大于所述第二动力装置的截面直径。

本发明中，所述第一进气装置的进气口和所述第二进气装置的进气口设置于所述飞行器中垂直高度一致；且所述第一进气装置的进气口和所述第二进气装置的进气口的垂直高度大于所述第一动力装置和所述第二动力装置的垂直高度。

本发明中，所述第一排气装置的排气口和所述第二排气装置的排气口设置于所述飞行器中垂直高度一致，且所述第一排气装置的排气口和所述第一动力装置之间的水平间隔距离大于所述第一动力装置的截面直径；所述第二排气装置的排气口和所述第二动力装置之间的水平间隔距离大于所述第二动力装置的截面直径。

本发明中，所述第一进气装置引入气体的通道、所述第二进气装置引入气体的通道、所述第一排气装置排出气体的通道和所述第二排气装置排出气体的通道均采用单S弯结构。

本发明中，所述第一进气装置引入气体的通道和所述第二进气装置引入气体的通道之间的交叠处设置于所述飞行器的中轴面处；所述第一排气装置排出气体的通道和所述第二排气装置排出气体的通道之间的交叠处设置于所述飞行器的中轴面处。

本发明中，所述第一进气装置和所述第二进气装置的进气口的形状与所述飞行器的机身保持一致；所述第一排气装置和所述第二排气装置的排气口的形状与所述飞行器的机身保持一致。

本发明中，所述第一进气装置的进气口、所述第一排气装置的排气口、所述第二进气装置的进气口和所述第二排气装置的排气口均设置于所述飞行器的上表面。

本发明提供的技术方案可以包括以下有益效果：

本发明中，通过上述动力设备，通过两个动力装置并通过交叉进行进气和排气，从而不仅隐藏了动力装置的进气口和排气孔，提高了飞行器的隐身性能；而且使得动力装置进气和排气的结构简单化，在充分利用飞行器内部空间的同时，减小了进排气的损失。

附图说明

此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本公开的实施例，并与说明书一起用于解释本公开的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本公开的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1示出本发明示例性实施例中采用动力设备的飞行器的立体结构示意图；

图2示出本发明示例性实施例中采用动力设备的飞行器的俯视结构示意图；

图3示出本发明示例性实施例中采用动力设备的飞行器的侧视结构示意图；

图4示出本发明示例性实施例中采用动力设备的飞行器的前视结构示意图。

附图标记：100、第一动力装置；110、第一动力装置的进气口；120、第一动力装置的排气口；200、第二动力装置；210、第二动力装置的进气口；220、第二动力装置的排气口；300、第一进气装置；310、第一进气装置的进气口；400、第二进气装置；410、第二进气装置的进气口；500、第一排气装置；510、第一排气装置的排气口；600、第二排气装置；610、第二排气装置的排气口；700、进气口的水平偏心距；800、进气口的纵向偏心距；900、飞行器；910、中轴面；920、第一侧部；930、第二侧部；940、飞行器的水平面。

具体实施方式

现在将参考附图更全面地描述示例实施方式。然而，示例实施方式能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的范例；相反，提供这些实施方式使得本发明将更加全面和完整，并将示例实施方式的构思全面地传达给本领域的技术人员。所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施方式中。

此外，附图仅为本发明实施例的示意性图解，并非一定是按比例绘制。图中相同的附图标记表示相同或类似的部分，因而将省略对它们的重复描述。附图中所示的一些方框图是功能实体，不一定必须与物理或逻辑上独立的实体相对应。

本示例实施方式中首先提供了一种用于飞行器的动力设备，参考图1和图2所示，飞行器900依据中轴面910分为第一侧部920和第二侧部930，动力设备包括：第一动力装置100、第二动力装置200、第一进气装置300、第二进气装置400、第一排气装置500和第二排气装置600。

其中，第一动力装置100被构造成为飞行器900提供飞行动力，且设置于飞行器900的第一侧部920，第一动力装置100的两端分别设置有第一动力装置的进气口110和第一动力装置的排气口120。第二动力装置200被构造成为飞行器900提供飞行动力，且设置于飞行器900的第二侧部930，第二动力装置200的两端分别设置有第二动力装置的进气口210和第二动力装置的排气口220。第一进气装置300与第一动力装置的进气口110相连通，且被构造成从第二侧部930引入气体至第一动力装置的进气口110。第二进气装置400与第二动力装置的进气口210相连通，且被构造成从第一侧部920引入气体至第二动力装置的进气口210。第一排气装置500与第一动力装置的排气口120相连通，且被构造成将第一动力装置的排气口120所排出的气体引至第二侧部930后排出。第二排气装置600与第二动力装置的排气口220相连通，且被构造成将第二动力装置的排气口220所排出的气体引至第一侧部920后排出。

需要理解的是，飞行器900的整体结构基本上是左右对称的，因此，飞行器900的中轴面910也就是飞行器900依据左右对称所形成的中心截面。因此，飞行器900依据中轴面910所分为的第一侧部920和第二侧部930，可以将第一侧部920称为左侧，第二侧部930称为右侧。与此相对应的，第一动力装置100可以称为左动力装置，第二动力装置200可以称为右动力装置。当然，也可以将第一侧部920称为右侧，第二侧部930称为左侧。与此相对应的，第一动力装置100可以称为右动力装置，第二动力装置200可以称为左动力装置。动力装置也可以称为发动机，因此，左动力装置也就可以称为左发动机，右动力装置也就可以称为右发动机。

还需要理解的是，飞行器900典型的动力系统由进气道、发动机和尾喷管组成。隐身飞行器900的动力设备的设计主要满足以下约束条件：1、动力系统运行高效、稳定，满足飞行器900执行各种飞行任务；2、动力设备的雷达散射截面积较小，满足隐身设计的部件指标；3、动力设备的几何尺寸符合要求，可以安装在飞行器900机体内部。在相同的隐身设计要求下，偏心距越大，进排气的长度越短。进排气管道中心线的线型越接近直线，进气道和尾喷管的气流稳定性越好。因此，在有限的几何尺寸条件下，扩大进气道和尾喷管的偏心距成为提高隐身飞机生存力的关键要求，简化进气道和尾喷管的中心线的线型称为提高飞机稳定飞行的关键要求。

还需要理解的是，在隐身飞行器900内部配装两台发动机，一台在左边，称为左发，一台在右边，称为右发。左发进气道的进气口及尾喷管的排气口位于飞机中心轴线的右侧，右发进气道的进气口与尾喷管的排气口位于飞机中心轴线的左侧。进气道进气口与发动机的进气口通过进气道光顺过渡，尾喷管排气口与发动机排气口通过尾喷管光顺过渡。首先进气道和尾喷管的偏心距较大，隐身性能好。其次，进气道和尾喷管采用单“S”弯设计，总压恢复系数较大，气流稳定性好。此外动力设备的整体长度较短，高度较小，容易满足飞机的几何尺寸约束，有利于飞机的空间布局与结构设计。

通过上述动力设备，通过两个动力装置并通过交叉进行进气和排气，从而不仅隐藏了动力装置的进气口和排气孔，提高了飞行器900的隐身性能；而且使得动力装置进气和排气的结构简单化，在充分利用飞行器900内部空间的同时，减小了进排气的损失。

下面，将参考图1至图4对本示例实施方式中的上述动力设备的各个部分进行更详细的说明。

在一些实施例中，参考图2中所示，动力设备还包括技术特征：第一动力装置100和第二动力装置200距飞行器900的中轴面910的间隔距离相同。需要理解的是，将第一动力装置100和第二动力装置200依据中轴面910左右对称的放置，从而决定了进气装置和排气装置也都会动力装置相称的左右放置。因此可以使动力设备在飞行器900内保持左右平衡。进而不影响飞行器900整体的左右平衡。

在一些实施例中，参考图3中所示，动力设备还包括技术特征：第一动力装置100和第二动力装置200设置于飞行器900中垂直高度一致。需要理解的是，第一动力装置100和第二动力装置200在飞行器900中垂直高度一致，也就是说，第一动力装置100和第二动力装置200所形成的水平面，和飞行器的水平面940相平行。从而使飞行器900能够保持左右对称。

在一些实施例中，参考图2至图4中所示，动力设备还包括技术特征：第一进气装置的进气口310和第二进气装置的进气口410设置于飞行器900中垂直高度一致，且第一进气装置的进气口310和第一动力装置100之间的水平间隔距离大于第一动力装置100的截面直径；第二进气装置的进气口410和第二动力装置200之间的水平间隔距离大于第二动力装置200的截面直径。需要理解的是，在第一动力装置100和第二动力装置200在飞行器900中垂直高度一致的基础上，第一进气装置300和第二进气装置400的进气口也都垂直高度保持一致。也就是说，第一进气装置300和第二进气装置400的进气口所形成的水平面，与第一动力装置100和第二动力装置200所形成的水平面，还有飞行器的水平面940都是相平行的。在此基础上，第一进气装置的进气口310和第一动力装置100之间的水平间隔距离大于第一动力装置100的截面直径，也就是说第一进气装置的进气口310的中心相对于第一动力装置100的中心偏移至少一个第一动力装置100直径的距离。因此，又可将进气装置的进气口和对应动力装置之间的水平间隔距离，简称为进气口的水平偏心距700。例如，可以使第一进气装置的进气口310和第二进气装置的进气口410之间的间隔距离，可以和第一动力装置100和第二动力装置200之间的间隔距离保持一致。这样第一动力装置100到中轴面910的距离大于第一动力装置100的截面直径，相应的，第一进气装置的进气口310的水平偏心距就自然大于第一动力装置100的截面直径。同时，第二进气装置的进气口410的水平偏心距也就大于第二动力装置200的截面直径。进气装置的进气口就无法直接观测到动力装置，从而可以遮蔽动力装置的进气口（如发动机的风扇叶片等）。动力装置距离中轴面910越大，进气口的水平偏心距700就越大。

在一些实施例中，参考图3和图4中所示，动力设备还包括技术特征：第一进气装置的进气口310和第二进气装置的进气口410设置于飞行器900中垂直高度一致；且第一进气装置的进气口310和第二进气装置的进气口410的垂直高度大于第一动力装置100和第二动力装置200的垂直高度。需要理解的是，第一进气装置300和第二进气装置400的进气口所形成的水平面，与第一动力装置100和第二动力装置200所形成的水平面，还有飞行器的水平面940都是相平行的。因此，第一进气装置的进气口310和第二进气装置的进气口410的垂直高度大于第一动力装置100和第二动力装置200的垂直高度，也就是说第一进气装置300和第二进气装置400的进气口所形成的水平面，高于第一动力装置100和第二动力装置200所形成的水平面。又可将进气装置的进气口中心和对应动力装置中心之间的纵向间隔距离，简称为进气口的纵向偏心距800。通过向上加大进气口的纵向偏心距800来实现高温部件的遮挡，不约束其在飞行器900纵向上的偏心距设计，因此动力设备的纵向高度可控。进气装置的进气口与动力装置的进气口纵向距离小，可以控制动力设备的整体高度，有助于提升飞机的侧向隐身能力。同样的，上述特征也适用于排气装置的排气孔和动力装置的排气口之间的位置关系。排气装置的排气口与发动机的排气口纵向距离小，也可以控制整个动力系统的高度，有助于提升飞机的侧向隐身能力。

在一些实施例中，参考图2至图4中所示，动力设备还包括技术特征：第一排气装置的排气口510和第二排气装置的排气口610设置于飞行器900中垂直高度一致，且第一排气装置的排气口510和第一动力装置100之间的水平间隔距离大于第一动力装置100的截面直径；第二排气装置的排气口610和第二动力装置200之间的水平间隔距离大于第二动力装置200的截面直径。需要理解的是，在第一动力装置100和第二动力装置200在飞行器900中垂直高度一致的基础上，第一排气装置500和第二排气装置600的排气口也都垂直高度保持一致。也就是说，第一排气装置500和第二排气装置600的排气口所形成的水平面，与第一动力装置100和第二动力装置200所形成的水平面，还有飞行器900自身整体的飞行器的水平面940都是相平行的。在此基础上，第一排气装置的排气口510和第一动力装置100之间的水平间隔距离大于第一动力装置100的截面直径，也就是说第一排气装置的排气口510的中心相对于第一动力装置100的中心偏移至少一个第一动力装置100直径的距离。同样的，也适用于第二排气装置600和第二动力装置200的位置关系。因此，又可将排气装置的排气口和对应动力装置之间的水平间隔距离，简称为排气口的水平偏心距。例如，可以使第一排气装置的排气口510和第二排气装置的排气口610之间的间隔距离，可以和第一动力装置100和第二动力装置200之间的间隔距离保持一致。这样第一动力装置100到中轴面910的距离大于第一动力装置100的截面直径，相应的，第一排气装置的排气口510的水平偏心距就自然大于第一动力装置100的截面直径。同时，第二排气装置的排气口610的水平偏心距也就大于第二动力装置200的截面直径。排气装置的排气口就无法直接观测到动力装置，从而可以遮蔽动力装置的排气口（如发动机尾喷口）。动力装置距离中轴面910越大，排气口的水平偏心距就越大。

在一些实施例中，参考图1和图2中所示，动力设备还包括技术特征：第一进气装置300引入气体的通道、第二进气装置400引入气体的通道、第一排气装置500排出气体的通道和第二排气装置600排出气体的通道均采用单S弯结构。需要理解的是，第一进气装置300引入气体的通道和第二进气装置400引入气体的通道可称为进气道。进气道的中心线采用单“S”弯设计，可以完成对风扇叶片的遮蔽要求。动力装置的进气口的总压恢复系数较大，动力装置的性能损失较小。第一排气装置500排出气体的通道和第二排气装置600排出气体的通道可称为尾喷管。尾喷管的中心线采用单“S”弯设计，可以完成对动力装置的排气口的遮蔽要求。动力装置的排气口的总压恢复系数较大，动力装置的性能损失较小。进气道和尾喷管的中心线采用单“S”弯设计，进气道的长度可控，尾喷管的长度可控，所以动力系统的长度可控。

在一些实施例中，参考图1和图2中所示，动力设备还包括技术特征：第一进气装置300引入气体的通道和第二进气装置400引入气体的通道之间的交叠处设置于飞行器900的中轴面910处；第一排气装置500排出气体的通道和第二排气装置600排出气体的通道之间的交叠处设置于飞行器900的中轴面910处。需要理解的是，动力设备最大的高度可以出现在两个进气道交叠处，位于飞机的中轴面910（对称面）上，有利于飞机的空间布局以及结构与强度设计。两个进气道和两个尾喷管的上下关系仅为示意，下表中所给的4种进气道与尾喷管的相对位置都适用：

	第一进气道	第二进气道	第一尾喷管	第二尾喷管
					相对位置1	上	下	上	下
相对位置2	上	下	下	上
					相对位置3	下	上	上	下
相对位置4	下	上	下	上

在一些实施例中，参考图1中所示，动力设备还包括技术特征：第一进气装置300和第二进气装置400的进气口的形状与飞行器900的机身保持一致；第一排气装置500和第二排气装置600的排气口的形状与飞行器900的机身保持一致。需要理解的是，进气道进气口与尾喷管排气口按照飞行器900机翼或机身的形状修型，不破坏隐身飞行器900的雷达反射截面（RCS）结构。

在一些实施例中，参考图1中所示，动力设备还包括技术特征：第一进气装置的进气口310、第一排气装置的排气口510、第二进气装置的进气口410和第二排气装置的排气口610均设置于飞行器900的上表面。需要理解的是，在飞行器900在空中进行飞行时，气体会从飞行器900的上方进入，经过动力装置后又会从飞行器900的上方排出。使飞行器900在空气中的飞行更加顺滑。

需要理解的是，上述描述中的术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底” “内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”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实施例和简化描述，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实施例的限制。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明实施例的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。

在本发明实施例中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

在本发明实施例中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征之“上”或之“下”可以包括第一和第二特征直接接触，也可以包括第一和第二特征不是直接接触而是通过它们之间的另外的特征接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”包括第一特征在第二特征正上方和斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”包括第一特征在第二特征正下方和斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例进行接合和组合。

本领域技术人员在考虑说明书及实践这里公开的发明后，将容易想到本发明的其它实施方案。本申请旨在涵盖本发明的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本发明的一般性原理并包括本发明未公开的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。说明书和实施例仅被视为示例性的，本发明的真正范围和精神由所附的权利要求指出。

Claims (6)

1.一种用于飞行器的动力设备，其特征在于，所述飞行器依据中轴面分为第一侧部和第二侧部，包括：

第一动力装置，所述第一动力装置被构造成为所述飞行器提供飞行动力，且设置于所述飞行器的所述第一侧部，所述第一动力装置的两端分别设置有进气口和排气口；

第二动力装置，所述第二动力装置被构造成为所述飞行器提供飞行动力，且设置于所述飞行器的所述第二侧部，所述第二动力装置的两端分别设置有进气口和排气口；

第一进气装置，所述第一进气装置与所述第一动力装置的进气口相连通，且被构造成从所述第二侧部引入气体至所述第一动力装置的进气口；

第二进气装置，所述第二进气装置与所述第二动力装置的进气口相连通，且被构造成从所述第一侧部引入气体至所述第二动力装置的进气口；

第一排气装置，所述第一排气装置与所述第一动力装置的排气口相连通，且被构造成将所述第一动力装置的排气口所排出的气体引至所述第二侧部后排出；

第二排气装置，所述第二排气装置与所述第二动力装置的排气口相连通，且被构造成将所述第二动力装置的排气口所排出的气体引至所述第一侧部后排出；

其中，所述第一动力装置和所述第二动力装置设置于所述飞行器中垂直高度一致；所述第一进气装置的进气口和所述第二进气装置的进气口设置于所述飞行器中垂直高度一致，且所述第一进气装置的进气口和所述第一动力装置之间的水平间隔距离大于所述第一动力装置的截面直径；所述第二进气装置的进气口和所述第二动力装置之间的水平间隔距离大于所述第二动力装置的截面直径；所述第一排气装置的排气口和所述第二排气装置的排气口设置于所述飞行器中垂直高度一致，且所述第一排气装置的排气口和所述第一动力装置之间的水平间隔距离大于所述第一动力装置的截面直径；所述第二排气装置的排气口和所述第二动力装置之间的水平间隔距离大于所述第二动力装置的截面直径；所述第一进气装置引入气体的通道、所述第二进气装置引入气体的通道、所述第一排气装置排出气体的通道和所述第二排气装置排出气体的通道均采用单S弯结构。

2.根据权利要求1所述的动力设备，其特征在于，包括：

所述第一动力装置和所述第二动力装置距所述飞行器的中轴面的间隔距离相同。

3.根据权利要求2所述的动力设备，其特征在于，包括：

所述第一进气装置的进气口和所述第二进气装置的进气口设置于所述飞行器中垂直高度一致；且所述第一进气装置的进气口和所述第二进气装置的进气口的垂直高度大于所述第一动力装置和所述第二动力装置的垂直高度。

4.根据权利要求2所述的动力设备，其特征在于，还包括：

所述第一进气装置引入气体的通道和所述第二进气装置引入气体的通道之间的交叠处设置于所述飞行器的中轴面处；所述第一排气装置排出气体的通道和所述第二排气装置排出气体的通道之间的交叠处设置于所述飞行器的中轴面处。

5.根据权利要求1-4任一项所述的动力设备，其特征在于，还包括：

所述第一进气装置和所述第二进气装置的进气口的形状与所述飞行器的机身保持一致；所述第一排气装置和所述第二排气装置的排气口的形状与所述飞行器的机身保持一致。

6.根据权利要求5所述的动力设备，其特征在于，还包括：

所述第一进气装置的进气口、所述第一排气装置的排气口、所述第二进气装置的进气口和所述第二排气装置的排气口均设置于所述飞行器的上表面。

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