CN205469845U - 一种单涡扇矢量喷气发动机的飞机 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供了一种单涡扇矢量喷气发动机的飞机，包括机身、进气口、涡扇矢量喷气发动机、机翼、尾翼，涡扇矢量喷气发动机包括风扇、内涵道、外涵道、两前气腔、两尾气腔和四个矢量喷管，风扇位于涡扇矢量喷气发动机最前端且与内涵道前端、两前气腔相连通，内涵道位于中间而两前气腔对称位于两侧，两尾气腔对称布置于涡扇矢量喷气发动机尾部两侧且与内涵道后端连通，外涵道位于内涵道两侧并分别连通同侧的前气腔和尾气腔，四个矢量喷管分别与各气腔相连实现转动换向喷气。该飞机采用风扇进气和发动机尾气混合的新型排气方式，改善了高油耗、高温后燃气破坏航母甲板以及机场地坪和跑道的问题。

Description

一种单涡扇矢量喷气发动机的飞机

技术领域

本实用新型涉及一种飞机，特别涉及一种单涡扇矢量喷气发动机的飞机。

背景技术

著名的“鹞”式飞机是一种可垂直、短距起落的喷气式飞机，如图1和图2所示，“鹞”式飞机100’最重要的部分即是机身内部的“飞马”式涡扇发动机1’，针对垂直、短距起落的要求，发动机除了包括涡扇发动机所必备的风扇11’、压气机12’、燃烧室13’、涡轮组合14’外，还包括4个可换向的矢量喷管，其中包括2个前矢量喷管15’和2个后矢量喷管16’，可用一台发动机既提供升力又提供推力，结构简单、紧凑、短距离起落性能好。

但是，“鹞”式飞机的“飞马”发动机，4个矢量喷管中的2个前矢量喷管15’连接着外涵道17’是低温气流口，而2个后矢量喷管16’连接着内涵道18’是高温气流口，高温气流口极高的温度容易导致烧蚀航母甲板或机场地坪；同时“飞马”发动机后端采用耗油尾喷燃气的高热方式，燃油损耗较大，航程、载重、机动性方面难以兼得。

发明内容

本实用新型要解决的技术问题，在于提供一种单涡扇矢量喷气发动机的飞机，该飞机采用风扇进气和发动机尾气混合的新型排气方式，改善了高油耗、高温后燃气破坏航母甲板以及机场地坪和跑道的问题。

本实用新型要解决的技术问题是这样实现的：

一种单涡扇矢量喷气发动机的飞机，包括机身，所述机身前段两侧设有进气口，所述机身中段内部设有涡扇矢量喷气发动机，所述机身两侧设有机翼，所述机身尾部设有尾翼，所述涡扇矢量喷气发动机包括风扇、内涵道、外涵道、两前气腔、两尾气腔和四个矢量喷管，所述风扇位于涡扇矢量喷气发动机最前端且与内涵道前端、两前气腔相连通，所述内涵道位于中间而所述两前气腔对称位于两侧，所述两尾气腔对称布置于涡扇矢量喷气发动机尾部两侧且与内涵道后端连通，所述外涵道位于内涵道两侧并分别连通同侧的前气腔和尾气腔，内涵道从前向后依次设置压气机、燃烧室、涡轮组合，高温气流从内涵道分流进入两尾气腔，低温气流先进入两前气腔而后分为两部分，一部分直接排出而另一部分从外涵道分别进入两尾气腔，所述四个矢量喷管分别与各气腔相连实现转动换向喷气，所述进气口向所述涡扇矢量喷气发动机供气。

进一步地，所述涡轮组合中包括至少一高压涡轮和至少一低压涡轮，所述高压涡轮通过第一转轴与压气机相连接，所述低压涡轮通过第二转轴与风扇相连接。

本实用新型的优点在于：

1、前喷气为风扇进气，后喷气为风扇进气和发动机尾喷气的混合排气，低温气流和高温气流中和后温度得以降低，将大幅降低对起飞甲板和地面的损坏。

2、后尾喷的排气一部分由风扇进气提供，分担了发动机尾喷气功率耗油的压力，同等级飞机的发动机的功率和体积均可降低，机身内部的布置可安排更加合理，有利于提高载油量。

3、通过高压涡轮和低压涡轮分别将高温气流的能量转化为机械能并传递给压气机和风扇，提高了进气效率和空气压缩比，使得空气燃烧更加充分，提升功率并降低油耗。

附图说明

下面参照附图结合实施例对本实用新型作进一步的说明。

图1为现有技术飞机的结构示意图。

图2为现有技术飞机发动机的结构示意图。

图3为本实用新型飞机的结构示意图。

图4为本实用新型飞机发动机的结构示意图。

图5为本实用新型飞机平飞示意图。

图6为本实用新型飞机起落示意图。

具体实施方式

如图3和图4所示，本实用新型的单涡扇矢量喷气发动机的飞机100，包括机身1，所述机身1前段两侧设有进气口2，所述机身1中段内部设有涡扇矢量喷气发动机3，所述机身1两侧设有机翼4，所述机身1尾部设有尾翼5，所述涡扇矢量喷气发动机3包括风扇31、内涵道32、外涵道33、两前气腔34、两尾气腔35和四个矢量喷管36，所述风扇31位于涡扇矢量喷气发动机3最前端且与内涵道32前端、两前气腔34相连通，所述内涵道32位于中间而所述两前气腔34对称位于两侧，所述两尾气腔35对称布置于涡扇矢量喷气发动机3尾部两侧且与内涵道32后端连通，所述外涵道33位于内涵道32两侧并分别连通同侧的前气腔34和尾气腔35，内涵道32从前向后依次设置压气机321、燃烧室322、涡轮组合323，高温气流从内涵道32分流进入两尾气腔35，低温气流先进入两前气腔34而后分为两部分，一部分直接排出而另一部分从外涵道33分别进入两尾气腔35，高温气流和低温气流将在两侧尾喷管处混合，成为混合气流，所述四个矢量喷管36分别与各气腔相连实现转动换向喷气，与原“鹞”式飞机的矢量喷管数量相同，4个可换向矢量喷管保证了飞机垂直、短距起落的功能，所述进气口2向所述涡扇矢量喷气发动机3供气。

如图5和图6所示，飞机100在平飞时，前后的4个矢量喷管36都向后喷气(图中仅画出左侧矢量喷管36)，提供前进的推力；飞机100在起落时，前后的4个矢量喷管36都向下喷气(图中仅画出左侧矢量喷管36)，提供竖直的升力。

发动机内涵道32和外涵道33在尾喷管处汇合，高温气流和低温气流中和后温度得以降低，较低温度的混合气流推力并不会下降，且可以避免损坏航母甲板或机场地坪和跑道的麻烦。

后尾喷的排气一部分由风扇进气提供，分担了发动机尾喷气的压力，同等级飞机的发动机的功率和体积均可降低，机身内部的布置可安排更加合理，有利于提高载油量。

进一步地，所述涡轮组合323中包括至少一高压涡轮323a和至少一低压涡轮323b，所述高压涡轮323a通过第一转轴37与压气机321相连接，所述低压涡轮323b通过第二转轴38与风扇31相连接。

高压涡轮323a将高温气流的能量传递给压气机321，而低压涡轮323b将高温气流的能量传递给风扇31，压气机321提高运转增加了空气压缩比，而风扇31使得进气的效率大大提高，空气量更多且密度更大，燃烧室的反应也更加充分，提高了功率，使飞机的动力更强劲同时也提高燃油利用率。

本实用新型的飞机，由于采用以现有涡浆和民用先进大型涡扇发动机为核心的新型涡轮风扇矢量喷气发动机，按飞机教练、攻击、格斗、战斗轰炸等不同用途而决定单台功率，既可以是2000公斤以下也可以是8000公斤以上推力。发动机带动风扇将进气由前端矢量喷管引导喷出，同时再将一部分进气与后燃气混合经由后端矢量喷管混合喷出，前后两对矢量喷管产生前后均匀、协调一致强大而灵活的动力。

新型飞机可满足短距离起落需求，采用低温矢量喷气技术，相对节省大量燃油，不仅增加航程和载重，而且可以作为教练机和教练攻击机等不同用途来使用，当飞机在燃油和载重基本回空的回航阶段，可实现垂直降落。在无人机等应用方面更是具有优势，由于减少了飞行员和乘员以及整个座舱的载荷，更有利于垂直起落和更高机动。

虽然以上描述了本实用新型的具体实施方式，但是熟悉本技术领域的技术人员应当理解，我们所描述的具体的实施例只是说明性的，而不是用于对本实用新型的范围的限定，熟悉本领域的技术人员在依照本实用新型的精神所作的等效的修饰以及变化，都应当涵盖在本实用新型的权利要求所保护的范围内。

Claims (2)

1.一种单涡扇矢量喷气发动机的飞机，包括机身，所述机身前段两侧设有进气口，所述机身中段内部设有涡扇矢量喷气发动机，所述机身两侧设有机翼，所述机身尾部设有尾翼，其特征在于：所述涡扇矢量喷气发动机包括风扇、内涵道、外涵道、两前气腔、两尾气腔和四个矢量喷管，所述风扇位于涡扇矢量喷气发动机最前端且与内涵道前端、两前气腔相连通，所述内涵道位于中间而所述两前气腔对称位于两侧，所述两尾气腔对称布置于涡扇矢量喷气发动机尾部两侧且与内涵道后端连通，所述外涵道位于内涵道两侧并分别连通同侧的前气腔和尾气腔，内涵道从前向后依次设置压气机、燃烧室、涡轮组合，高温气流从内涵道分流进入两尾气腔，低温气流先进入两前气腔而后分为两部分，一部分直接排出而另一部分从外涵道分别进入两尾气腔，所述四个矢量喷管分别与各气腔相连实现转动换向喷气，所述进气口向所述涡扇矢量喷气发动机供气。

2.如权利要求1所述的一种单涡扇矢量喷气发动机的飞机，其特征在于：所述涡轮组合中包括至少一高压涡轮和至少一低压涡轮，所述高压涡轮通过第一转轴与压气机相连接，所述低压涡轮通过第二转轴与风扇相连接。