CN207617953U - 一种独立辅助起降与诱饵装置 - Google Patents

Abstract

本实用新型属于独立辅助起降装置技术领域，提出的一种独立辅助起降与诱饵装置，包括机体，机体沿中轴设置有动力套装，动力套装包括两个沿轴线相反方向设置的涡喷发动机，涡喷发动机中间设置有进风室，机体两侧分别设置有连接进风室的进气道，涡喷发动机喷气口均设置有喷口转向装置，喷口转向装置包括依次转动连接入气管、换向管和喷气管，入气管的前端面与涡喷发动机的喷气口连接，入气管的后端面为与横截面呈22.5度夹角的斜面，换向管的前后端面均为与横截面呈22.5夹角的斜面，且换向管的前端面与后端面呈45度夹角，喷气管的前端面与横截面呈22.5度夹角，解决了现有技术中缺少一种装置能够辅助飞机实现短程起降的技术问题。

Description

一种独立辅助起降与诱饵装置

技术领域

本实用新型属于独立辅助起降装置技术领域，涉及一种独立辅助起降与诱饵装置。

背景技术

我国首艘完全自主研发制造的国产航母结束系泊试验，离开港口开始进行海试，标志我国航母具备了完全自主的航母研制设计能力，完全自主的航母建造能力和完全自主的航母配套能力，随着我国航母飞速发展的同时，对海军航空装备的需求也日益增加，我国海军舰载机起步晚，满足在航母上进行短程起降的舰载机种类少，功能单一，为辅助大多数机型能够满足在航母上进行短程起降，增强我国海军的战斗力，我们需要一种能够辅助现有机型实现短程起降的装置。

实用新型内容

本实用新型提出一种独立辅助起降与诱饵装置，解决了现有技术中缺少一种装置能够辅助飞机实现短程起降的技术问题。

本实用新型的技术方案是这样实现的：

一种独立辅助起降与诱饵装置，包括机体，所述机体沿中轴设置有动力套装，

所述动力套装包括两个沿轴线相反方向设置的涡喷发动机，所述涡喷发动机中间设置有进风室，所述机体两侧分别设置有进气道，所述进气道连接所述进风室，所述涡喷发动机喷气口均设置有喷口转向装置，所述喷口转向装置喷口朝向前方、后方或向下方。

作为进一步的技术方案，所述喷口转向装置包括依次转动连接入气管、换向管和喷气管，所述入气管的前端面与所述涡喷发动机的喷气口连接，所述入气管的后端面为与横截面呈22.5度夹角的斜面，所述换向管的前后端面均为与横截面呈22.5夹角的斜面，且所述换向管的前端面与后端面呈45度夹角，所述喷气管的前端面与横截面呈22.5度夹角。

作为进一步的技术方案，所述所述入气管、所述换向管和所述喷气管的内壁截面为椭圆形，所述入气管的后端面、换向管的前后端面和喷气管的前端面均为半径相等的圆形。

作为进一步的技术方案，所述机体顶部设置有挂脚。

作为进一步的技术方案，所述机体外形为流线型。

作为进一步的技术方案，所述机体侧面旋转设置有风道门，所述风道门闭合封闭所述进气道。

作为进一步的技术方案，所述风道门截面为产生升力的翼形截面。

作为进一步的技术方案，所述机体侧面还设置有多个干扰弹弹仓和干扰弹发射装置。

本实用新型使用原理及有益效果为：

1、本实用新型使用时，动力装置为机体提供动力，两个涡喷发动机沿轴线相对设置，且吸气口均与进风室连接，进风室通过在机体两侧设置的进气道供气，在飞机起飞时，前涡喷发动机通过喷口转向装置，将前发动机的喷口转动至朝向下方，后涡喷发动机通过喷口转向装置，将前发动机的喷口转动至朝向后方，前喷口为飞机提供升力，后喷口辅助飞机提速，进而使飞机能够进行短程起飞，在飞机降落时，前涡喷发动机通过喷口转向装置，将前发动机的喷口转动至朝向前方或前侧下方，后涡喷发动机通过喷口转向装置，将前发动机的喷口转动至朝向下方，前涡喷发动机为飞机提供反向的动力，使飞机能够实现主动减速，两个涡喷发动机的喷口还能旋转至均朝向下方，为飞机提动升力，防止飞机因为失速升力不足而坠毁。本实用新型能够辅助飞机进行短程起降，为我国海军航空兵的发展提供了新的方向，增强了我国航空兵的战斗力。

2、本实用新型中，喷口转向装置是通过依次转动连接的入气管、换向管和喷气管实现的，其中入气管和换向管转动能够实现入气管的轴线和换向管的轴线共线或互呈45度夹角两个状态的切换，同样，换向管和喷气管同样通过转动能够实现入气管的轴线和换向管的轴线共线或互呈45度夹角两个状态的切换，进而两部分结合使喷口转向装置实现喷口与涡喷发动机轴向互呈0度，互呈45度和互呈90度三个状态，满足本实用新型对喷口的方向实现变换的功能，且本结构简单，可靠性高，生产装配和后期维护成本低，适合大规模应用。

3、本实用新型中，入气管、换向管和喷气管的内壁截面为椭圆形，这样能够实现入气管和换向管的内壁接触面和换向管与喷气管的内壁接触面为圆形，在旋转时能够保证两个圆端面密封良好，且接触面转动时较规则，对喷气影响小，允许涡喷发动机工作时转动换向管和喷气管，设置科学合理。

4、本实用新型中，通过挂脚能够将机体挂载在需短程起降飞机的下方，且该挂脚为可分离挂脚，在飞机进入紧急状态时，能够分离挂脚抛离辅助起降装置，减小飞机的阻力，增强飞机的机动能力，进而增强飞机的格斗性能，设置科学合理。

5、本实用新型中，机体的外形设置为流线型，能够减少飞机挂载辅助起降装置对飞机气动外形的影响，增强飞机的机动能力，设置科学合理。

在飞机起飞后，能够转动风道门，进气道可以通过风道门封闭，减少进气道对飞机气动外形的影响，减轻辅助起降装置对飞机机动的影响。

6、本实用新型中，风道门被飞机对称面的平行面切割时的截面为翼形截面，在起飞和降落时能够产生升力，辅助飞机进行起降，进一步增强了飞机的短程起降能力。

7、本实用新型中，在机体侧面设置有若干个干扰弹发射装置，在飞机被导弹锁定时，能够发射辅助起降装置中干扰弹弹仓储存的干扰弹，解除导弹的锁定，使飞机免于被导弹摧毁，增强了飞机的生存能力，其中，飞机能够通过分离挂脚将辅助起降装置抛离出去，辅助起降装置抛离后通过自身油箱为涡喷发动机供能，一边发射干扰弹，一边飞行远离飞机，进一步增强飞机的生存能力，在风道门张开时，能够为辅助起降装置提供升力，使其自身飞行更加平稳，设置科学合理。

附图说明

下面结合附图和具体实施方式对本实用新型作进一步详细的说明。

图1为本实用新型结构示意图；

图2为本实用新型动力套装结构示意图；

图3为本实用新型喷口转向装置结构示意图；

图4为本实用新型结构侧面示意图；

图5为本实用新型结构正面示意图；

图6为本实用新型风道门截面示意图；

图7为本实用新型辅助起飞时的示意图；

图8为本实用新型辅助降落时的示意图；

图中：1-机体，11-进气道，2-动力套装，21-涡喷发动机，22-进风室，23-喷口转向装置，231-入气管，232-换向管，233-喷气管，3-挂脚，4-风道门，5-干扰弹发射装置。

具体实施方式

下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。

如图1～图8所示，一种独立辅助起降与诱饵装置，包括机体1，机体1沿中轴设置有动力套装2，

动力套装2包括两个沿轴线相反方向设置的涡喷发动机21，涡喷发动机21中间设置有进风室22，机体1两侧分别设置有进气道11，进气道11连接进风室22，涡喷发动机21喷气口均设置有喷口转向装置23，喷口转向装置23喷口朝向前方、后方或向下方。

本实用新型使用时，动力装置为机体1提供动力，两个涡喷发动机21沿轴线相对设置，且吸气口均与进风室22连接，进风室22通过在机体1两侧设置的进气道11供气，在飞机起飞时，前涡喷发动机21通过喷口转向装置23，将前发动机的喷口转动至朝向下方，后涡喷发动机21通过喷口转向装置23，将前发动机的喷口转动至朝向后方，前喷口为飞机提供升力，后喷口辅助飞机提速，进而使飞机能够进行短程起飞，在飞机降落时，前涡喷发动机21通过喷口转向装置23，将前发动机的喷口转动至朝向前方或前侧下方，后涡喷发动机21通过喷口转向装置23，将前发动机的喷口转动至朝向下方，前涡喷发动机21为飞机提供反向的动力，使飞机能够实现主动减速，两个涡喷发动机21的喷口还能旋转至均朝向下方，为飞机提动升力，防止飞机因为失速升力不足而坠毁。本实用新型能够辅助飞机进行短程起降，为我国海军航空兵的发展提供了新的方向，增强了我国航空兵的战斗力。

进一步，喷口转向装置23包括依次转动连接入气管231、换向管232和喷气管233，入气管231的前端面与涡喷发动机21的喷气口连接，入气管231的后端面为与横截面呈22.5度夹角的斜面，换向管232的前后端面均为与横截面呈22.5夹角的斜面，且换向管232的前端面与后端面呈45度夹角，喷气管233的前端面与横截面呈22.5度夹角。

本实用新型中，喷口转向装置23是通过依次转动连接的入气管231、换向管232和喷气管233实现的，其中入气管231和换向管232转动能够实现入气管231的轴线和换向管232的轴线共线或互呈45度夹角两个状态的切换，同样，换向管232和喷气管233同样通过转动能够实现入气管231的轴线和换向管232的轴线共线或互呈45度夹角两个状态的切换，进而两部分结合使喷口转向装置23实现喷口与涡喷发动机21轴向互呈0度，互呈45度和互呈90度三个状态，满足本实用新型对喷口的方向实现变换的功能，且本结构简单，可靠性高，生产装配和后期维护成本低，适合大规模应用。

进一步，入气管231、换向管232和喷气管233的内壁截面为椭圆形，入气管231的后端面、换向管232的前后端面和喷气管233的前端面均为半径相等的圆形。

本实用新型中，入气管231、换向管232和喷气管233的内壁截面为椭圆形，这样能够实现入气管231和换向管232的内壁接触面和换向管232与喷气管233的内壁接触面为圆形，在旋转时能够保证两个圆端面密封良好，且接触面转动时较规则，对喷气影响小，允许涡喷发动机21工作时转动换向管232和喷气管233，设置科学合理。

进一步，机体1顶部设置有挂脚3。

本实用新型中，通过挂脚3能够将机体1挂载在需短程起降飞机的下方，且该挂脚3为可分离挂脚3，在飞机进入紧急状态时，能够分离挂脚3抛离辅助起降装置，减小飞机的阻力，增强飞机的机动能力，进而增强飞机的格斗性能，设置科学合理。

进一步，机体1外形为流线型。

本实用新型中，机体1的外形设置为流线型，能够减少飞机挂载辅助起降装置对飞机气动外形的影响，增强飞机的机动能力，设置科学合理。

进一步，机体1侧面旋转设置有风道门4，风道门4闭合封闭进气道11。

在飞机起飞后，能够转动风道门4，进气道11可以通过风道门4封闭，减少进气道11对飞机气动外形的影响，减轻辅助起降装置对飞机机动的影响。

进一步，风道门4截面为产生升力的翼形截面。

本实用新型中，风道门4被飞机对称面的平行面切割时的截面为翼形截面，在起飞和降落时能够产生升力，辅助飞机进行起降，进一步增强了飞机的短程起降能力。

进一步，机体1侧面还设置有多个干扰弹弹仓和干扰弹发射装置5。

本实用新型中，在机体1侧面设置有若干个干扰弹发射装置5，在飞机被导弹锁定时，能够发射辅助起降装置中干扰弹弹仓储存的干扰弹，解除导弹的锁定，使飞机免于被导弹摧毁，增强了飞机的生存能力，其中，飞机能够通过分离挂脚3将辅助起降装置抛离出去，辅助起降装置抛离后通过自身油箱为涡喷发动机21供能，一边发射干扰弹，一边飞行远离飞机，进一步增强飞机的生存能力，在风道门4张开时，能够为辅助起降装置提供升力，使其自身飞行更加平稳，设置科学合理。

以上仅为本实用新型的较佳实施例而已，并不用以限制本实用新型，凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种独立辅助起降与诱饵装置，其特征在于，包括机体(1)，所述机体(1)沿中轴设置有动力套装(2)，

所述动力套装(2)包括两个沿轴线相反方向设置的涡喷发动机(21)，所述涡喷发动机(21)中间设置有进风室(22)，所述机体(1)两侧分别设置有进气道(11)，所述进气道(11)连接所述进风室(22)，所述涡喷发动机(21)喷气口均设置有喷口转向装置(23)，所述喷口转向装置(23)喷口朝向前方、后方或向下方。

2.根据权利要求1所述的一种独立辅助起降与诱饵装置，其特征在于，所述喷口转向装置(23)包括依次转动连接入气管(231)、换向管(232)和喷气管(233)，所述入气管(231)的前端面与所述涡喷发动机(21)的喷气口连接，所述入气管(231)的后端面为与横截面呈22.5度夹角的斜面，所述换向管(232)的前后端面均为与横截面呈22.5夹角的斜面，且所述换向管(232)的前端面与后端面呈45度夹角，所述喷气管(233)的前端面与横截面呈22.5度夹角。

3.根据权利要求2所述的一种独立辅助起降与诱饵装置，其特征在于，所述入气管(231)、所述换向管(232)和所述喷气管(233)的内壁截面为椭圆形，所述入气管(231)的后端面、换向管(232)的前后端面和喷气管(233)的前端面均为半径相等的圆形。

4.根据权利要求1所述的一种独立辅助起降与诱饵装置，其特征在于，所述机体(1)顶部设置有挂脚(3)。

5.根据权利要求1所述的一种独立辅助起降与诱饵装置，其特征在于，所述机体(1)外形为流线型。

6.根据权利要求1所述的一种独立辅助起降与诱饵装置，其特征在于，所述机体(1)侧面旋转设置有风道门(4)，所述风道门(4)闭合封闭所述进气道(11)。

7.根据权利要求6所述的一种独立辅助起降与诱饵装置，其特征在于，所述风道门(4)截面为产生升力的翼形截面。

8.根据权利要求1～7任一项所述的一种独立辅助起降与诱饵装置，其特征在于，所述机体(1)侧面还设置有多个干扰弹弹仓和干扰弹发射装置(5)。