CN218288119U - 垂直短距起降无人舰载机 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了垂直短距起降无人舰载机，其包括：机身，机身的两侧由头部到尾部依次设有鸭翼、机翼及水平尾翼，机身的顶部设有头部进气口，机身的两侧设有腹部进气口；前置发动机，前置发动机布置在机身的头部区域，前置发动机的尾喷口姿态可调，前置发动机的尾喷口可伸出机身外，头部进气口与前置发动机的进气口连通进气；后置发动机，后置发动机有两组且均布置在机身的尾部，后置发动机的尾喷管上下偏转一定角度；升力风扇机组，升力风扇机组安装在旋转调节机构上，旋转调节机构可转动连接在机翼上，升力风扇机组喷出高速动力气流；电力系统，电力系统与升力风扇机组电连接，本新型结构布局合理，机动性强。

Description

垂直短距起降无人舰载机

技术领域

本实用新型涉及一种舰载机，具体涉及一种垂直短距起降无人舰载机。

背景技术

短距/垂直起降技术是一项有重大应用价值的现代军事技术，它不仅可以应用在航母舰载机上提高舰载机作战性能，同时在陆地机场跑道被摧毁的情况下使战机仍能起飞作战，具备二次反击能力。

迄今为止，世界上具备比较成熟的垂直起降技术的代表飞机有英国的“鹞”式，美国的V-22鱼鹰和F35，他们的基本起降原理分别是：具有可旋转喷口的发动机，或是倾转旋翼，或者是同时具有升力发动机和推力发动机。

但这几种垂直起降方式设计复杂，结构重量大，带有严重缺点。“鹞”式的飞行姿态和发动机状态的控制十分复杂，导致事故频发，截至2002年，美国海军陆战队的AV-8A在非作战情况下共发生300多起事故和900多起险情，导致45名飞行员丧生；F35的升力风扇仅在起降时发挥作用，飞行时成为死重，极大增加飞机的结构冗余，并减少飞行航程。

中国专利201410545432.0公开的新型混合动力垂直短距起降无人飞行器也能实现短距垂直起降，但是其单发动力布局使得无人机的飞行速度较慢，且整体的机动性较差，满足不了舰载机的任务要求。

因此，如何提供一种垂直短距起降无人舰载机是本领域技术人员亟需解决的问题。

实用新型内容

有鉴于此，本实用新型提供了垂直短距起降无人舰载机，机动性强，飞行速度快，结构布局合理，采用前置单发，后置双发的动力组合，动力强劲，可短距垂直起降。

为了达到上述目的，本实用新型采用如下技术方案：垂直短距起降无人舰载机，其包括：

机身，所述机身的两侧由头部到尾部依次设有鸭翼、机翼及水平尾翼，所述机身的尾部设有垂直尾翼，所述机身的顶部设有头部进气口，所述机身的两侧设有腹部进气口；

前置发动机，所述前置发动机布置在机身的头部区域，所述前置发动机的尾喷口姿态可调，所述前置发动机的尾喷口可伸出所述机身外，所述头部进气口与所述前置发动机的进气口连通进气；

后置发动机，所述后置发动机有两组且均布置在机身的尾部，两组后置发动机对称分布在所述机身中心线的两侧，所述后置发动机的尾喷管上下偏转一定角度；

升力风扇机组，所述升力风扇机组安装在旋转调节机构上，所述旋转调节机构转动连接在所述机翼上，所述升力风扇机组喷出高速气流；

电力系统，所述电力系统与升力风扇机组电连接。

本实用新型的有益效果是：采用三翼面布局，机身的两侧设有鸭翼、机翼和水平尾翼，保持鸭翼脱体涡对机翼有利干扰，提高操纵效率，减小配平阻力，保证低头恢复力矩，改善大迎角特性，提高最大升力，采用了三组动力布置，前置单发，后置双发，动力强劲，配备升力风扇机组可以提供辅助动力，为飞机的水平飞行或者垂直起飞助力，机动性好，满足任务要求。

优选的，所述机身内部设有升力风扇气道，所述升力风扇气道与头部进气口连通，所述升力风扇气道提供升力风扇机组的动力气流。

优选的，所述腹部进气口分布在所述机身的两侧底部，所述腹部进气口位于所述鸭翼的尾端，所述机身的内部设有S型后置发动机进气道，所述腹部进气口与S型后置发动机进气道连通。

优选的，所述电力系统设有发电机组和储电装置，所述发电机组与后置发动机传动连接发电，所述储电装置与发电机组连接储电，所述发电机组和储电装置分别与升力风扇机组电连接。

优选的，所述前置发动机的中心轴与竖直方向夹角为10°，所述前置发动机的尾喷口相对前置发动机的中心轴前后偏转调节角度为0°～15°。

优选的，所述机身的内部连接有液压动力控制装置，所述机身的底部对应前置发动机开合连接有舱门，所述液压动力控制装置控制前置发动机的尾喷口伸出机身外。

优选的，所述后置发动机的中心轴与机身的中心线平行，所述后置发动机的尾喷口向下偏转0°～70°。

优选的，所述机翼为可折叠机翼，所述鸭翼、机翼、水平尾翼、垂直尾翼的尾部均有调节副翼。

附图说明

图1为本实用新型垂直短距起降无人舰载机整体结构示意图一；

图2为本实用新型垂直短距起降无人舰载机整体结构示意图二；

图3为本实用新型垂直短距起降无人舰载机整体结构示意图三；

图4为本实用新型垂直短距起降无人舰载机整体结构示意图四；

图5为本实用新型垂直短距起降无人舰载机前置发动机位置示意图一；

图6为本实用新型垂直短距起降无人舰载机前置发动机位置示意图二；

图7为本实用新型垂直短距起降无人舰载机前置发动机尾喷口伸出机身示意图；

图8为本实用新型垂直短距起降无人舰载机前置发动机尾喷口收回机身示意图；

图9为本实用新型垂直短距起降无人舰载机升力风扇机组水平放置示意图；

图10为本实用新型垂直短距起降无人舰载机升力风扇机组竖直放置示意图；

图11为本实用新型垂直短距起降无人舰载机电力系统示意图；

图12为本实用新型垂直短距起降无人舰载机后置发动机尾喷口偏转示意图；

图13为本实用新型垂直短距起降无人舰载机巡航状态示意图；

图14为本实用新型垂直短距起降无人舰载机起降状态示意图。

1机身、2鸭翼、3机翼、4水平尾翼、5垂直尾翼、6头部进气口、7腹部进气口、8前置发动机、9后置发动机、10升力风扇机组、11电力系统、12发电机组、13储电装置、14液压动力控制装置。

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。

参阅本实用新型附图1至14，根据本实用新型实施例垂直短距起降无人舰载机，其包括：

机身1，机身1的两侧由头部到尾部依次设有鸭翼2、机翼3及水平尾翼4，机身1的尾部设有垂直尾翼5，机身1的顶部设有头部进气口6，机身1的两侧设有腹部进气口7；

前置发动机8，前置发动机8布置在机身1的头部区域，前置发动机8的尾喷口姿态可调，前置发动机8的尾喷口可伸出机身1外，头部进气口6与前置发动机8的进气口连通进气；

前置发动机的尾喷口伸出机身外时，则是升降状态，飞机巡航状态时，尾喷口收回隐藏在机身内；

后置发动机9，后置发动机9有两组且均布置在机身1的尾部，两组后置发动机对称分布在机身1中心线的两侧，后置发动机9的尾喷管上下偏转一定角度；适应巡航和起飞升降状态；

前置发动机和后置发动机均为涡扇发动机；

升力风扇机组10，升力风扇机组10安装在旋转调节机构上，旋转调节机构转动连接在机翼3上，方便改变升力风扇机组的助力状态，水平布置时，可以加速无人机的飞行，竖直布置时，可以提供无人机起降升力，升力风扇机组喷出高速气流；

电力系统11，电力系统11与升力风扇机组10电连接。

具体的，飞机结合分布式电推进技术，左右两侧机翼上表面分别安装12台可转动升力风扇(总计24台)。升力风扇水平放置时，可增加机翼上表面气流速度，用于短距起飞时机翼增生；升力风扇竖直放置时，可向下吹出高速气流，使机体获得向上的推力用于垂直起降。升力风扇所需要的电力由涡扇发动机转轴所带动的发电机产生，不消耗机体自带燃油，增加能量利用率。

在另一些实施例中，机身1内部设有升力风扇气道，升力风扇气道与头部进气口6连通，升力风扇气道提供升力风扇机组的动力气流。

在另一些实施例中，腹部进气口7分布在机身1的两侧底部，腹部进气口7位于鸭翼2的尾端，机身1的内部设有S型后置发动机进气道，腹部进气口7与S型后置发动机进气道连通。

在另一些具体实施例中，电力系统11设有发电机组12和储电装置13，发电机组12与后置发动机9传动连接发电，储电装置13与发电机组12连接储电，发电机组12和储电装置13分别与升力风扇机组10电连接。

升力风扇机组所需电力由涡扇发动机转轴所带动的发电机产生，不额外消耗机体燃油，增加能量利用率。整个电力系统由涡扇发动机、发电机、输电系统、超导储能系统和升力风扇组成，主电源系统为发动机驱动的发电机，储能系统能够在飞机需要较大推进功率时(如起飞爬升阶段)提供额外功率，在飞机巡航阶段吸收多余功率，起到功率调配的作用，使飞机始终在最佳工作功率附近高效运行。

在另一些实施例中，前置发动机8的中心轴与竖直方向夹角为10°，前置发动机的尾喷口前后偏转调节角度最大值为15°。

在其他一些实施例中，机身1的内部连接有液压动力控制装置14，机身1的底部对应前置发动机8开合连接有舱门，液压动力控制装置14控制前置发动机8的尾喷口伸出机身1外。在飞机巡航状态时，发动机由液压系统控制收回机体内，并由液压杆操纵舱门关闭机体上开口，减小飞行阻力和雷达反射截面积。

在其他一些具体实施例中，后置发动机9的中心轴与机身的中心线平行，后置发动机9的尾喷口向下偏转最大角度为70°。

具体的，机翼3为可折叠机翼，鸭翼2、机翼3、水平尾翼4、垂直尾翼5的尾部均有调节副翼，增加飞机的机动性和操控性。

本装置为多用途无人舰载机，可以配合有人机使用，是有人机的忠诚僚机，与有人机匹配合作共同组成以航母为核心的海空打击群。

本装置中的升力风扇机组在主机翼上翼面内部布置，是隐藏式升力风扇。升力风扇喷口从机翼露出，通过安装在升力风扇下方的旋转调节机构、液压支撑杆等机械装置改变喷口方向为水平或竖直。升力风扇喷出高速气流以获得水平方向的推力或竖直方向的升力。

本装置中的前置发动机采用小型涡扇发动机，发动机中心轴与竖直方向夹角10度，发动机喷口可在竖直平面内转动，以改变推力方向，最大转动角度为15度。飞机在短距/垂直起降和超机动状态时，由液压杆伸长控制发动机伸出机体，并可随机体运动情况转动喷口方向；在飞机巡航状态时，液压杆收缩控制发动机缩回机体内，减小阻力和雷达反射截面积。

两台后置涡扇发动机喷口可向下偏转最大角度70度。飞机平飞时，发动机喷口水平；垂直起降时，发动机喷口向下偏转70度。

飞机驾驶舱位置改为倾斜头部进气口，负责给前置发动机及机翼上表面的升力风扇进气。

S型后置发动机进气道能减少雷达反射截面积，有更强的隐身性能，飞机采用S型进气道，避免尾焰被前方雷达波探测到。

垂直尾翼相比歼15舰载机高度更低，节约垂直高度上的空间，更利于航母下层停机舱的存放。

下表为本装置无人舰载机的总体参数

表一无人短距/垂直起降舰载机总体参数

参数	数值/m
		机长	18.26
机高	2.75
		翼展	15.73
弹舱长	5.15
		弹舱宽	3.10
机翼面积	54.96
		鸭翼面积	2.92
垂直尾翼面积	10.82
		水平尾翼面积	9.02

此外形布局设计方案，优势在于：

实现短距/垂直起降，可作为中小型航母和两栖战舰的舰载机,显著提高海军的作战能力；

具备隐身性能，采用S型进气道等设计，减少雷达反射截面积；

具有高机动能力，采用三翼面布局，安装鸭翼、水平尾翼与垂直尾翼，相比有人战机其机动过载更高，空战能力突出；

所占空间更小，机翼可折叠停放在航母甲板上，并且垂直尾翼相比歼15高度更低，整机机高仅为2.75米，利于航母下层仓库停放；

采用无人化设计，可作为有人机的伙伴僚机，实现有人机与无人机的匹配，共同组成以航母为核心的海空打击群，作战方式和作战能力都会有显著提升。

采用三翼面布局(鸭翼、机翼、水平尾翼)，保持鸭翼脱体涡对机翼有利干扰，提高操纵效率，减小配平阻力，保证低头恢复力矩，改善大迎角特性，提高最大升力。

对于实施例公开的装置和使用方法而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。

对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本实用新型。对这些实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本实用新型的精神或范围情况下，在其它实施例中实现。因此，本实用新型将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

Claims (8)

1.垂直短距起降无人舰载机，其特征在于，包括：

机身，所述机身的两侧由头部到尾部依次设有鸭翼、机翼及水平尾翼，所述机身的尾部设有垂直尾翼，所述机身的顶部设有头部进气口，所述机身的两侧设有腹部进气口；

前置发动机，所述前置发动机布置在机身的头部区域，所述前置发动机的尾喷口姿态可调，所述前置发动机的尾喷口可伸出所述机身外，所述头部进气口与所述前置发动机的进气口连通进气；

后置发动机，所述后置发动机有两组且均布置在机身的尾部，两组后置发动机对称分布在所述机身中心线的两侧，所述后置发动机的尾喷管上下偏转一定角度；

升力风扇机组，所述升力风扇机组安装在旋转调节机构上，所述旋转调节机构转动连接在所述机翼上，所述升力风扇机组喷出高速气流；

电力系统，所述电力系统与升力风扇机组电连接。

2.根据权利要求1所述的垂直短距起降无人舰载机，其特征在于，所述机身内部设有升力风扇气道，所述升力风扇气道与头部进气口连通，所述升力风扇气道提供升力风扇机组的动力气流。

3.根据权利要求2所述的垂直短距起降无人舰载机，其特征在于，所述腹部进气口分布在所述机身的两侧底部，所述腹部进气口位于所述鸭翼的尾端，所述机身的内部设有S型后置发动机进气道，所述腹部进气口与S型后置发动机进气道连通。

4.根据权利要求1所述的垂直短距起降无人舰载机，其特征在于，所述电力系统设有发电机组和储电装置，所述发电机组与后置发动机传动连接发电，所述储电装置与发电机组连接储电，所述发电机组和储电装置分别与升力风扇机组电连接。

5.根据权利要求1所述的垂直短距起降无人舰载机，其特征在于，所述前置发动机的中心轴与竖直方向夹角为10°，所述前置发动机的尾喷口相对前置发动机的中心轴前后偏转调节角度为0～15°。

6.根据权利要求1所述的垂直短距起降无人舰载机，其特征在于，所述机身的内部连接有液压动力控制装置，所述机身的底部对应前置发动机开合连接有舱门，所述液压动力控制装置控制前置发动机的尾喷口伸出机身外。

7.根据权利要求1所述的垂直短距起降无人舰载机，其特征在于，所述后置发动机的中心轴与机身的中心线平行，所述后置发动机的尾喷口向下偏转0°～70°。

8.根据权利要求1所述的垂直短距起降无人舰载机，其特征在于，所述机翼为可折叠机翼，所述鸭翼、机翼、水平尾翼、垂直尾翼的尾部均有调节副翼。

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