垂直/短距起降战机的动力系统技术方案

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。本发明专利技术所述的动力系统，其重量小、效率高、结构简单。结构简单。结构简单。

【技术实现步骤摘要】
垂直/短距起降战机的动力系统
所属

[0001]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。

技术介绍

[0002]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。

技术实现思路

[0003]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。
[0004]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。
[0005]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。
[0006]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。
[0007]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。
[0008]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。
[0009]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。
[0010]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。
[0011]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。
[0012]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。
[0013]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。
[0014]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
[0015]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。
[0016]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。
[0017]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。
[0018]图4是图3的A-A剖视图。
[0019]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。
[0020]图6是图5的A-A剖视图。
[0021]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。
[0022]图8是图7的A-A剖视图。
[0023]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。
[0024]图10是图9的A-A剖视图。
[0025]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。
[0026]图12是图11的A-A剖视图。
[0027]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。
[0028]图14是图13的A-A剖视图。
[0029]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。
[0030]图16是图15的A-A剖视图。
[0031]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。
[0032]图18是图17的A-A剖视图。
[0033]图19是本申请一种实施例中部件6的前视图。
[0034]图20是本申请一种实施例中部件6的右视图。
[0035]图21是本申请一种实施例中部件6的俯视图。
[0036]图22是本申请一种实施例中部件6的斜视图。
[0037]图23是本申请一种实施例中部件7的前视图。
[0038]图24是本申请一种实施例中部件7的俯视图。
[0039]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
[0040]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。
[0041]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)。
[0042]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。
[0043]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。
[0044]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6本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
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...

【专利技术属性】
技术研发人员：滕德选，
申请(专利权)人：滕德选，
类型：发明
国别省市：