专利名称：垂直起降飞机的垂直起降升力系统的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种用于垂直起降飞机的垂直起降升力系统，尤其是不同于公知的英 国“鹞”式，美国F-35B，俄国雅克-141垂直起降飞机的垂直起降升力系统。
背景技术：
目前，公知的垂直起降飞机系统为美国F-35B，英国“鹞”式和俄国雅克-141。美国F-35B通过涡轮风扇发动机的输出轴驱动垂直风扇升力系统，垂直风扇升力 系统1)结构复杂垂直升力风扇需要世界上最大的离合器与涡轮风扇发动机配合；需 要在机身上侧设置两个活动进气门分别为垂直升力风扇和发动机提供进气通道；2)正常飞行时无效载荷大垂直风扇升力系统在正常飞行时为无效载荷；3)气动外形不佳垂直风扇升力系统位于机身中央，进气气流必须绕过垂直风扇 升力系统，使飞机的横截面加大；4)喷嘴结构复杂尾部喷嘴为了实现矢量转换需要三节导管，以及相关的驱动系 统，才能实现平飞至垂直推力输出的转换。俄国雅克-141的问题与美国F-35B类似，而且独立的升降发动机对地面冲刷侵蚀严重。
发明内容
本发明是针对现有技术，尤其是针对本发明人(申请号200910009297. 7)已申请 的“垂直起降飞机的前低压风扇输出矢量可变的涡轮风扇发动机”专利作进一步改进。为了解决现有的垂直起降系统的上述4种问题，本发明提供了前进气口、可改变 部分前低压风扇输出矢量、全部尾喷嘴推进矢量的方式，使垂直起降升力系统结构简单，大 大地减少了平飞时的无效载荷，并降低了垂直起降系统对飞机气动外形的影响。本发明解决其技术问题所采用的方案是1)采用加长的涡轮风扇或涡轮喷气发动机动力输出轴驱动前低压风扇，产生低压 推进气流，并使前低压风扇与发动机保持一定的距离；2)在该距离空间内，安置同轴心前风道，在前风道内安置矢量控制导板，矢量控制 导板可以在0度至大于等于45度的范围内变化，矢量控制导板改变部分前低压风扇所产生 的低压推进气流运行方向；在飞机平飞时，矢量控制导板与发动机动力输出轴平行，不影响 前低压风扇产生的推进气流。在垂直起降时，前风道下侧风口的下风门打开，矢量控制导板 逐渐由与发动机动力输出轴平行状态转到45度角或更大的角度，使得部分前低压风扇产 生的推进气流由原来的直线方向转为垂直方向，为飞机提供了垂直起降所需的推力；另一 部分气流进入了发动机；因此不必在机身的上部开设两个进气活门。3)在涡轮风扇或涡轮喷气发动机至尾喷嘴之间安置燃气通道，或在尾喷嘴后安装 燃气通道；在该通道内安置燃气矢量控制导板，燃气矢量控制导板可以在0度至大于等于45度的范围内变化；在飞机平飞时，燃气矢量控制导板水平安置，不影响前低压风扇产生 的推进气流。在垂直起降时，燃气通道的燃气下风口打开，同时燃气矢量控制导板逐渐由与 涡轮风扇或涡轮喷气发动机动力输出轴平行状态转到45度角或更大的角度；使得涡轮风 扇或涡轮喷气发动机的燃气推进气流和前低压风扇产生的部分低压推进气流由原来的直 线方向转为垂直方向；为飞机提供了垂直起降所需的推力。本发明的有益效果是，采用加长的涡轮风扇或涡轮喷气发动机动力输出轴驱动驱 动前低压风扇并产生低压推进气流，在前低压风扇和发动机的距离空间内安装前风道及矢 量控制导板控制系统，通过改变矢量控制导板的角度使前低压风扇产生的部分推进气流完 成垂直及水平的动力输出，始终令前低压风扇处于工作状态，减少了无效载荷；在涡轮风扇 或涡轮喷气发动机和尾喷嘴之间或尾喷嘴后安置燃气通道，通过改变燃气矢量控制导板的 角度使发动机的燃气气流和前低压风扇产生的低压推进气流完成垂直及正常的动力输出， 简化了结构；不用增加进气活门，使系统简化。
下面结合附图和实施例对本发明进一步说明.图1是本发明的动力部分示意图.图2是本发明的矢量控制导板的示意图.图3是本发明的前风道前视图.图4是本发明的前风道侧视图.图5是本发明的前风道、下风门与矢量控制导板示意图.图6是本发明的燃气矢量控制导板的示意图.图7是本发明的燃气通道正视图.图8是本发明的燃气通道、燃气下风门的示意图.图9是本发明的燃气通道、燃气下风门与燃气矢量控制导板在垂直状态下的示意 图.图10是本发明的燃气通道、燃气下风门与燃气矢量控制导板在平飞状态下的示 意图.图11是本发明在垂直起降状态下的示意图.图12是本发明在垂直起降状态下的横截面图.图13是本发明在垂直起降与平飞转换的状态的示意图.图14是本发明在垂直起降与平飞转换的状态的横截面图.图15是本发明在平飞状态下的示意图.图16是本发明在平飞状态下的横截面图.
具体实施例方式在图1至图16中，1.前低压风扇，2.矢量控制导板，3.动力输出轴，4.前风道， 5.下风门，6.涡轮风扇或涡轮喷气发动机，7.燃气下风门，8.燃气矢量控制导板，9.燃气通 道，10.尾喷嘴。在图1中，涡轮风扇或涡轮喷气发动机(6)驱动动力输出轴(3)旋转，动力输出轴
5(3)带动前低压风扇(1)旋转，并产生了低压推进气流；动力输出轴(3)使前低压风扇(1) 和涡轮风扇或涡轮喷气发动机(6)之间产生一定的距离。在图2中，矢量控制导板⑵有空隙，使动力输出轴⑶在与矢量控制导板⑵呈 45度角的状态下无接触通过。在图3中，前风道⑷的前视图，前风道⑷为一个直通的圆筒或其他形状的空气 通道，图中圆形为轴向空气通道。在图4中，前风道(6)的侧视图，下侧有风口。在图5中，下风门(5)都处于与前风道(4)轴向呈垂直状态，使下风口开启并使气 流流通畅顺；矢量控制导板(2) —端与前风道(4)铰接，并使矢量控制导板(2)与前风道
(4)轴向变化角度为45度或更大的角度；图中的矢量控制导板(2)与前风道(4)轴向的角 度为45度。在图6中，燃气矢量控制导板⑶。在图7中，燃气通道(9)的前视图，为一个直通的圆筒或其他形状的空气通道，图 中圆形为轴向空气通道。在图8中，燃气通道(9)的侧视图。在图9中，燃气通道(9)的燃气下风门(7)开启，使燃气下风口开启并使气流流通 畅顺；燃气矢量控制导板(8)与燃气通道(9) 一端铰接，燃气矢量控制导板(8)与燃气通道 (9)的轴向变化角度为45度或更大的角度；图中的燃气矢量控制导板(8)与燃气通道(9) 轴向的角度为45度。在图10中，燃气通道(9)的燃气下风门(7)关闭；燃气矢量控制导板(8)与燃气 通道(9)的轴向呈平行状态，两者共同使燃气通道(9)的燃气下风口关闭。在图11和图12中，在飞机垂直起降状态下，前风道⑷下风门(5)打开使下风口 为垂直气流提供通道；涡轮风扇或涡轮喷气发动机(6)通过动力输出轴(3)驱动前低压风 扇(1)旋转；矢量控制导板(2)与动力输出轴(3)的角度调整为45度或更大的角度；前低 压风扇(1)所产生的一部分低压推进气流在矢量控制导板(2)的作用下，通过打开下风门
(5)的前风道(4)下风口产生向下的垂直推力；另一部分气流向后运行，进入涡轮风扇或涡 轮喷气发动机(6)或产生向后推力；燃气通道(9)的燃气下风门(7)打开，燃气矢量控制导 板(8)与燃气通道(9)轴向呈45度或更大的角度；涡轮风扇或涡轮喷气发动机(6)产生的 喷气燃气气流及前低压风扇(1)所产生的部分推进气流在呈45度的燃气矢量控制导板(8) 作用下，通过打开的燃气下风门(7)的燃气下风口而产生向下的垂直推力。在图13和图14中，在飞机垂直起降与平飞转换的状态下，前风道(4)下风口的下 风门(5)打开为垂直气流提供通道，燃气通道(9)的燃气下风门(7)开启为涡轮风扇或涡 轮喷气发动机(6)产生的喷气燃气气流提供通道；前风道(4)的矢量控制导板(2)与动力 输出轴(4)在平行到45度角度之间变化，燃气矢量控制导板(8)与燃气通道(9)轴方向在 平行至45度角度之间变化。在图15和图16中，在飞机平飞状态下，前风道(4)下风门(5)关闭，矢量控制导 板(2)与动力输出轴(3)平行，两者共同使前风道(4)的下风口关闭；动力输出轴(3)驱动 前低压风扇(1)旋转，前低压风扇(1)所产生的推进气流通过前风道(4)向后推进；此时， 矢量控制导板(2)不影响前低压风扇(1)产生的推进气流在前风道(4)内的流动；燃气通
6道(9)的燃气下风门(7)关闭，燃气矢量控制导板(8)与燃气通道(9)轴向呈平行状态，两 者共同使燃气下风口关闭；涡轮风扇或涡轮喷气发动机(6)产生的喷气燃气气流及推进气 流通过燃气通道(9)，产生后推力。
权利要求
一种垂直起降飞机的垂直起降升力系统，包括前低压风扇(1)、矢量控制导板(2)、动力输出轴(3)、前风道(4)、下风门(5)、涡轮风扇或涡轮喷气发动机(6)、燃气下风门(7)、燃气矢量控制导板(8)、燃气通道(9)、尾喷嘴(10)；其特征是使涡轮风扇或涡轮喷气发动机(6)通过动力输出轴(3)驱动前低压风扇(1)旋转，并产生低压推进气流；使前风道(4)为一个中空的空气通道，拥有一个下侧的风口；使前风道(4)并与动力输出轴(3)为同轴心，并安置在前低压风扇(1)与涡轮风扇或涡轮喷气发动机(6)之间；使一个矢量控制导板(2)安置在前低压风扇(1)与涡轮风扇或涡轮喷气发动机(6)之间，前风道(4)的内侧；使矢量控制导板(2)改变前低压风扇(1)所产生的部分低压推进气流运行方向，该方向在水平直线(0度)与垂直(90度)范围内变化；被改变方向的部分气流为全部气流的0％-70％；使矢量控制导板(2)可以调整与动力输出轴(3)角度，该角度变化范围为0度至大于等于45度；使涡轮风扇或涡轮喷气发动机(6)所产生的喷射燃气气流和前低压风扇(1)所产生的部分或全部低压推进气流通过燃气通道(9)；使燃气矢量控制导板(8)可与动力输出轴(4)角度的变化范围为平行至大于等于45度；使燃气矢量控制导板(8)可改变涡轮风扇或涡轮喷气发动机(6)所产生的喷射燃气推进气流和前低压风扇(1)所产生的部分或全部低压推进气流的运行方向，该方向在水平直线(0度)至大于垂直(90度)的角度范围内变化；在飞机垂直起降状态下，前风道(4)的下风门(5)打开，矢量控制导板(2)与动力输出轴(3)的角度调整为45度或更大的角度；涡轮风扇或涡轮喷气发动机(6)驱动前低压风扇(1)旋转所产生的低压推进气流，一部分在矢量控制导板(2)的作用下经过前风道(4)的下风口产生垂直向下的推力；另一部分不受矢量控制导板(2)的影响并直接向后运动，为涡轮风扇或涡轮喷气发动机(6)提供进气，或向后推力；燃气通道(9)的燃气下风门(7)开启，燃气矢量控制导板(8)呈45度角度，涡轮风扇或涡轮喷气发动机(6)产生的喷射燃气气流及前低压风扇(1)产生的部分低压推进气流在燃气矢量控制导板(8)的作用下经过燃气通道(9)的燃气下风口产生垂直向下的推力；在前风道(4)下风口和燃气通道(9)的燃气下风口的垂直向下气流的共同作用下，使飞机实现垂直起降功能；在飞机平飞状态下，前风道(4)的下风门(5)关闭，矢量控制导板(2)与动力输出轴(3)平行，两者共同使前风道(4)的下风口关闭；燃气通道(9)的燃气下风门(7)关闭，燃气矢量控制导板(8)与动力输出轴(3)平行，两者共同使燃气通道(9)的下风口关闭；涡轮风扇或涡轮喷气发动机(6)通过动力输出轴(3)驱动前低压风扇(1)旋转，前低压风扇(1)所产生的低压推进气流通过前风道(4)向后运动；矢量控制导板(2)不影响前低压风扇(1)所产生的推进气流，燃气矢量控制导板(8)不影响涡轮风扇或涡轮喷气发动机(6)产生的喷射燃气气流及前低压风扇(1)所产生的低压推进气流的向后运动；在飞机水平与垂直模式的相互转换状态下，前风道(4)的下风门(5)打开，矢量控制导板(2)与动力输出轴(3)的角度变化范围为0度至整为45度或更大的角度；涡轮风扇或涡轮喷气发动机(6)驱动前低压风扇(1)旋转所产生的低压推进气流，一部分在矢量控制导板(2)的作用下经过前风道(4)的下风口产生垂直向下的推力，另一部分不受矢量控制导板(2)的影响并直接向后运动；燃气通道(9)的燃气下风门(7)开启，燃气矢量控制导板(8)的变化范围为0度至45度角度，使涡轮风扇或涡轮喷气发动机(6)产生的喷射燃气气流及前低压风扇(1)所产生的部分低压推进气流在燃气矢量控制导板(8)的作用下经过燃气通道(9)的燃气下风口产生垂直向下的推力；这样飞机涡轮风扇或涡轮喷气发动机(6)的动力输出的一部分为垂直向下的推力，另一部分产生向后的推力。
2.根据权利要求1所述的垂直起降升力系统，其特征是使前风道(4)只有下侧风口。
3.根据权利要求1所述的垂直起降升力系统，其特征是使矢量控制导板(2)改变前 低压风扇(1)所产生低压推进气流中的部分气流运行方向，该方向在水平直线(0度)与垂 直(90度)的角度范围内变化。
4.根据权利要求1所述的垂直起降升力系统，其特征是使矢量控制导板(2)和下风 门(5)根据需要开启或关闭前风道(4)的下风口。
5.根据权利要求1所述的垂直起降升力系统，其特征是使涡轮风扇或涡轮喷气发动 机(6)所产生的喷射燃气气流以及前低压风扇(1)所产生部分或全部低压推进气流通过燃 气通道(9)。
6.根据权利要求1所述的垂直起降升力系统，其特征是使燃气通道(9)拥有一个或 多个侧面燃气风口。
7.根据权利要求1所述的垂直起降升力系统，其特征是使燃气矢量控制导板(8)可 与动力输出轴(4)角度的变化范围为平行至大于等于45度。
8.根据权利要求1所述的垂直起降升力系统，其特征是使燃气矢量控制导板(8)改 变涡轮风扇或涡轮喷气发动机(6)所产生的喷射燃气推进气流和前低压风扇(1)所产生低 压推进气流的运行方向，该方向在水平直线(0度)至大于垂直(90度)的角度范围内变化。
9.根据权利要求1所述的垂直起降升力系统，其特征是使燃气矢量控制导板(8)和 燃气下风门(7)根据需要共同开启或关闭燃气通道(9)的燃气下风口。
全文摘要
本发明是一种用于垂直起降飞机的垂直起降升力系统，通过加长的前低压风扇输出轴，使前低压风扇与涡轮风扇或涡轮喷气发动机之间产生空间。在该空间内，安置了前风道及矢量控制导板，通过改变矢量控制导板的角度而改变前低压风扇所产生的部分低压推进气流的方向。在发动机的喷射燃气气流的通道上安装燃气通道及燃气矢量控制导板，改变燃气矢量控制导板的角度而改变发动机的喷射燃气气流推进气流的方向。同时改变使矢量控制导板和燃气矢量控制导板的角度使飞机轻易地达到平飞及垂直起降状态。
文档编号B64D27/00GK101850845SQ200910131799
公开日2010年10月6日 申请日期2009年4月2日 优先权日2009年4月2日
发明者余志刚 申请人:余志刚