一种双涡扇矢量喷气发动机的飞机的制作方法
【技术领域】
[0001]本实用新型涉及一种飞机，特别涉及一种双涡扇矢量喷气发动机的飞机。
【背景技术】
[0002]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个可换向的尾喷管，其中包括2个前尾喷管15’和2个后尾喷管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。
[0003]但是，“鹞”式飞机只有一台发动机，如果发生故障，那势必出现机毁人亡的惨剧。此外，就其中的“飞马”发动机而言，4个尾喷管中的2个前尾喷管15’连接着外涵道17’是低温气流口，而2个后尾喷管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；且前尾喷管15’为未经过燃烧的低温气流，而后尾喷管16’为进过压缩燃烧的高温气流，要使得飞机起落时候前后升力相同，就需要计算和调试两股不同气流的各项参数，使得设计极其复杂。
【发明内容】
[0004]本实用新型要解决的技术问题，在于提供一种双涡扇矢量喷气发动机的飞机，该飞机配备两台双尾喷管的涡扇发动机，形成双保险，在满足垂直、短距起落的基础上，尾喷管气流温度较低且前后升力更容易计算和调试。
[0005]本实用新型要解决的技术问题是这样实现的:
[0006]—种双涡扇矢量喷气发动机的飞机，包括机身、机翼、尾翼，所述机翼位于机身两侦牝所述尾翼位于机身尾部；还包括两个第一进气口、两个第二进气口、两个涡扇矢量喷气发动机，所述两个第一进气口分别位于机身前段的两侧，所述两个第二进气口也分别位于机身前段的两侧，且同侧的第一进气口和第二进气口各自独立进气时不会相互干扰，所述两个涡扇矢量喷气发动机从前向后依次排布于机身中段内部，所述每个涡扇矢量喷气发动机包括风扇、涵道、左尾喷管及右尾喷管，所述左尾喷管和右尾喷管对称布置于机身两侧，且均是能转动换向的矢量喷管，所述涵道分为中间的内涵道和两侧的外涵道，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左尾喷管和右尾喷管，低温气流从两侧外涵道分别进入左尾喷管和右尾喷管，所述第一进气口向前涡扇矢量喷气发动机供气，所述第二进气口向后涡扇矢量喷气发动机供气。
[0007]进一步地，所述第一进气口和第二进气口水平并排设置，所述第一进气口位于内侧，所述第二进气口位于外侧。
[0008]进一步地，所述第二进气口为由多个小进气口组成的复合进气口，所述多个小进气口围绕第一进气口环形排布。
[0009]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。
[0010]本实用新型的优点在于:
[0011]1、双涡扇发动机前后布置加可矢量旋转的4个尾喷管，保有垂直、短距起落的功能，同时双发动机组成双保险。
[0012]2、发动机外涵道和内涵道在尾喷管处汇合，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。
[0013]3、由两台改进后的涡扇矢量喷气发动机代替了原先的单台发动机，发动机的功率和体积均降低，机身内部的布置可安排更加合理，有利于提高载油量。
[0014]4、飞机在垂直起落时必须严格控制前后尾喷管的升力，保证平稳，而前后两台发动机使用同一型号，它们的尾喷气流也将几乎一样，使得计算和调试都更加的简单。
[0015]5、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】
[0016]下面参照附图结合实施例对本实用新型作进一步的说明。
[0017]图1为现有技术飞机的结构示意图。
[0018]图2为现有技术飞机发动机的结构示意图。
[0019]图3为本实用新型飞机的结构示意图。
[0020]图4为本实用新型飞机发动机的结构示意图。
[0021]图5为本实用新型飞机平飞示意图。
[0022]图6为本实用新型飞机起落示意图。
[0023]图7为本实用新型并排型进气口的结构示意图。
[0024]图8为本实用新型复合型进气口的结构示意图。
【具体实施方式】
[0025]如图3和图4所示，本实用新型的双涡扇矢量喷气发动机的飞机100，包括机身1、机翼2、尾翼3，所述机翼2位于机身1两侧，所述尾翼3位于机身1尾部；还包括两个第一进气口 4、两个第二进气口 5、两个涡扇矢量喷气发动机6，所述两个第一进气口 4分别位于机身1前段的两侧，所述两个第二进气口 5也分别位于机身1前段的两侧，且同侧的第一进气口 4和第二进气口 5各自独立进气时不会相互干扰，所述两个涡扇矢量喷气发动机6从前向后依次排布于机身中段内部，所述每个涡扇矢量喷气发动机6包括风扇61、涵道62、左尾喷管63及右尾喷管64，所述左尾喷管63和右尾喷管64对称布置于机身1两侧，且均是能转动换向的矢量喷管，与原“鹞”式飞机的尾喷管数量相同，4个可换向尾喷管保证了飞机垂直、短距起落的功能，所述涵道62分为中间的内涵道62a和两侧的外涵道62b，内涵道62a从前向后依次设置压气机621、燃烧室622、涡轮组合623，空气被压气机621吸入内涵道62a，经过燃烧室622后形成高温气流，高温气流从内涵道62a后端的涡轮组合623处分流进入左尾喷管63和右尾喷管64，低温气流从两侧外涵道62b分别进入左尾喷管63和右尾喷管64，高温气流和低