一种新型飞碟舰载机的制作方法
【专利摘要】本实用新型公开了一种新型飞碟舰载机，其机体由球体和椭圆体组成，且球体和椭圆体的中心点重叠，机体的左右两侧对称设置有左涡扇发动机和右涡扇发动机，并在所述舰载机的机体的前后两侧对称设置有前升力风扇和后升力风扇，并且，在舰载机处于起飞、下降、空中停止状态时，开启所述的左涡扇发动机、右涡扇发动机、前升力风扇、后升力风扇，且所述左涡扇发动机和右涡扇发动机的喷气口位于竖直方向；在舰载机处于空中飞行状态时，关闭所述的前升力风扇和后升力风扇，且所述左涡扇发动机和右涡扇发动机的喷气口旋转至水平方向；不仅能够实现垂直起降，而且左右平衡和前后平衡容易控制，从而大大降低控制系统的制作成本，飞行员操作简单。
【专利说明】
一种新型飞碟舰载机
技术领域
[0001]本实用新型涉及一种飞行器，特别是涉及一种新型飞碟舰载机。
【背景技术】
[0002]现有垂直起降舰载机，设计结构复杂控制系统，制造精度要求极高，飞行员操作困难，制造成本昂贵。
[0003]例如美国海军陆战队使用的F-35B垂短起降型战机，为了获得短距起飞和垂直着陆能力，垂直起降型增加了3级升力风扇、三轴承旋转喷管、滚转控制喷管，其3级升力风扇采用超中等展弦比、前掠叶片、线性摩擦焊的整体叶盘和失谐技术；为了满足垂直起降要求，还设计了升力风扇、发动机喷管下偏、调姿喷管的垂直起降动力方案，其中，升力风扇由涵道、风扇、D形喷管、联轴器、作动装置和伺服系统组成，并由主发动机的2级低压涡轮驱动;此外，还通过在每侧翼根处的滚转控制喷管利用发动机压气机的引气，提供推力，在控制杆端的喷管差动地打开和关闭，实现滚转控制，并通过偏转喷管偏航实现偏航控制，通过升力风扇和发动机推力分离器实现俯仰控制。整体控制系统较复杂，且制造成本昂贵。
【实用新型内容】
[0004]本实用新型为解决上述问题，提供了一种新型飞碟舰载机，其通过在机体设置左右发动机和前后升力风扇，形成一个相对平衡的稳定系统，控制更容易，且结构简单紧凑，降低了制造成本。
[0005]为实现上述目的，本实用新型采用的技术方案为:
[0006]—种新型飞碟舰载机，所述舰载机的机体由球体(6)和椭圆体(5)组成，且球体(6)和捕圆体(5)的中心点重置，机体的左右两侧对称设置有左祸扇发动机(I)和右祸扇发动机(2)，并在所述舰载机的机体的前后两侧对称设置有前升力风扇(3)和后升力风扇(4)，并且，在舰载机处于起飞、下降、空中停止状态时，开启所述的左涡扇发动机(I)、右涡扇发动机(2)、前升力风扇(3)、后升力风扇(4)，且所述左涡扇发动机(I)和右涡扇发动机(2)的喷气口位于竖直方向；在舰载机处于空中飞行状态时，关闭所述的前升力风扇(3)和后升力风扇(4)，且所述左涡扇发动机(I)和右涡扇发动机(2)的喷气口旋转至水平方向。
[0007]优选的，所述舰载机的机体采用飞碟形状。
[0008]优选的，所述舰载机的机体包括位于中心的飞碟球体(6)以及对称设置在所述飞碟球体(6)外的飞碟椭圆体(5)，且飞碟球体(6)与飞碟椭圆体(5)的中心点重叠。
[0009]优选的，所述飞碟椭圆体(5)的长径方向为舰载机的水平方向，所述飞碟椭圆体
(5)的短径方向为舰载机的竖直方向。
[0010]优选的，所述左涡扇发动机(I)、右涡扇发动机(2)左右对称设置在所述飞碟椭圆体(5)上，所述前升力风扇(3)、后升力风扇(4)前后对称设置在所述飞碟椭圆体(5)上。
[0011 ]本实用新型的有益效果是:
[0012](1)、本实用新型飞碟舰载机的机体的左右两侧对称设置有左涡扇发动机(I)和右涡扇发动机(2)，通过发动机的旋转，来使垂直起降和正常飞行共用发动机，降低制造成本；
[0013](2)、本实用新型飞碟舰载机的机体的左右两侧对称设置有左涡扇发动机(I)和右涡扇发动机(2)，左右平衡容易控制;并且，机体的前后两侧对称设置有前升力风扇(3)和后升力风扇(4)，提供辅助升力，前后平衡容易控制，从而大大降低控制系统的制作成本，飞行员操作简单；
[0014](3)、本实用新型舰载机采用飞碟形状，容易实现隐身功能；
[0015](4)、由于采用左涡扇发动机(I)和右涡扇发动机(2)安装在机体两侧结构，飞碟舰载机可以绕自身中心旋转改变飞行角度，并且理论转弯半径可以为零，这样轻易逃避来袭的常规导弹。
【附图说明】
[0016]此处所说明的附图用来提供对本实用新型的进一步理解，构成本实用新型的一部分，本实用新型的示意性实施例及其说明用于解释本实用新型，并不构成对本实用新型的不当限定。在附图中:
[0017]图1为本实用新型的飞碟舰载机的起飞、下降及空中停止状态的结构主视图；
[0018]图2为本实用新型的飞碟舰载机的起飞、下降及空中停止状态的结构俯视图；
[0019]图3为本实用新型的飞碟舰载机的空中飞行状态的结构主视图；
[0020]图4为本实用新型的飞碟舰载机的空中飞行状态的结构俯视图；
[0021]图中:
[0022]1-左涡扇发动机;2-右涡扇发动机;3-前升力风扇;4-后升力风扇;5-飞碟椭圆体；6-飞碟球体。
【具体实施方式】
[0023]为了使本实用新型所要解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚、明白，以下结合附图和实施例，对本实用新型进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本实用新型，并不用于限定本实用新型。
[0024]如图1至图4所示，本实用新型的一种新型飞碟舰载机，所述舰载机的机体由球体
(6)和椭圆体(5)组成，且球体(6)和椭圆体(5)的中心点重叠，机体的左右两侧对称设置有左涡扇发动机I和右涡扇发动机2，并在所述舰载机的机体的前后两侧对称设置有前升力风扇3和后升力风扇4，并且，在舰载机处于起飞、下降、空中停止状态时，开启所述的左涡扇发动机1、右涡扇发动机2、前升力风扇3、后升力风扇4，且所述左涡扇发动机I和右涡扇发动机2的喷气口位于竖直方向；在舰载机处于空中飞行状态时，关闭所述的前升力风扇3和后升力风扇4，且所述左涡扇发动机I和右涡扇发动机2的喷气口旋转至水平方向。
[0025]本实施例中，所述舰载机的机体采用飞碟形状。所述舰载机的机体包括位于中心的飞碟球体6以及对称设置在所述飞碟球体6外的飞碟椭圆体5，且飞碟球体6与飞碟椭圆体5的中心点重叠。并且，所述飞碟椭圆体5的长径方向为舰载机的水平方向，所述飞碟椭圆体5的短径方向为舰载机的竖直方向，所述左涡扇发动机1、右涡扇发动机2左右对称设置在所述飞碟椭圆体5上，所述前升力风扇3、后升力风扇4前后对称设置在所述飞碟椭圆体5上。
[0026]本实用新型的工作原理简述如下:
[0027]起飞时，调整所述左涡扇发动机I和右涡扇发动机2，使其喷气口位于竖直方向向下，即，与水平面垂直，然后开启所述的左涡扇发动机1、右涡扇发动机2、前升力风扇3、后升力风扇4，同时，调整左涡扇发动机I和右涡扇发动机2的速度，以保证飞碟舰载机左右平衡，并调整前升力风扇3和后升力风扇4的速度，以保证飞碟舰载机前后平衡，调整完成后，即可起飞。
[0028]当所述飞碟舰载机飞行至安全合适的高度后，调整所述左涡扇发动机I和右涡扇发动机2，使其喷气口旋转90度至水平方向向后，S卩，与水平面平行，然后关闭所述前升力风扇3和后升力风扇4，此时，所述飞碟舰载机在所述左涡扇发动机I和右涡扇发动机2的推力作用下正常飞行。
[0029]空中停止时，开启所述的左涡扇发动机1、右涡扇发动机2、前升力风扇3、后升力风扇4，然后，调整所述左涡扇发动机I和右涡扇发动机2，使其喷气口位于竖直方向向下，SP，与水平面垂直，同时，调整左涡扇发动机I和右涡扇发动机2的速度，以保证飞碟舰载机左右平衡，并调整前升力风扇3和后升力风扇4的速度，以保证飞碟舰载机前后平衡，并同时控制飞碟舰载机上升或下降速度，使飞碟舰载机在空中停止;并且，左涡扇发动机I和右涡扇发动机2与水平面垂直时，还可以根据需要偏转一小角度，使飞碟舰载机能够按要求实现空中平移。
[0030]下降时，开启所述的左涡扇发动机1、右涡扇发动机2、前升力风扇3、后升力风扇4，然后，调整所述左涡扇发动机I和右涡扇发动机2，使其喷气口位于竖直方向向下，即，与水平面垂直，同时，调整左涡扇发动机I和右涡扇发动机2的速度，以保证飞碟舰载机左右平衡，并调整前升力风扇3和后升力风扇4的速度，以保证飞碟舰载机前后平衡；并且，左涡扇发动机I和右涡扇发动机2与水平面垂直时，还可以根据需要偏转一小角度，使飞碟舰载机能够按要求实现空中平移，然后控制飞碟舰载机下降速度，使飞碟舰载机在安全的下降到指定的位置。
[0031]因此，采用本实用新型的飞碟舰载机，不仅能够实现垂直起降，而且控制系统和部件简单，可以降低制造成本，飞行员操作简单，故飞行安全系数大大提高；另外，采用飞碟形状容易实现隐身性能，可以轻易逃避来袭常规导弹，并且，本实用新型的飞碟舰载机适用于航母和中大型舰艇，可以节省大量的国防开支提高我国海防实力，对中国海军走向深海具有重要的意义。
[0032]上述说明示出并描述了本实用新型的优选实施例，如前所述，应当理解本实用新型并非局限于本文所披露的形式，不应看作是对其他实施例的排除，而可用于各种其他组合、修改和环境，并能够在本文所述实用新型构想范围内，通过上述教导或相关领域的技术或知识进行改动。而本领域人员所进行的改动和变化不脱离本实用新型的精神和范围，则都应在本实用新型所附权利要求的保护范围内。
【主权项】
1.一种新型飞碟舰载机，其特征在于，所述舰载机的机体由球体(6)和椭圆体(5)组成，且球体(6)和椭圆体(5)的中心点重叠，机体的左右两侧对称设置有左涡扇发动机(I)和右涡扇发动机(2)，并在所述舰载机的机体的前后两侧对称设置有前升力风扇(3)和后升力风扇(4)，并且，在舰载机处于起飞、下降、空中停止状态时，开启所述的左涡扇发动机(I)、右涡扇发动机(2)、前升力风扇(3)、后升力风扇(4)，且所述左涡扇发动机(I)和右涡扇发动机(2)的喷气口位于竖直方向；在舰载机处于空中飞行状态时，关闭所述的前升力风扇(3)和后升力风扇(4)，且所述左涡扇发动机(I)和右涡扇发动机(2)的喷气口旋转至水平方向。2.根据权利要求1所述的一种新型飞碟舰载机，其特征在于:所述舰载机的机体采用飞碟形状。3.根据权利要求2所述的一种新型飞碟舰载机，其特征在于:所述舰载机的机体包括位于中心的飞碟球体(6)以及对称设置在所述飞碟球体(6)外的飞碟椭圆体(5)，且飞碟球体(6)与飞碟椭圆体(5)的中心点重叠。4.根据权利要求3所述的一种新型飞碟舰载机，其特征在于:所述飞碟椭圆体(5)的长径方向为舰载机的水平方向，所述飞碟椭圆体(5)的短径方向为舰载机的竖直方向。5.根据权利要求3所述的一种新型飞碟舰载机，其特征在于:所述左涡扇发动机(1)、右涡扇发动机(2)左右对称设置在所述飞碟椭圆体(5)上，所述前升力风扇(3)、后升力风扇(4)前后对称设置在所述飞碟椭圆体(5)上。
【文档编号】B64C39/00GK205469823SQ201620150996
【公开日】2016年8月17日
【申请日】2016年2月29日
【发明人】杨伟明
【申请人】杨伟明