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的制作方法

文档序号:5168334阅读:207来源:国知局
专利名称: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涡轮风扇发动机,尤其是不同于公知的英国“鹞”式,美国F-35B,俄国雅克-141垂直起降飞机的涡轮风扇发动机及垂直起降系统。
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 系统通过世界上最大的离合器与涡轮风扇发动机配合,结构复杂,各项成本高昂;而垂直风 扇升力系统只在垂直起降时使用,平飞时为无效载荷;垂直风扇升力系统处于飞机横截面 的中心位置,占用较大的空间,使得机体臃肿,同时发动机平飞时的进气通道必须要绕过垂 直风扇升力系统,对飞机的空气动力学设计产生不利的影响。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
为了解决现有的垂直起降系统的结构较为复杂,活动部件多的问题;平飞时垂直 起降系统为无效载荷的问题;机体臃肿,不得不为迁就垂直起降系统而不能达到空气动力 学最优设计等问题。本发明提供了改变前低压风扇输出矢量的方式,使垂直起降系统结构 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,使前低压风扇与涡轮风扇或涡轮喷气发动机保持一定的距 离。在该距离空间内,安置同轴心的前风道,前风道为一个空气通道,其上下侧有风口,可由 风门将风口打开或关闭;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;在飞机平飞时,矢量控制导板与涡轮风扇或涡轮喷气发动机动力 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,前风道上下侧风口的风门 打开,同时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。本发明的有益效果是,采用加长的发动机动力输出轴驱动驱动前低压风扇产生推 进气流,在前低压风扇和涡轮风扇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推进气流的方向在水平直线(0度)至垂直(90度)之 间变化;从而简化了飞机的垂直起降系统,降低了飞行负载,并使垂直起降飞机的气动外形 的设计达到最优化。


下面结合附图和实施例对本发明进一步说明.图1是本发明中的前低压风扇、动力输出轴和涡轮风扇发动机的示意图.图2是本发明第一实施例中的矢量控制导板正视图.图3是本发明第一实施例中的矢量控制导板的辅助板关闭状态示意图.图4是本发明第一实施例中的矢量控制导板的辅助板打开状态示意图.图5是本发明第一实施例中的前风道前视图.图6是本发明第一实施例中的前风道侧视图.
图7是本发明第一实施例中的前风道俯视图.图8是本发明第一实施例中的前风道附侧视图.图9是本发明第一实施例中的前风道与风门侧视图.图10是本发明第一实施例中的前风道在垂直起降状态下的示意图.图11是本发明第一实施例中的整体在垂直起降状态下的示意图.图12是本发明第一实施例中的整体在垂直起降状态的横截面示意图.图13是本发明第一实施例中的整体在垂直起降与平飞状态转换的示意图.图14是本发明第一实施例中的整体在垂直起降与平飞状态转换的横截面示意 图·图15是本发明第一实施例中的整体在平飞状态的示意图.图16是本发明第一实施例中的整体在平飞状态的横截面示意图.图17是本发明第二实施例中的矢量控制导板正视图.图18是本发明第二实施例中的双矢量控制导板关闭示意图.图19是本发明第二实施例中的前风道下侧视图.图20是本发明第二实施例中的前风道的风门与双矢量控制导板的示意图.图21是本发明第二实施例中的平飞状态下的工作示意图.图22是本发明第二实施例中的平飞状态下的横截面示意图.图23是本发明第二实施例中的垂直起降与平飞状态转换的工作示意图.图24是本发明第二实施例中的垂直起降与平飞状态转换的横截面示意图.图25是本发明第二实施例中的垂直起降状态下的工作示意图.图26是本发明第二实施例中的垂直起降状态下的横截示意面图.图27是本发明第三实施例中的矢量控制导板打开状态示意图.图28是本发明第三实施例中的矢量控制导板关闭状态示意图.图29是本发明第三实施例中的前风道侧视图.图30是本发明第三实施例中的前风道后侧视图.图31是本发明第三实施例中的不含前风道平飞状态下的工作示意图.图32是本发明第三实施例中的平飞状态下的示意图.图33是本发明第三实施例中的不含前风道垂直起降与平飞状态转换的示意图.图34是本发明第三实施例中的垂直起降与平飞状态转换的示意图.图35是本发明第三实施例中的不含前风道垂直起降状态下的示意图.图36是本发明第二实施例中的垂直起降状态下的示意图.
具体实施例方式在图1至图36中,1.前低压风扇,2.矢量控制导板,3.辅助板,4.动力输出轴, 5.发动机,6.前风道,7.风门。在图1中,发动机(5)驱动动力输出轴(4)旋转,动力输出轴(4)带动前低压风扇 (1)旋转,并产生了推进气流;动力输出轴(4)使前低压风扇(1)和发动机(5)之间产生一 定的距离。第一实施例在图2中,矢量控制导板(2)有空隙。在图3,辅助板(3)关闭了矢量控制导板(2)的相应空隙,矢量控制导板(2)和辅 助板(3)之间有椭圆孔,该椭圆孔使动力输出轴(4)在与矢量控制导板(2)呈45度角的状 态下无接触通过。在图4,辅助板(3)打开了矢量控制导板(2)的空隙,在矢量控制导板(2))与动力 输出轴(4)角度变化范围为0度至大于45度时,该空隙使动力输出轴(4)无接触地通过矢 量控制导板(2)。在图5中,前风道(6)的前视图,前风道(6)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。和图6中,前风道(6)的侧视图,上下两侧有风口,为上风口和下风口。在图7中,前风道(6)的俯视图。在图8中,前风道(6)侧视图,可见上下风口,及轴向空气通道口。在图9中,所有的风门(7)都处于与前风道(6)轴向呈垂直状态,使上风口和下风 口开启并使气流流通畅顺。在图10中,前风道(6)的上风口的风门(7)打开,前风道(6)的下风口的风门(7) 打开;矢量控制导板(2)与前风道(6)轴向呈45度或更大的角度,辅助板(3)关闭了矢量 控制导板⑵的相应空隙;矢量控制导板⑵与关闭的辅助板⑶之间有椭圆孔。在图11和图12中,在飞机垂直起降状态下,前风道(6)上风口的风门(7)打开为 发动机(5)提供垂直起降时的进气通道;前风道(6)下风口的风门(7)打开为垂直气流提 供通道;发动机(5)通过动力输出轴(4)驱动前低压风扇(1)旋转;矢量控制导板(2)与动 力输出轴(4)的角度调整为45度或更大的角度,辅助板(3)关闭了矢量控制导板(2)的空 隙,它们之间的椭圆孔使动力输出轴⑷无接触通过;前低压风扇⑴所产生的推进气流在 矢量控制导板(2)及辅助板(3)的共同作用下,通过打开的下风口的风门(7)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(6)上风口的风 门(7)打开为发动机(5)提供进气通道;前风道(6)下风口的风门(7)打开为垂直气流提 供通道;辅助板(3)打开了矢量控制导板(2)的空隙,使矢量控制导板(2)与动力输出轴 (4)的角度变化范围为0度至大于等于45度;当矢量控制导板(2)与动力输出轴(4)为平 行时,前低压风扇(1)旋转产生的推进气流向后推进;当矢量控制导板(2)与动力输出轴 (4)为呈45度角时,前低压风扇(1)所旋转产生推进气流方向垂直向下。在图15和图16中,在飞机平飞状态下,前风道(6)上侧的风门(7)关闭,矢量控制导板⑵与动力输出轴⑷平行,两者共同使下风口关闭;发动机(5)通过动力输出轴(4)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(6)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(6)内的流动。第二实施例在图17中,第二实施例的矢量控制导板(2)。在图18中,第二实施例的两个矢量控制导板(2)连接在一起,中间的空隙使动力 输出轴(4)通过而不与两个矢量控制导板(2)接触。在图19中,前风道(6)下侧视图,可见上下风口,及轴向空气通道口。在图20中,上侧矢量控制导板(2) —端各与前风道(6)上侧铰接,并可与前风道 (6)轴向呈0度到45度或更大的角度之间变化;下侧矢量控制导板(2) —端各与前风道(6) 下侧铰接,并可与前风道(6)轴向呈0度到45度或更大的角度之间变化。在图21和图22中,在飞机平飞状态下,前风道(6)上侧的风门(7)关闭,上侧的矢 量控制导板(2)与动力输出轴(4)平行,两者共同使上风口关闭;下风口的风门(7)关闭, 下侧的矢量控制导板(2)与动力输出轴(4)平行,两者共同使下风口关闭;发动机(5)通过 动力输出轴(4)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 (6)直接向后推进;此时,矢量控制导板(2)不影响前低压风扇⑴产生的推进气流在前风 道(6)内的流动。在图23和图24中,在飞机垂直起降与平飞转换的状态下,前风道(6)上风口的风 门⑵打开,上侧的矢量控制导板(2)的角度根据需要变化;前风道(6)下风口的风门(7) 打开,下侧的矢量控制导板(2)的角度根据需要变化;当两个矢量控制导板(2)与动力输出 轴(4)为平行时,前低压风扇(1)旋转产生的推进气流向后推进;当矢量控制导板(2)与动 力输出轴(4)为呈45度角时,前低压风扇(1)旋转产生的推进气流方向垂直向下。在图25和图26中,在飞机垂直起降状态下,前风道(6)上风口和下风口的各个风 门(7)打开;上侧和下侧的矢量控制导板(2)的角度为45度,上侧和下侧矢量控制导板(2) 的对应端闭合;动力输出轴(4)通过两个闭合矢量控制导板(2)之间的椭圆孔,并不与它们 接触;打开的上风口为涡轮风扇或涡轮喷气发动机(5)提供进气通道;发动机(5)通过动 力输出轴(4)驱动前低压风扇(1)旋转,前低压风扇(1)所产生的推进气流在两个矢量控 制导板(2)的作用下,通过打开的下风口产生垂直向下推力。第三实施例在图27中,辅助板(3)打开了弧形的矢量控制导板(2)的空隙,使动力输出轴(4) 可在不同的角度下通过矢量控制导板(2)的空隙。在图28中,辅助板⑶关闭了弧形的矢量控制导板(2)的空隙,中间的椭圆形孔 使动力输出轴(4)可在45度左右的角度下通过矢量控制导板(2)的空隙。在图29和图30中,前风道(6)的上下侧两个风口打开。在图31和图32中,在飞机平飞状态下,前风道(6)上侧的两个风门(7)关闭,矢 量控制导板(2)与动力输出轴(4)平行;下风口的两个风门(7)关闭;发动机(5)通过动力 输出轴(4)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(6) 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(6)内 的流动。在图33和图34中,在飞机垂直起降与平飞转换的状态下,前风道(6)上风口的两个风门(7)打开为发动机(5)提供进气通道;前风道(6)下风口的两个风门(7)打开为垂直气流提供通道;辅助板(3)打开了矢量控制导板(2)的空隙,使矢量控制导板(2)与动力 输出轴(4)角度变化范围为O度至大于等于45度;当矢量控制导板(2)与动力输出轴(4) 为平行时,前低压风扇(1)所产生的推进气流向后推进;当矢量控制导板(2)与动力输出轴 (4)为呈45度角时,前低压风扇(1)所产生推进气流方向向下垂直。
在图35和图36中,在飞机垂直起降状态下,前风道(6)上风口的两个风门(7)打 开发动机(5)提供垂直起降时的进气通道;前风道(6)下风口的两个风门(7)打开为垂直 气流提供通道;发动机(5)通过动力输出轴(4)驱动前低压风扇(1)旋转;矢量控制导板 (2)与动力输出轴(4)的角度调整为45度或更大的角度,辅助板(3)关闭了矢量控制导板 (2)的空隙;前低压风扇(1)所产生的推进气流在矢量控制导板(2)及辅助板(3)的共同 作用下,通过打开的下风口的两个风门(7)而产生向下垂直推力。
权利要求
一种前低压风扇输出矢量可变的涡轮风扇发动机,包括前低压风扇(1)、矢量控制导板(2)、辅助板(3)、动力输出轴(4)、发动机(5)、前风道(6)、风门(7);其特征是使发动机(5)通过动力输出轴(4)驱动前低压风扇(1)旋转,并产生推进气流;使前风道(6)为一个中空的空气通道,拥有两个或以上的侧面进出风口;使前风道(6)并与动力输出轴(4)为同轴心,并安置在前低压风扇(1)与发动机(5)之间;使一个或多个矢量控制导板(2)安置在前低压风扇(1)与发动机(5)之间,前风道(6)的内侧;使矢量控制导板(2)改变前低压风扇(1)所产生推进气流的运行方向,该方向在水平直线(0度)与垂直(90度)范围内变化;使矢量控制导板(2)可以调整与动力输出轴(4)角度,该角度变化范围为0度至大于等于45度;使动力输出轴(4)通过矢量控制导板(2)的空隙,并不与矢量控制导板(2)接触;使辅助板(3)根据需要打开或关闭矢量控制导板(2)的相应空隙;在飞机垂直起降状态下,前风道(6)的所有风门(7)都打开;发动机(5)通过前风道(6)上侧的风口进气,并通过动力输出轴(4)驱动前低压风扇(1)旋转;矢量控制导板(2)与动力输出轴(4)的角度调整为45度或更大的角度,辅助板(3)关闭了矢量控制导板(2)的相应空隙;在矢量控制导板(2)及辅助板(3)的共同作用下,前低压风扇(1)所产生的推进气流通过前风道(6)下侧的风口,产生垂直向下推力;在飞机平飞状态下,前风道(6)的所有风门(7)都关闭;矢量控制导板(2)与动力输出轴(4)平行;发动机(5)通过动力输出轴(4)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(6)向后运动;此时,矢量控制导板(2)不影响前低压风扇(1)所产生的推进气流;在飞机水平与垂直模式的相互转换状态下,前风道(6)的所有风门(7)都开启;发动机(5)通过动力输出轴(4)驱动前低压风扇(1)旋转;矢量控制导板(2)与动力输出轴(4)的角度可在为0度至45度或更大的角度之间变化,辅助板(3)打开了矢量控制导板(2)的空隙;在使用两个矢量控制导板(2)的配件情况下两个矢量控制导板(2)的一端可以彼此接触闭合,中间的椭圆孔使动力输出轴(4)以45度角无接触通过。在飞机垂直起降状态下,前风道(6)的所有风门(7)都打开;发动机(5)通过前风道(6)上侧的风口进气,并通过动力输出轴(4)驱动前低压风扇(1)旋转;两个矢量控制导板(2)各自与动力输出轴(4)的角度调整为45度,并且两个矢量控制导板(2)对应接触闭合;在两个矢量控制导板(2)的共同作用下,前低压风扇(1)所产生的推进气流通过前风道(6)下侧的风口,产生垂直向下推力;在飞机平飞状态下,前风道(6)的所有风门(7)都关闭;两个矢量控制导板(2)都与动力输出轴(4)平行;发动机(5)通过动力输出轴(4)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(6)向后运行;此时,矢量控制导板(2)不影响前低压风扇(1)所产生的推进气流;在飞机水平与垂直模式的相互转换状态下,前风道(6)的所有风门(7)都开启;发动机(5)通过动力输出轴(4)驱动前低压风扇(1)旋转;矢量控制导板(2)与动力输出轴(4)的角度变化范围为0度至大于等于45度。
2.根据权利要求1所述的涡轮风扇发动机,其特征是使发动机(5)通过动力输出轴 (4)驱动前低压风扇(1)旋转,产生推进气流;并使发动机(5)与前低压风扇(1)产生一定 的距离。
3.根据权利要求1所述的涡轮风扇发动机,其特征是使前风道(6)为一个中空的空 气通道,拥有两个或以上的侧面进出风口。
4.根据权利要求1所述的涡轮风扇发动机,其特征是使前风道(6)并与动力输出轴 (4)为同轴心,安置在前低压风扇(1)与发动机(5)之间。
5.根据权利要求1所述的涡轮风扇发动机,其特征是使各个风门(7)根据需要打开 或关闭各个位于前风道(6)的风口。
6.根据权利要求1所述的涡轮风扇发动机,其特征是使一个或多个矢量控制导板(2) 安置在前低压风扇(1)与发动机(5)之间,前风道(6)的内侧。
7.根据权利要求1所述的涡轮风扇发动机,其特征是使矢量控制导板(2)改变前低 压风扇(1)所产生推进气流的运行方向,该方向在水平直线(O度)与垂直(90度)的角度 范围内变化。
8.根据权利要求1所述的涡轮风扇发动机,其特征是使矢量控制导板(2)与动力输 出轴(4)角度的变化范围为0度至大于等于45度。
9.根据权利要求1所述的涡轮风扇发动机,其特征是使矢量控制导板(2)的一端有 空隙,让动力输出轴(4)与矢量控制导板(2)之间的角度在0度至大于等于45度的范围内 不与矢量控制导板(2)接触。
10.根据权利要求1所述的涡轮风扇发动机,其特征是使辅助板(3)根据需要封闭或 打开矢量控制导板(2)的相应空隙。
全文摘要
本发明公开了一种用于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,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一定的距离。在此距离空间内,安置了前风道及矢量控制导板,矢量控制导板将根据需要调整与前低压风扇输出轴的角度,该角度的变化范围为0度至大于等于45度。通过调整矢量控制导板的角度,使前低压风扇所产生的推进气流输出角度可在水平直线(0度)至垂直(90度)的范围内变化。通过改变矢量控制导板的角度而改变前低压风扇的推进气流的方向,推进气流的水平或垂直方向的改变使飞机轻易地达到平飞及垂直起降状态。相对公知的垂直起降飞机,本发明的重量轻,结构简单,并对飞机的气动外形影响很小。
文档编号F02K3/06GK101818703SQ20091013113
公开日2010年9月1日 申请日期2009年4月3日 优先权日2009年4月3日
发明者余志刚 申请人:余志刚
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