专利名称：全推力垂直起降矢量战斗机垂直起降技术的制作方法
技术领域：
机械装置、运输。B64F用于装到飞机上的装备，推进飞机传动的装置。
背景技术：
此技术是对现有技术的革命性的革新，众所周知飞机之所以能飞是利用机翼的上下空气压强差，动力来自飞机发动机，形成过程是飞机发动机的反推力使飞机前行运动从而使机翼在运动中产生压强差，因飞机在空间比较小的情况无法有足够的空间来满足飞机前行的距离。我的技术是利用空气压强，即把发动机前进气口产生压强差的引力向上转变90 度(根据需要可以呈不同的角度)，从而实现把战斗机发动机全部功率转变为战斗机的升力，原理和机翼压强差一样，区别是摆脱机翼的存在，即发动机性能足够好的情况下，完全可以把飞机的两个翅膀砍掉而照样可以飞，而且机动性能优越，从而实现摒弃飞机在高速机动时战斗机翼对飞机高速机动的影响
我的技术是利用现有技术增加发动机前进气口甬道和后喷气口甬道方向改变装置从而实现发动机的全输出功率的升力和高速机动能力。
发明内容
全推力垂直起降矢量战斗机垂直起降技术包括两部分
一、发动机进气口甬道，由一个类似三通的管道和一个上进气口挡板和一个既充当前进气口增压包作用的前进气口挡板组成。二、发动机尾喷管，由成一定比例的三节圆管和一节直管和四节喷管连接部分及由三个行星减速器、四个万向节、两个伸缩杆、动力导出杆和驱动机组成的动力装置组成。由以上两部分和现有的飞机发动机组合从而实现改变发动机进气口和喷气口的方向，从而实现改变飞机发动机引力方向和反推力方向，使引力和反推力全部转化飞机的升力，及飞机的整个输出功率成为飞机的垂直起降功率。具体设计包括三部分 一、矢量垂直起降尾喷设计。二、矢量垂直起降战机前进气口设计部分。三、矢量喷管与进气口设计应用于大型预警机及加油机使其具有短距和垂直起降的设计部分。第一部分、尾喷管设计包括四步实现 1、矢量喷管管道设计。2、矢量喷管管道转动连接部分设计。3、矢量喷管弯曲与伸直转动动力方式设计。4、矢量喷管转动的限位设计。
1、矢量喷管管道设计
矢量喷管处于弯曲状态的情况下，其实就是一个成一定弯曲角度的圆管。(1)、弯曲矢量喷管从中心横向剖开，剖面是两条弧度相同的弧线。现把小弧线的半径命名为r ；大弧线的半径命名为R.
在矢量喷管转动使其弯曲或伸直状态时，喷管必须分为数节，现以矢量喷管为三节来讲述，如上面所述矢量喷管成弯曲状态时成两段弧度相同的弧线，又因矢量喷管分为三节， 即每条弧线有三段组成，且大小弧线沿转动面相连成三个扇区。如(图1)所示。设前后两个扇区的弧度为α (因为此两个扇区弧度必须相等所以设为相同的 α);中间扇区的弧度为β ；矢量喷管的设计的最大弯曲度θ.矢量喷管口的直径为 ι ；矢量喷管伸直状态的总长度L如(图2)所示.
上述变量之间从在如下的数学关系 R-r= ι 2α =β 2 α +β = θ
4R*sin( a /2)cos ( a /2)+2r*sin( β /2)=L 2、矢量喷管管道转动连接部分设计
理论上最理想的矢量喷管是R=i，r=0.但三段喷管之间需要两个活动的转盘，致使r 的半径无法为0，转盘铰接部分如(图3)所示。转盘安装注意事项
两个齿圈的齿牙分别和齿圈呈(90+a )和(90-a )的角度，以便驱动轴驱动，必须使中段喷管铰接部分位于内侧，两端的喷管铰接部分位于外侧且其外部附着齿圈，使两端喷管成为中间的喷管从动喷管，从而实现以一段喷管固定于发动机而无法转动，致使末端喷管在同轴驱动轴的驱动下也无法转动，而中间喷管在驱动轴的转动下做相对两端喷管的转动，从而实现矢量喷管的弯曲与伸直。3、矢量喷管弯曲与伸直转动动力方式设计 4、转动动力设计有两种设计方式
(1)外部驱动方式如(图4)所示
(2)中心驱动方式如(图5、图6)所示
外部驱动方式好处设计简单实现简单，不足之处是驱动机位于矢量喷管外部从而必须增加喷管与机身之间的空隙以便中段喷管转动时毫无阻碍，驱动机如果是用液压驱动机需在驱动机液压油进出口加装液压双向闭锁，如吊车支撑腿的液压双向闭锁，以防喷管在发动机的气流作用下自己转动，也可用我国机床多轴联动技术或液压岗来实现中段喷管的转动。中心驱动方式明显是优于外部驱动的方式，利用三个行星减速器使三节矢量喷管作相对运动从而实现矢量喷管的伸直与弯曲，使矢量喷管与机身之间的间隙更加紧凑，转动时仅喷管在转动，而驱动机自身不转动，从而可以固定驱动机管路与电路，相对于第一种方式更加不易因矢量喷管的转动而造成管路的磨损。而且可以360度的任意转动。5、矢量喷管转动的限位设计
在第一段和中段喷管转动部分传感器或是一个行程开关，防止喷管转动过位。现实当中有多方式，皆可运用，所以不在此敖述。至此矢量喷管设计完成，此矢量喷管不仅能用各式战斗机还可用舰船与潜艇以增加舰艇与潜艇在狭小的航道上高速机动。第二部分、矢量垂直起降战机前进气口设计部分分为两类四种 1、单发战斗机的单挡板上进气口与多挡板上进气口设计方案。2、双发战斗机的单挡板上进气口与多挡板上进气口设计方案。1、单发战斗机的单挡板上进气口与多挡板进气口设计方案。(1)单挡板上进气口设计方案如(图7)所示，
根据空气动力学，要改变发动机前进气口方向使发动机进气口产生的向前的引力完全变为战斗机升力，是解决现在包括英国鹞式垂直起降与美国F-35迫不得已使尾喷管前喷平衡发动机进气口产生的引力，而使发动机功效大部分丧失的原因。欲解决此问题必须使发动机前进气口方向可以根据需要而改变，即使发动机进气口可以根据需要能关闭前进气口的同时打开上进气口，根据空气动力学而不能简单地把前进口关闭而把飞机上部开一个进气口，因为运动的空气有一定的刚性，为防止气流碰上垂直的机体而被弹回来，必须把前进口挡板设计成一个圆球弧面，从而实现在挡板关闭的过程中不改变发动机进气口的进气量同时又起到一个空气导流板的作用。在关闭上进气口时，球面型前进气口挡板又起到前进气口空气压缩包的作用。(2)多挡板上进气口设计方案如(图8)所示，
单上进口挡板在飞机飞行过程或向上高速爬升时打开，挡板前方接触面积过大从而给挡板造成积压力过大从而容易损坏，多上进气口挡板可解决此问题，以两个上进气口挡板为例
前上进气口挡板需是后上进气口挡板的二分之一，因此不会因上部两个挡板在没有完全打开时而因前上进气口挡板遮挡后上进气口而影响上进口的进气量。如果不把上进口作为空中高速机动的动力而仅作为战斗机起降时使用，单挡板与多挡板差别不大。2、双发战斗机的单挡板上进气口与多挡板上进气口设计方案
双发战斗机除了可以用两个单发战斗机进气口方案来解决外，还可以把双发战斗机的两个上进气口合二为一，其顶、前及侧剖视图如(图9、图10)所示，
双发多挡板上进气口设计方案和单发类同不再敖述，至此全推力矢量垂直起降矢量战机设计完成，如果你多加思考的话，可能还会发现两个问题，那就是
尾喷管转动时，不仅仅是上下改变气流方向，侧向还有微小的改变此可通过战斗机尾翼与喷管末端微调而修正。此是外部驱动的缺陷，中心驱动不存在此问题。中心驱动，第一三节喷管相对于第二节作相对运动，当一三节相对于机体运动90度时，喷管达到最大弯曲度，再运动则恢复伸直状态。前进气口挡板与上进气口挡板及尾喷管旋转的角速度不同；即前进气口旋转45 度，上进口挡板需要旋转135度，尾喷管需要旋转180度，为了战斗机在空中格斗我们必须让前面两个进气口挡板必须同步且可与尾喷管同步及独立运动；鉴于此，可在机舱设计那个操作手柄，一个垂直起降操作手柄；另一个高速机动操作手柄，此手柄可集成到飞机操作手柄上。由上面我们得到进气口与尾喷管的角速度。前进气口挡板与上进气口挡板的驱动齿轮半径比为3:1。 如果上进口为双挡板及一个开展135度，另一个开展90度，前进气口挡板上进气口两个挡板的驱动齿轮半径比为3:2:1.尾喷管旋转180度且转盘半径远远大于前进口挡板驱动齿轮半径，即如果在战机起飞状态必须先让尾喷管伸直才可关闭上进气口挡板，这样战机由水平姿态转变为竖直45度再度转变为水平成为正常作战飞行姿态，否则会造成飞机刚上到空中因尾喷管改变慢而使战机在尾喷管向上推力作用下机头下载而机毁人亡。解决此问题，如果是电控按钮控制可在归正切换前进口的电源上安装一个一个延时启动来解决。但打开上进口电源必须绕开延时启动器；这样使飞机不管是起飞还是降落始终处于一个安全姿态。第三部分、矢量喷管与进气口设计应用于大型预警机及加油机使其具有短距和垂直起降的设计部分
我们都知道大型预警机、轰炸机及加油机自身重力过大在航空母舰上起降有一定的困难，有了前面的矢量尾喷管，在没有航空母舰起飞助推器的情况下，我们也可以解决，因为它们的发动机都在机翼上，战斗机的前进口改变引力的方式已经行不通，但我们可以用两个矢量尾喷管一前一后安装在发动机两端来解决，在此仅画发动机和矢量喷管的剖面图如(图11、图12)所示。
图1是尾喷管弯曲状态剖面图
图2是尾喷管伸直状态剖面图
图3是尾喷管连接部分剖面图和齿圈
图4是尾喷管外部驱动方式图
图5是尾喷管内部驱动弯曲状态剖面图
图6是尾喷管内部驱动伸直状态剖面图
图7是单上进气口挡板进气口甬道剖面图
图8是上进气口挡板甬道剖面图
图9是双发、双进气口单上进气口甬道剖面图
图10是上气口挡板半开和全开状态剖面图
图11是双尾喷管应用于加油机伸直状态空气运动示意图
图12是双尾喷管应用于加油机弯曲状态空气运动示意图。
权利要求
1. 一种装在现有飞机发动机两端的改变飞机气动布局实现高速机动及垂直起降的装置，由两部分组成一、发动机进气口甬道，由一个类似三通的管道和一个上进气口挡板和一个既充当前进气口增压包作用的前进气口挡板组成。二、发动机尾喷管，由成一定比例的三节圆管和一节直管和四节喷管连接部分及由三个行星减速器、四个万向节、两个伸缩杆、动力导出杆和驱动机组成的动力装置组成。
全文摘要
全推力垂直起降矢量战斗机垂直起降技术包括两部分一、发动机进气口甬道，由一个类似三通的管道和一个上进气口挡板和一个既充当前进气口增压包作用的前进气口 挡板组成。二、发动机尾喷管，由成一定比例的三节圆管和一节直管和四节喷管连接部分及由三个行星减速器、四个万向节、两个伸缩杆、动力导出杆和驱动机组成的动力装置组成。由以上两部分和现有的飞机发动机组合从而实现改变发动机进气口和喷气口的方向，从而实现改变飞机发动机引力方向和反推力方向，使引力和反推力全部转化飞机的升力，及飞机的整个输出功率成为飞机的垂直起降功率。
文档编号B64C29/00GK102336269SQ20111022730
公开日2012年2月1日 申请日期2011年8月10日 优先权日2011年8月10日
发明者彭红云 申请人:彭红云