专利名称：具有可收放双旋翼的垂直/短距起降战斗机的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种可垂直或短距起降的战斗机，属于航空飞行器中固定翼飞机设计技术领域。
背景技术：
垂直起降和短距起降技术作为战斗机发展的前沿技术之一，近几十年来随着推力矢量系统的改进而不断发展。相比较只能进行常规起降的战斗机，具有V/ST0L能力的战斗机有以下诸多优势:1.对机场的依赖小，可以在破损的机场、简陋的野战机场起降，必要时甚至可以在公路、屋顶、空地起降，生存力大大提高。2.更适合部署在航空母舰上，可以在没有弹射器的航母上起降，同时可增加航母的载机数量。3.具有悬停能力，更适合执行特种任务。由于战斗机多采用涡喷或涡扇发动机，如英国“鹞”式采用F402-RR-406型涡扇发动机，这两种发动机在悬停阶段的效率低下，导致悬停阶段耗油量巨大，从而严重影响航程，且采用垂直起降时的载弹量受限制。
发明内容
本发明着眼于具有垂直和短距起降(V/ST0L)能力的战斗机的设计。在战斗机的重心之前，机身两侧布置两个旋翼，将发动机的动力传递到旋翼上，使旋翼直接产生升力，同时通过偏转矢量尾喷口改变涡扇发动机推力方向，将全部或部分的推力转变为升力，和旋翼共同产生足够升力并平衡力矩，实现竖直方向直接力控制下的垂直或短距起降，使飞机同时具有垂直和短距起降的能力。在战斗机的巡航阶段，可将旋翼收于机身侧面的旋翼舱中，从而不影响飞机的整体气动性能。根据本发明的一个方面，提供了一种具备垂直或短距起降能力的战斗机，其除了通常战斗机的各组件之外，还加装有:旋翼、矢量尾喷口、传动机构、减速一离合机构、支撑桁架、设置在支撑桁架7和机身连接处的转动轴、设置在机身两侧的旋翼舱、旋翼舱的舱门、固连在支撑桁架上的滑流舵，从而使所述战斗机能在垂直起降模态、短距起降模态和巡航模态三种不同的工作模态之一下工作。根据本发明的一个方面，提供了一种具备垂直或短距起降的能力的战斗机，其除了通常战斗机的各组件之外，还加装有:旋翼、矢量尾喷口、传动机构、减速一离合机构、支撑桁架、设置在支撑桁架、和机身连接处的转动轴、设置在机身两侧的旋翼舱、旋翼舱的舱门、固连在支撑桁架上的滑流舵，从而使所述战斗机能在垂直起降模态、短距起降模态和巡航模态三种不同的工作模态之一下工作。
图1是根据本发明的一个实施例的战斗机的示意俯视图。图2是如图1所示的战斗机实施例的示意正视图。图3是如图1所示的战斗机实施例的示意侧视图。附图标记:[I]旋翼[2]涡扇发动机[3]矢量尾喷口[4]传动机构 [5]减速、离合机构[6]转动轴[7]支撑桁架 [8]旋翼舱[9]舱门[10]滑流舵
具体实施例方式本方案通过在目前常用的战斗机布局基础上进行改造，使之具备垂直或短距起降的能力。根据本发明的一个实施例的战斗机加装有包括旋翼1、矢量尾喷口 3、传动机构4、减速一离合机构5、支撑桁架7、旋翼舱8及滑流舵10。根据本发明的一个实施例的具体布局见图1 一 3。根据本发明的一个实施例的战斗机布局支持垂直起降、短距起降和巡航三种不同的工作模态，其中:
一垂直起降模态:旋翼I向外展开，矢量尾喷口 3下偏90° (图3)，涡扇发动机2通过减速一离合机构5向旋翼I提供动力，将涡扇发动机2的动力合理分配到旋翼I和矢量尾喷口 3，由旋翼I和矢量尾喷口 3共同产生升力来克服重力，不产生向前的推力。在垂直起降阶段:I)通过控制两个旋翼I的拉力差来维持滚转稳定性。2)通过控制旋翼I的拉力和涡扇发动机2的推力来维持俯仰稳定性。3)通过控制矢量尾喷口 3的横测向偏转以及固连在支撑桁架7上的滑流舵10来维持航向稳定性。一短距起降模态:在起飞和着陆阶段，旋翼I向外展开，在涡扇发动机2的驱动下转动，使旋翼I直接产生升力，矢量尾喷口 3下偏适当的角度，推动战斗机滑跑的同时产生一定的升力，旋翼I和涡扇发动机2直接产生的升力可以代替部分常规起降所须的气动升力，降低最小飞行速度，从而实现短距起降。通常战斗机的常规起降时为了克服低头力矩，升降舵上偏，因此升降舵产生负升力，但在本方案中由于旋翼I产生较大的抬头力矩，可平衡高升力系数起飞、着陆时产生的低头力矩，同时升降舵可以下偏以产生正升力，使得飞机最小飞行速度进一步降低。在短距起降阶段:I)通过控制两个旋翼I的拉力差来维持滚转稳定性。2)通过控制旋翼I的拉力、涡扇发动机2的推力和升降舵偏转来维持俯仰稳定性。3)通过控制固连在支撑桁架7上的滑流舵10和方向舵来维持航向稳定性。4)由旋翼I的拉力、涡扇发动机2的部分推力和气动力共同提供升力。5)由涡扇发动机2提供向前的推力。一巡航模态:当飞机进入巡航阶段，通过减速一离合机构5停止向旋翼I提供动力，通过支撑桁架7和机身连接处的转动轴6将支撑桁架7、滑流舵10和旋翼I收入机身两侧的旋翼舱8中，并关上舱门9以保持战斗机原有的良好气动外形。此阶段本实施例的战斗机和一般战斗机没有区别。为了使战斗机具有较大的载弹量和载油量，可采用短距起飞垂直降落(ST0/VL)。本发明的优点和效果包括与现有的战斗机垂直起降技术相比，本发明具有以下优点:I附加重量轻，体积小。对战斗机的巡航性能、隐身性能、机动性等方面影响很小。2对飞机的重心位置影响小。3对飞机总体结构的影响较小。4在垂直或短距起降这样的低速情况下，较大的桨盘面积保证了旋翼的升力效率在理论上高于现有的纯喷气式垂直起降战斗机(如:AV-8B鹞式战斗机)和涵道风扇辅助式垂直起降战斗机(如F-35B)，所以将喷气发动机的部分动力传递到大旋翼上，产生升力的效率更高，从而减少油耗、提高升力，使得战斗机具有更大的载弹量和航程。5结构较为简单，单位飞行小时的维护时间大大降低。综上所述，本发明的垂直和短距起降技术是一种综合性能优异的方案。
权利要求
1.一种具备垂直或短距起降的能力的战斗机，其除了通常战斗机的各组件之外，还加装有: 旋翼(I)， 矢量尾喷口(3)， 传动机构(4)， 减速一离合机构(5)， 支撑桁架(7)， 设置在支撑桁架(7)和机身连接处的转动轴(6)， 设置在机身两侧的旋翼舱(8 )， 旋翼舱(8)的舱门(9)， 固连在支撑桁架(7 )上的滑流舵(IO )， 从而使所述战斗机能在垂直起降模态、短距起降模态和巡航模态三种不同的工作模态之一下工作。
2.根据权利要求1的战斗机，其特征在于: 在垂直起降模态下，旋翼(I)向外展开，矢量尾喷口(3)下偏90°，通过减速一离合机构(5)向旋翼(I)提供动力，将涡扇发动机(2)的动力合理分配到旋翼(I)和矢量尾喷口(3)，由旋翼(I)和矢量尾喷口(3)共同产生升力来克服重力，不产生向前的推力。
3.根据权利要求1或2的战斗机，其特征在于 所述战斗机还可工作在起飞和着陆阶段的短距起降模态下，在短距起降模态下，旋翼(I)向外展开，在涡扇发动机(2)的驱动下转动，使旋翼(I)直接产生升力，由于同时产生较大的抬头力矩，可平衡高升力系数起飞、着陆时产生的低头力矩，使得飞机可采用较大升力系数起飞、着陆，降低最小飞行速度。
4.根据权利要求1或2的战斗机，其特征在于 在巡航模态下，通过减速一离合机构(5)停止向旋翼(I)提供动力，通过转动轴(6)将支撑桁架(7)、滑流舵(10)和旋翼(I)收入旋翼舱(8)中，并关上舱门(9)以保持战斗机原有的良好气动外形。
5.根据权利要求2的战斗机，其特征在于: 在垂直起降模态下: 一通过控制两个旋翼(I)的拉力差来维持滚转稳定性， 一通过控制旋翼(I)的拉力和涡扇发动机(2)的推力来维持俯仰稳定性， 一通过控制矢量尾喷口(3)的横侧向偏转以及固连在支撑桁架(7)上的滑流舵(10)来维持航向稳定性，6、根据权利要求3的战斗机，其特征在于: 一通过控制两个旋翼I的拉力差来维持滚转稳定性， 一通过控制旋翼I的拉力、涡扇发动机2的推力和升降舵偏转来维持俯仰稳定性， 一通过控制固连在支撑桁架7上的滑流舵10和方向舵来维持航向稳定性， 一由旋翼I的拉力、涡扇发动机2的部分推力和气动力共同提供升力， -由涡扇发动机2提供向前的推力。
全文摘要
一种具备垂直或短距起降的能力的战斗机，其除了通常战斗机的各组件之外，还加装有旋翼(1)，矢量尾喷口(3)，传动机构(4)，减速－离合机构(5)，支撑桁架(7)，设置在支撑桁架(7)和机身连接处的转动轴(6)，设置在机身两侧的旋翼舱(8)，旋翼舱(8)的舱门(9)，固连在支撑桁架(7)上的滑流舵(10)，从而使所述战斗机能在垂直起降模态、短距起降模态和巡航模态三种不同的工作模态之一下工作。在垂直起降模态，旋翼向外展开，矢量尾喷口下偏90°，通过减速－离合机构向旋翼提供动力，将涡扇发动机的动力合理分配到旋翼和矢量尾喷口，由旋翼和矢量尾喷口共同产生升力；在短距起降模态矢量尾喷口同时产生向前的推力；在巡航模态，减速－离合机构停止向旋翼提供动力，通过转动轴将支撑桁架、滑流舵和旋翼收入旋翼舱中，关上舱门以保持战斗机原有的良好气动外形。
文档编号B64C27/26GK103171764SQ20131010977
公开日2013年6月26日 申请日期2013年3月29日 优先权日2013年3月29日
发明者王维军, 孙思昊, 汪超 申请人:北京航空航天大学