多核心机带加力燃烧室涡扇航空动力系统及飞行器的制作方法

本发明属于喷气式航空发动机相关技术领域，特别涉及一种多核心机带加力燃烧室涡扇航空动力系统及飞行器。

背景技术：

目前，公知的正在使用的喷气式垂直升降飞机是英国“鹞式”及美国“f-35”，英国“鹞式”喷气式垂直升降飞机所使用的发动机是世界闻名的“飞马”涡扇航空发动机；而美国f-35喷气式垂直升降飞机所使用的“f-135”航空发动机是由美军最先进的f-22猛禽隐形战机的“f-119”涡扇航空发动机改装而成，这样的喷气式航空发动机明显存在着下列各项不足之处：

(1).美国f-35喷气式垂直升降飞机采用小涵道比的涡扇发动机，它采用的“f-135”涡扇航空发动机的涵道比只有0.3，虽然在垂直起飞状态也可以从飞机中部的对转升力风扇组件喷出气流作为前方承托飞机的升力，变相增大了发动机的涵道比，但在正常飞行状态下，却由于涵道比太低而造成油耗过高的现象，大幅缩减了飞行器的有效航程并大幅增加日常使用成本。

(2).英国“鹞式”喷气式垂直升降飞机安装有四个喷嘴，分别从“飞马”涡扇航空发动机的吸气风扇后引出到机身前端的二个可转动喷嘴及由发动机的尾喷管分成后端的二个可转动喷嘴。吸气风扇后的低温气流由前端的二个喷嘴喷出，发动机尾喷管喷出的高温气流则分成二股由后端的二个喷嘴喷出，通过转动四个喷嘴改变气流的喷射方向为飞行器提供升力及向前飞行的推力。当飞行器的发动机改变功率、空中的气流扰动、地效干扰等因素造成飞行器的姿态发生变化时，前后四个喷嘴的推力将会出现波动，从而造成飞行器的姿态发生相应的变化，飞行员难以有效控制的现象。要通过控制、改变发动机大流量气流的喷射方向及喷射流量，使飞行器能够保持稳定地在空中悬浮或者从垂直起飞状态平滑地过度到正常飞行状态是相当困难的，这就是英国“鹞式”喷气式垂直升降飞机难以操控的原因。因此，它的操纵系统十分复杂，对飞行员的操纵能力和反应能力要求很高，这种战机并不是普通的战机飞行员所能驾驶的，必需挑选那些最为优秀的飞行员，再经过长期严格的训练才能驾驶这种喷气式垂直升降飞机，虽然对飞行员的要求这么严格，但英国“鹞式”飞机的坠毁比例仍然远远高于普通的喷气式飞机。美国f-35喷气式垂直升降飞机的前后喷嘴设计虽然和英国“鹞式”飞机有很大的差别，加上采用现代先进的电脑控制技术对各喷嘴组件进行控制，在垂直升降及空中悬停阶段对飞行器姿态的操控比英国“鹞式”战机要好的多，但由于各个喷嘴组件喷出的气流没有统一的缓冲装置，仍然避免不了前后喷嘴组件的推力出现波动，从而造成飞行器的姿势难以操控的情况。因此，这二种飞机的喷气式动力系统并不适合使用在像汽车那样普通人都能驾驶的喷气式可垂直升降飞行器之中。

(3).英国“鹞式”及美国f-35喷气式垂直升降飞机在飞行时风扇产生的噪音及发动机燃油爆炸燃烧产生的巨大噪音都是直接传到外部，没有设置有效的隔音装置，因此，这二种喷气式动力系统并不适合要求低噪音、可以在城市之中穿梭飞行的喷气式可垂直升降飞行器使用。

技术实现要素：

本发明要解决的技术问题是如何克服现有喷气式航空发动机的上述各项缺陷，本发明的目的之一是提供一种容易生产制造而又造价低廉、低噪音而又节能环保、让安装这种发动机的飞行器容易操控、普通人都能驾驶的多核心机带加力燃烧室涡扇航空动力系统。

为了克服现有的技术不足，本发明的主要技术方案为：一种多核心机带加力燃烧室涡扇航空动力系统，其特征在于，包括吸气风扇、吸气风扇传动轴、增压风扇、增压风扇传动轴、传动齿轮箱、加力燃油喷嘴、加力燃烧室、离合器、动力传动轴、若干涡轴航空发动机、发动机进气管道、发动机排气管道、压力腔和若干矢量喷嘴组件；所述矢量喷嘴组件(所述矢量喷嘴组件已申请另一个发明专利：“新型喷气式航空发动机矢量喷嘴及航空发动机”，申请号：201810762795.8)，包括连通所述压力腔、安装在喷气式可垂直升降飞行器(所述飞行器已申请另一个发明专利：“喷气式可垂直升降空中飞行器及新型航空动力系统”)周围的后中喷嘴组件、后左喷嘴组件、后右喷嘴组件、前左喷嘴组件、前右喷嘴组件；所述传动齿轮箱中的增压风扇传动齿轮形状是圆锥体的、中间有一个圆柱体空间，所述增压风扇传动轴也是中间有一圆柱体空间并与所述增压风扇传动齿轮固定连接，所述增压风扇传动轴中间圆柱体空间的直径等于所述增压风扇传动齿轮中间圆柱体空间的直径、大于所述吸气风扇传动轴的外部直径；所述吸气风扇传动轴穿过空心的所述增压风扇传动轴、所述增压风扇传动齿轮的圆柱体空间，把所述吸气风扇与所述传动齿轮箱中形状也是圆锥体的吸气风扇传动齿轮固定连接起来；所述传动齿轮箱中的动力传动齿轮也是圆锥体形状，所述涡轴航空发动机通过所述离合器、所述动力传动轴与所述动力传动齿轮连接；所述涡轴航空发动机旋转输出的轴功率通过所述动力传动齿轮旋转带动所述增压风扇传动齿轮及所述吸气风扇传动齿轮对向旋转，通过所述吸气风扇传动轴及所述增压风扇传动轴带动所述吸气风扇、所述增压风扇同时对向旋转，吸入并增压空气；所述发动机进气管道连通所述涡轴航空发动机的进气口和所述增压风扇后部，为所述涡轴航空发动机提供经所述增压风扇增压后的高压新鲜空气；所述发动机排气管道连通所述涡轴航空发动机的排气口和所述压力腔，把所述涡轴航空发动机燃烧过的高温废气排进所述压力腔中；所述加力燃油喷嘴固定安装在所述传动齿轮箱后部，所述加力燃烧室位于所述加力燃油喷嘴后部并与所述压力腔固定连通；所述压力腔安装在所述飞行器的底部，作为所述飞行器的承重底盘，成为飞行器机身的一个承重支撑部件；所述矢量喷嘴组件安装在飞行器底部四周、固定连通所述压力腔。

作为优选的技术方案，所述的多核心机带加力燃烧室涡扇航空动力系统，通过所述吸气风扇、所述增压风扇吸入并增压空气，高压空气通过所述加力燃烧室流入所述压力腔中，再通过安装在所述飞行器底部四周、固定连通所述压力腔的若干所述矢量喷嘴组件喷出机外，为所述飞行器提供推力、升力；所述飞行器在垂直起飞、降落阶段，所述矢量喷嘴组件向下方喷出气流，为所述飞行器提供升力、推力，在所述飞行器底部四周形成范围宽广的气流支撑面；在巡航平飞阶段，所述飞行器的所述矢量喷嘴组件向后喷出气流，为所述飞行器提供推力，在所述飞行器的后部形成范围宽广的气流推动面；所述各个矢量喷嘴组件，具有调节喷出气流量大小或者开启、关闭喷出气流的功能；所述矢量喷嘴组件，安装其中的气流舵面可按需要令其可以左右摆动60°，从而改变喷出气流向左、向右的喷射方向；安装在所述飞行器的所述矢量喷嘴组件，可按具体需要，令其可以从水平方位向上旋转15°和向下旋转105°，从而改变这些所述喷嘴组件喷出气流的上下、左右方向；也可按具体需要，令其只能向下喷射气流，无法改变喷出气流的上下方向、仅可改变喷出气流的左右方向；或者按具体需要，令其仅可向后喷射气流，无法改变喷出气流的上下、左右方向。

作为优选的技术方案，使用若干台民用涡轴航空发动机作为动力系统的核心机，为所述飞行器提供动力。由于为直升机提供动力的民用涡轴航空发动机价格低廉、重量轻、性能稳定而又动力充沛，更重要的是民用涡轴航空发动机在市场上很容易买到，很少受到有关当局的限制，本发明创造性地使用了多台所述涡轴航空发动机作为动力系统的核心机、所述加力燃烧室、所述压力腔及所述矢量喷嘴组件组成多核心机带加力燃烧室涡扇航空动力系统，让我们大量生产价廉性优的所述喷气式可垂直升降飞行器成为可能。

作为优选的技术方案，通过使用二个对转风扇以增加吸气及增压效率、以所述涡轴航空发动机作为核心机以节省燃油；多台所述涡轴航空发动机通过所述离合器和所述传动齿轮箱相连接，可通过所述离合器的开、关控制每台所述涡轴航空发动机在动力系统中的离机及运行，可以让整个动力系统只运行一台所述涡轴航空发动机、或者多台所述涡轴航空发动机同时运行，通过所述传动齿轮箱驱动所述吸气风扇和所述增压风扇相向旋转，向所述压力腔提供低温高压的大流量气流，再通过连通所述压力腔的各个所述矢量喷嘴组件向外部喷出气流产生推力，组成一套涵道比超过20、不开加力装置时喷出所述飞行器外部的气流温度低于100摄氏度的超高涵道比、绿色节能的喷气式涡扇航空动力系统。

作为优选的技术方案，所述涡轴航空发动机通过所述发动机进气管道吸入的新鲜空气是从二个对转风扇后引入、经增压后压力为2.5atm-3atm的高压空气，故所述涡轴航空发动机产生的功率将比安装在普通直升机、直接从外部吸入压力为1atm空气的同样发动机增加超过20％，就像加装涡轮增压装置的汽车发动机那样，产生的功率将会比同样发动机增加超过20％。

作为优选的技术方案，由于多核心机带加力燃烧室涡扇航空动力系统的涵道比超过20、不开加力装置时喷出所述飞行器外部的气流温度低于100摄氏度，当启动加力装置，所述加力燃油喷嘴向所述加力燃烧室中的高压气流喷进大量燃油，让喷出所述飞行器的高压气流大幅升温，动力系统输出的推力也大幅增加；由于低涵道比的涡扇发动机(例如涵道比为0.3的现代战斗机发动机)在不启动加力装置的情况下，动力系统喷出飞行器的气流温度大约是1000摄氏度，而喷气式涡扇航空发动机喷出的气流温度每提升100摄氏度，动力系统输出的推力也会相应地增加7％，在启动加力装置的情况下，动力系统喷出飞行器的气流温度可以提升至1800摄氏度(现代战斗机所使用的带加力燃烧室涡扇航空发动机喷出飞行器的气流温度一般都是1800摄氏度)，动力系统输出的推力f1(加)也会相应地增加至：

f(加)＝f+f*0.07*(1800-1000)/100＝1.56f，

其中f是不启动加力装置的情况下，动力系统输出的推力

由于多核心机带加力燃烧室涡扇航空动力系统不开加力装置时喷出所述飞行器外部的气流温度低于100摄氏度，当启动加力装置的情况下，动力系统喷出所述飞行器的气流温度可以提升至1800摄氏度，动力系统输出的推力也会相应地增加至：

f2(加)＝f+f*0.07*(1800-100)/100＝2.19f

其中f是不启动加力装置的情况下，动力系统输出的推力

如果一套带加力燃烧室的涡扇航空发动机，涵道比为0.3(现代战斗机发动机的涵道比一般都是0.3)，正常情况下它的推力是8吨，当启动加力装置的情况下，它的推力将会增加至：

1.56*8＝12.48吨

如果也有一套多核心机带加力燃烧室涡扇航空动力系统，正常情况下它的推力也是8吨，当启动加力装置的情况下，它的推力将会增加至：

2.19*8＝17.52吨

也就是说，采用多核心机带加力燃烧室涡扇航空动力系统的所述飞行器它的最大起飞重量比采用同样推力的现代战斗机使用的小涵道比涡扇航空发动机的飞行器要高出5吨。而且，由于多核心机带加力燃烧室涡扇航空动力系统不开加力装置时喷出所述飞行器外部的气流温度低于100摄氏度，而现代战斗机使用的小涵道比涡扇航空发动机在不启动加力装置的情况下，动力系统喷出飞行器外部的气流温度大约是1000摄氏度，多核心机带加力燃烧室涡扇航空动力系统在不启动加力装置的情况下，产生同样推力的耗油率，仅仅是现代战斗机使用的小涵道比涡扇航空发动机的三份之一，由此可见多核心机带加力燃烧室涡扇航空动力系统超高涵道比所具备的巨大优势。

作为优选的技术方案，在所述飞行器垂直升降阶段、需要大幅提升飞行器动力系统输出的推力时，可启动加力装置，这时多核心机带加力燃烧室涡扇航空动力系统可提供所述飞行器最大起飞重量50％-110％的推力，让所述飞行器垂直升降；在飞行器爬升、加速阶段，加力装置则不需启用，仅使用多部所述涡轴航空发动机提供动力，依靠所述吸气风扇、所述增压风扇吸入并增压空气，再通过安装在所述飞行器后部、固定连通所述压力腔的所述后左喷嘴组件、所述后右喷嘴组件及所述后中喷嘴组件喷出机外，为所述飞行器提供最大起飞重量30％-50％的推力，从而达到节省燃油的功效；在所述飞行器巡航飞行阶段，也可通过控制动力系统所述离合器的闭合，只使用一部所述涡轴航空发动机提供动力，再通过安装在所述飞行器后部、固定连通所述压力腔的所述后中喷嘴组件喷出机外，为所述飞行器提供最大起飞重量10％-30％的推力；因此，多核心机带加力燃烧室涡扇航空动力系统具有宽广的动力输出范围。

作为优选的技术方案，把多核心机带加力燃烧室涡扇航空动力系统的所述压力腔做成所述飞行器的承重底盘以减轻所述飞行器的重量及充份利用多核心机带加力燃烧室涡扇航空飞行器的内部空间，让发动机把吸入、增压的大流量气流喷进多核心机带加力燃烧室涡扇航空飞行器的所述压力腔，再通过连接在所述压力腔上的各个所述矢量喷嘴组件喷射出来；通过这种巧妙的安排，可以产生如下各项效益：

(1).所述压力腔将会成为大流量高压气流的缓冲器，当所述飞行器的发动机改变功率、空中的气流扰动、地效干扰等因素造成吸入动力系统的大流量高压气流出现波动，所述压力腔里的低温高压空气将会过滤掉气流的这些波动效应，让气流可以通过连接在所述压力腔上的各个所述矢量喷嘴组件均匀地喷射出去，从而避免各个所述矢量喷嘴组件的推力出现瞬间波动，造成像英国“鹞式”及美国f-35喷气式垂直升降飞机那样，由于所述飞行器的各个喷嘴在短时间内产生的推力不均匀而造成所述飞行器的姿势难以操控的情况，让我们可以通过分别调节连接在所述压力腔上各个所述矢量喷嘴组件喷出的气流量及喷气方向，更加方便简易地操控所述飞行器。

(2).当开动加力装置时，所述加力燃油喷嘴喷进气流里的大量燃油在所述加力燃烧室里初步燃烧后流进所述压力腔，燃油在高温、高压及新鲜空气充足的环境下继续燃烧，随着气流在飞行器内部流动燃烧的时间将会延长，进一步释放出那些还没有来得及在加力燃烧室里燃烧的燃油能量，增加燃油燃烧的效率，从而增加了动力系统产生的推力；因此，带有所述压力腔的所述喷气式垂直升降飞行器的燃油作功效率，将会高于动力系统没有压力腔的普通喷气式飞机，增加所述喷气式垂直升降飞行器日常使用的经济性，减少燃油对环境造成的不良影响。

(3).所述吸气风扇、所述增压风扇及发动机中燃油爆炸燃烧产生的巨大噪音将会被所述压力腔里大量的低温高压空气隔离吸收，这些巨大噪音所携带的能量作用在所述压力腔里的高压空气中、让所述压力腔里高压空气的温度升高并转化成推力，大幅降低传到飞行器外部的噪音；让我们生产出低噪音、可以在城市中间穿梭飞行的喷气式可垂直升降飞行器成为可能。

作为优选的技术方案，由于我们在所述压力腔上同时安装几个可关闭、开启及可连续调节喷出气流量、可改变喷出气流方向的所述矢量喷嘴组件，让我们通过对各所述矢量喷嘴组件的操作控制，不但能让所述飞行器平稳地垂直起飞降落、向前飞行，还可让所述飞行器在空中悬停和前后左右缓慢移动，大大增强了所述飞行器的功能性和使用范围。

作为优选的技术方案，与所述压力腔连通的各所述矢量喷嘴组件安装在所述飞行器的四周，每个所述矢量喷嘴组件呈长梯形体的形状并含有多个喷嘴、外喷口呈扩张型的喇叭状；各所述矢量喷嘴组件喷出的气流形成了既长且宽广均匀且波动很小的喷出气流面，从所述飞行器的四周大面积地承托支撑飞行器，大幅增加所述飞行器在起飞降落或者在空中悬停阶段的稳定性，也使所述飞行器的操控变得容易简单；让我们可以更方便地控制、改变所述飞行器的姿态，使所述飞行器像汽车那样操控简易、普通人都可驾驶。

本发明的目的之二在于提供一种新型的喷气式可垂直升降飞行器，该新型的喷气式可垂直升降飞行器包括以上所述的多核心机带加力燃烧室涡扇航空动力系统。

相较于现有技术，本发明具有下述优点：

1、本发明创造性地使用多台涡轴航空发动机作为动力系统的核心机，由于为直升机提供动力的民用涡轴航空发动机价格低廉、重量轻、性能稳定而又动力充沛，而且在市场上很容易买到，很少受到有关当局的限制，让我们大量生产价廉性优的喷气式可垂直升降空中飞行器成为可能。

2、本发明通过使用二个对转风扇以增加吸气及增压效率、以涡轴航空发动机作为核心机以节省燃油；多台涡轴航空发动机通过离合器和传动齿轮箱相连接，可通过离合器的开、关控制每台涡轴航空发动机在动力系统中的离机及运行，可以让整个动力系统只运行一台涡轴航空发动机、或者多台涡轴航空发动机同时运行、通过传动齿轮箱驱动吸气风扇和增压风扇相向旋转，向压力腔提供低温高压的大流量气流，再通过连通压力腔的各个矢量喷嘴组件向外部喷出气流产生推力，组成一套涵道比超过20、不开加力装置时喷出飞行器外部的气流温度低于100摄氏度的超高涵道比、绿色节能的多核心机带加力燃烧室涡扇航空动力系统。

3、本发明设置了压力腔，并把压力腔做成飞行器的承重底盘以减轻飞行器的重量及充份利用飞行器的内部空间，让发动机把吸入、增压的大流量气流喷进飞行器的压力腔，再通过连接在压力腔上的各个矢量喷嘴组件喷射出来；通过这种巧妙的安排，动力系统的压力腔将会成为大流量高压气流的缓冲器，当飞行器的发动机改变功率、空中的气流扰动、地效干扰等因素造成吸入动力系统的大流量高压气流出现波动，压力腔里的低温高压空气将会过滤掉气流的这些波动效应，让气流可以通过连接在压力腔上的各个矢量喷嘴组件均匀地喷射出去，从而避免各个矢量喷嘴组件的推力出现瞬间波动；当开动加力装置时，加力燃油喷嘴喷进气流里的大量燃油在加力燃烧室里初步燃烧后进入压力腔，在高温、高压及新鲜空气充足的环境下继续燃烧，燃油随着气流在飞行器内部流动燃烧的时间将会延长，进一步释放出那些还没有来得及在加力燃烧室里燃烧的燃油能量，增加燃油的燃烧效率，从而增加了动力系统产生的推力；吸气风扇、增压风扇及发动机中燃油爆炸燃烧产生的巨大噪音将会被压力腔里大量的低温高压空气隔离吸收，这些巨大噪音所携带的能量作用在压力腔里的高压空气中、让压力腔里高压空气的温度升高并转化成推力，大幅降低传到飞行器外部的噪音；本发明在压力腔上同时安装几个可关闭、开启及可连续调节喷出气流量、可改变喷出气流方向的矢量喷嘴组件，让我们通过对各矢量喷嘴组件的操作控制，不但能让飞行器平稳地垂直起飞降落、向前飞行，还可让飞行器在空中悬停和前后左右缓慢移动，大大增强了喷气式可垂直升降空中飞行器的功能性和使用范围。

4、本发明具有宽广的动力输出范围，可为飞行器提供最大起飞重量10％-110％的推力；多核心机带加力燃烧室涡扇航空动力系统的涵道比超过20，在不启动加力装置的情况下，喷出飞行器外部的气流温度低于100摄氏度，产生同样推力的耗油率，仅仅是现代战斗机使用的小涵道比涡扇航空发动机的三份之一；当启动加力装置，加力燃油喷嘴向加力燃烧室中的高压气流喷进大量燃油，让喷出飞行器的高压气流大幅升温，动力系统输出的推力也大幅增加，由此可见多核心机带加力燃烧室涡扇航空动力系统超高涵道比所具有的巨大优势。

附图说明

图1是喷气式可垂直升降飞行器外观结构俯瞰图；

图2是喷气式可垂直升降飞行器侧视图；

图3是传动齿轮箱结构示意图；

图4是喷气式可垂直升降飞行器仰视图；

图5是多核心机带加力燃烧室涡扇航空动力系统外观三维图；

图6是多核心机带加力燃烧室涡扇航空动力系统结构透视图；

图7是多核心机带加力燃烧室涡扇航空动力系统结构俯瞰图；

图8是矢量喷嘴组件的结构示意图；

图9是矢量喷嘴组件的后视图；

图10是矢量喷嘴组件的侧视图；

其中，1、喷气式可垂直升降飞行器；20、后中喷嘴组件；21、后左喷嘴组件；22、后左喷嘴组件气流舵面；23、后右喷嘴组件；24、后右喷嘴组件气流舵面；25、前左喷嘴组件；26、前左喷嘴组件气流舵面；27、前右喷嘴组件；28、前右喷嘴组件气流舵面；40、吸气风扇；41、吸气风扇传动轴；42、增压风扇；43、增压风扇传动轴；44、传动齿轮箱；45、加力燃油喷嘴；46、离合器；47、动力传动轴；48、涡轴航空发动机；49、发动机进气管道；50、发动机排气管道；51、加力燃烧室；52、压力腔进气口；53、压力腔；54、矢量喷嘴组件；55、矢量喷嘴组件气流舵面；56、增压风扇传动齿轮；57、吸气风扇传动齿轮；58、动力传动齿轮；

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图和实施方式对本发明作进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

如图1、图2、图3、图4、图5、图6、图7、图8、图9、图10所示：

一种多核心机带加力燃烧室涡扇航空动力系统，包括吸气风扇40、吸气风扇传动轴41、增压风扇42、增压风扇传动轴43、传动齿轮箱44、加力燃油喷嘴45、加力燃烧室51、离合器46、动力传动轴47、若干涡轴航空发动机48、发动机进气管道49、发动机排气管道50、压力腔53和若干矢量喷嘴组件54；矢量喷嘴组件54(矢量喷嘴组件已申请另一个发明专利：“新型喷气式航空发动机矢量喷嘴及航空发动机”，申请号：201810762795.8)，包括连通压力腔53、安装在喷气式可垂直升降飞行器1(喷气式可垂直升降飞行器已申请另一个发明专利：“喷气式可垂直升降空中飞行器及新型航空动力系统”)周围的后中喷嘴组件20、后左喷嘴组件21、后右喷嘴组件23、前左喷嘴组件25、前右喷嘴组件27；传动齿轮箱44中的增压风扇传动齿轮56形状是圆锥体的、中间有一个圆柱体空间，增压风扇传动轴43也是中间有一圆柱体空间并与增压风扇传动齿轮56固定连接，增压风扇传动轴43中间圆柱体空间的直径等于增压风扇传动齿轮56中间圆柱体空间的直径、大于吸气风扇传动轴41的外部直径；吸气风扇传动轴41穿过空心的增压风扇传动轴43、增压风扇传动齿轮56的圆柱体空间，把吸气风扇40与传动齿轮箱44中形状也是圆锥体的吸气风扇传动齿轮57固定连接起来；传动齿轮箱44中的动力传动齿轮58也是圆锥体形状，涡轴航空发动机48通过离合器46、动力传动轴47与动力传动齿轮58连接；涡轴航空发动机48旋转输出的轴功率通过动力传动齿轮58旋转带动增压风扇传动齿轮56及吸气风扇传动齿轮57对向旋转，通过吸气风扇传动轴41及增压风扇传动轴43带动吸气风扇40、增压风扇42同时对向旋转，吸入并增压空气；发动机进气管道49连通涡轴航空发动机48的进气口和增压风扇42后部，为涡轴航空发动机48提供经增压风扇42增压后的高压新鲜空气；发动机排气管道50连通涡轴航空发动机48的排气口和压力腔53，把涡轴航空发动机48燃烧过的高温废气排进压力腔53中；加力燃油喷嘴45固定安装在传动齿轮箱44后部，加力燃烧室51位于加力燃油喷嘴45后部并与压力腔53固定连通；压力腔53安装在喷气式可垂直升降飞行器1的底部，作为喷气式可垂直升降飞行器1的承重底盘，成为飞行器机身的一个承重支撑部件；矢量喷嘴组件54安装在喷气式可垂直升降飞行器1底部四周、固定连通压力腔53。

多核心机带加力燃烧室涡扇航空动力系统通过吸气风扇40、增压风扇42吸入并增压空气，高压空气通过加力燃烧室51流入压力腔53中，再通过安装在飞行器1底部四周、固定连通压力腔53的若干矢量喷嘴组件54喷出机外，为飞行器1提供推力、升力；飞行器1在垂直起飞、降落阶段，矢量喷嘴组件54向下方喷出气流，为飞行器1提供升力、推力，在飞行器1底部四周形成范围宽广的气流支撑面；飞行器1在巡航平飞阶段矢量喷嘴组件54向后喷出气流，为飞行器1提供推力，在飞行器1的后部形成范围宽广的气流推动面；各个矢量喷嘴组件54，具有调节喷出气流量大小或者开启、关闭喷出气流的功能；安装在矢量喷嘴组件54中的气流舵面55，可按需要令其可以左右摆动60°，从而改变喷出气流向左、向右的喷射方向；安装在飞行器1的矢量喷嘴组件54，可按具体需要，令其可以从水平方位向上旋转15°和向下旋转105°，从而改变这些喷嘴组件54喷出气流的上下、左右方向；也可按具体需要，令其只能向下喷射气流，无法改变喷出气流的上下方向、仅可改变喷出气流的左右方向；或者按具体需要，令其仅可向后喷射气流，无法改变喷出气流的上下、左右方向。

喷气式可垂直升降飞行器1把动力系统的压力腔53做成飞行器的承重底盘以减轻飞行器的重量及充份利用飞行器的内部空间，让带有加力燃烧室51的多核心机带加力燃烧室涡扇航空动力系统把大流量高压气流喷进飞行器1的压力腔53；在压力腔53上同时安装若干个具有调节喷出气流量大小，可开启、关闭喷出气流及可上下左右改变喷气方向的矢量喷嘴组件54，让压力腔53里的气流通过各相关的矢量喷嘴组件54喷出产生推力；压力腔53成为大流量高压气流的缓冲器，当飞行器1的发动机改变功率、空中的气流扰动、地效干扰等因素造成喷进压力腔53里的大流量高压气流出现波动，压力腔53里的大容量低温高压空气将会过滤掉气流的这些波动效应，让气流可以均匀地通过连接在压力腔53上的矢量喷嘴组件54喷射出来，从而避免矢量喷嘴组件54的推力因此出现波动，造成像英国“鹞式”及美国f-35喷气式垂直升降飞机那样飞行器的姿势难以操控的情况。让我们可以通过调节连接在飞行器压力腔53上各个有关矢量喷嘴组件54喷出的气流量及喷气方向增加飞行器1的可操控性，从而生产出结构简单、价格低廉、容易操控，像汽车那样普通人都可驾驶的喷气式可垂直升降空中飞行器。

由于带有加力燃烧室51的多核心机带加力燃烧室涡扇航空动力系统把大流量高压气流喷进飞行器1的压力腔53，再通过连接在压力腔53上的各个矢量喷嘴组件54喷射出来，气流在飞行器1内流动的时间将会延长。当开动加力装置时，加力燃油喷嘴45喷进气流里的大量燃油在加力燃烧室51里初步燃烧后，进入压力腔53后在高温、高压及新鲜空气充足的环境下将会继续燃烧，进一步释放出那些还没有来得及在加力燃烧室51里燃烧的燃油能量，增加燃油的燃烧效率同时增加发动机的推力。因此，带有压力腔的喷气式可垂直升降飞行器1的燃油使用效率将会远远大于发动机后没有压力腔的喷气式垂直升降飞机，进一步增加喷气式可垂直升降飞行器1的日常使用经济性及减少燃油对环境造成的不良影响。

由于带有加力燃烧室51的多核心机带加力燃烧室涡扇航空动力系统把大流量高压气流喷进飞行器1的压力腔53，再通过连接在压力腔53上的各个矢量喷嘴组件54喷射出来，吸气风扇40、增压风扇42及发动机中燃油爆炸燃烧产生的巨大噪音将会被压力腔53里大量的低温高压空气隔离吸收，这些巨大噪音所携带的能量作用在压力腔53里的高压空气中、让这些高压空气的温度升高并转化成推力，只有很小的噪音会传到飞行器1的外部，让我们生产出低噪音、可以在城市中间穿梭飞行的喷气式可垂直升降空中飞行器成为可能。

由于我们在压力腔53上同时安装几个可关闭、开启及可连续调节喷出气流量、可改变喷出气流方向的矢量喷嘴组件54，让我们通过对各喷嘴组件的操作控制，不但能让飞行器1平稳地垂直起飞降落、向前飞行，还可让飞行器1在空中悬停和前后左右缓慢移动，大大增强了喷气式可垂直升降飞行器1的功能性和使用范围；飞行器1底部前端的前左喷嘴组件25、前右喷嘴组件27可关闭、开启及可连续调节喷出气流量，矢量喷嘴组件54的拉菲尔喷口二侧都安装有气流舵面55，气流舵面55可左右摆动60°，从而改变喷出气流的左、右方向；飞行器1底部后端的后左喷嘴组件21、后右喷嘴组件23不但可关闭、开启及可连续调节喷出气流量，安装其中的气流舵面55也可左右摆动60°，从而改变喷出气流的左、右方向；后左喷嘴组件21、后右喷嘴组件23还可以向上摆动15度及向下摆动105度，从而改变喷出气流的上、下方向。

与所述压力腔53连通的各矢量喷嘴组件54安装在飞行器1的四周，每个矢量喷嘴组件54呈长梯形体的形状并含有多个喷嘴、外喷口呈扩张型的喇叭状；各矢量喷嘴组件54喷出的气流均匀且波动很小，形成了既长且宽的喷出气流面，从飞行器1的四周大面积地承托支撑飞行器1，大幅增加飞行器1在起飞降落或者在空中悬停阶段的稳定性，也使飞行器1的操控变得容易简单；让我们可以更方便地控制、改变飞行器1的姿态，使喷气式可垂直升降飞行器1像汽车那样容易操控、普通人都可驾驶。

通过使用二个对转风扇以增加吸气及增压效率、以涡轴航空发动机48作为核心机以节省燃油；多台涡轴航空发动机48通过离合器46和传动齿轮箱44相连接，通过离合器46的开、关控制每台涡轴航空发动机48在动力系统中的离机及运行，可以让整个动力系统只运行一台涡轴航空发动机48、或者多台涡轴航空发动机48同时运行，通过传动齿轮箱44驱动吸气风扇40和增压风扇42相向旋转，向压力腔53提供低温高压的大流量气流，再通过连通压力腔53的各个矢量喷嘴组件54向外部喷出气流产生推力，组成一套涵道比超过20、不开加力装置时喷出飞行器外部的气流温度低于100摄氏度的超高涵道比、绿色节能的多核心机带加力燃烧室涡扇航空动力系统系统。

多核心机带加力燃烧室涡扇航空动力系统通过使用二个对转风扇吸气及增压，除了因为去除风扇的静子可减轻动力系统的重量及简化动力系统的结构外，还可以大幅提升动力系统的效率。根据俄罗斯采用对转螺旋桨提供动力的安-70军用运输机的使用经验，采用二副对转螺旋桨作为动力，提供同样推力比采用单一螺旋桨的发动机要省油20％-30％。一些采用二副相对旋转螺旋桨直升机的使用经验也表明，使用同样功率的发动机驱动，采用二副相对旋转螺旋桨设计的直升机升力要比采用单一螺旋桨设计的直升机高10％-12％。在多核心机带加力燃烧室涡扇航空动力系统中，由于采用二个对转风扇吸入大流量的气流并将这些气流由1atm增压至2.5atm-3atm，通过对转风扇后的加力燃烧室51喷进动力系统的压力腔53中，再通过连通压力腔53和安装于飞行器1四周的矢量喷嘴组件54喷出，转化为飞行器1的推力，将可使多核心机带加力燃烧室涡扇航空动力系统产生的推力增加10％-12％左右。

涡轴航空发动机48通过发动机进气管道49吸入的新鲜空气是从二个对转风扇后部引入、经增压后压力为2.5atm-3atm的高压空气，故涡轴航空发动机48产生的功率将比安装在普通直升机、直接从外部吸入压力为1atm空气的同样功率发动机增加超过20％，就像加装涡轮增压装置的汽车发动机那样，产生的功率将会比同样功率发动机增加超过20％。

安装在普通直升机的涡轴航空发动机所产生的功率，大约有20％要分配给直升机的尾旋翼使用，用来克服直升机大螺旋桨旋转时产生的离心力，维持直升机的平衡，使机身不旋转，没有在为直升机提供升力的过程中发挥作用，但在多核心机带加力燃烧室涡扇航空动力系统中采用的涡轴航空发动机48所产生的功率，则全部用来驱动二个对转风扇，吸入并增压大流量气流，再通过连通压力腔53，安装于飞行器1四周的矢量喷嘴组件54向下喷出，转化为飞行器的升力。故安装在多核心机带加力燃烧室涡扇航空动力系统中的涡轴航空发动机48为飞行器所能提供的升力，由于我们精妙的设计安排，理论上将会比安装在普通直升机上的同样功率的涡轴航空发动机增加30％-50％左右。

为了更清楚地说明本发明的各项先进功能，我们以一个范例来详细解释：如果采用二台最大功率为1500kw的国产涡轴十六航空发动机(在本例子中，二台涡轴航空发动机安装在传动齿轮箱44的左右二侧，其实在传动齿轮箱44的上下方向还可以再安装二台涡轴航空发动机，整个系统可以同时安装四台涡轴航空发动机，可通过每台涡轴航空发动机48连接的离合器46的开、关控制每台涡轴航空发动机48在动力系统中的离机及运行，控制整个动力系统只运行一台涡轴航空发动机48、或者多台涡轴航空发动机48同时运行输出动率)，通过传动齿轮箱44驱动吸气风扇40和增压风扇42相向旋转，使用直径为1.3米的吸气风扇，则每秒钟大约可向压力腔53提供230公斤、温度低于100摄氏度、2.5atm-3atm低温高压空气，再通过连接压力腔53的矢量喷嘴组件54向外部喷出气流产生约8吨的推力(美国f-35喷气式垂直升降飞机中部升力对转风扇组件中，风扇的直径为1.27米，每秒钟向下喷出230公斤的冷空气，产生9吨的向下推力)。

美国“阿帕奇”武装直升机最大起飞重量达到10吨，装备有二台ge公司最大输出功率为1800千瓦的t-700-ge-701c涡轴航空发动机；我国武直十武装直升机最大起飞重量6吨，装备有二台最大输出功率为1200千瓦的国产涡轴9航空发动机。

虽然直升机的大螺旋桨因为直径大往往可以为直升机提供较大的升力，但通过我们精妙的设计安排，安装在喷气式可垂直升降飞行器1上面的二台1500kw的国产涡轴十六航空发动机，为飞行器1所能提供的升力，理论上将会比安装在普通直升机上同样功率的涡轴航空发动机增加30％-50％左右。故我们采用二台功率为1500kw的国产涡轴十六航空发动机驱动吸气风扇40和增压风扇42相向旋转，向压力腔53提供大流量的低温高压气流，在不开加力装置的情况下，为喷气式可垂直升降飞行器1提供8吨的向下推力，二台涡轴十六航空发动机所输出的3000kw功率是足够的。

这时候，每秒钟流进二台涡轴十六航空发动机燃烧室的空气流量仅为10公斤(二台涡轴十六航空发动机产生最高功率时的吸气量)，则整个动力系统的涵道比高达230/10＝23，是目前世界上最高涵道比的喷气式航空动力系统。

整个动力系统在不开动加力装置的情况下，耗油率每小时约900公斤(二台涡轴十六航空发动机产生最大功率时每小时的最高耗油率)，仅是采用小涵道比涡扇航空发动机的喷气式垂直升降飞机耗油率的大约五份之一(由于小涵道比涡扇航空发动机在不开加力装置时喷出气流的温度约为1000摄氏度，而我们这种多核心机带加力燃烧室涡扇航空动力系统在不开加力装置时喷出气流的温度却要低于100摄氏度，故在正常运行状态下的耗油率非常低)，大幅增加了飞行器1的有效航程并大幅降低日常使用成本，使用民用涡轴航空发动机作为超高涵道比动力系统核心机的优势充份展现了出来。

由于整个动力系统的超高涵道比，每秒通过压力腔53的230公斤空气绝大部份都是没有经过燃烧、气压高达2.5atm-3atm、温度却低于100摄氏度的新鲜空气。如果开动加力装置，每秒钟向加力燃烧室51喷射约十公斤燃油(经过计算，230公斤空气从100摄氏度升温至1800摄氏度，需要8公斤航空煤油，此处预留一些不可知的损耗，故设定为10公斤)，则可把通过压力腔53每秒230公斤的空气温度提升至大约1800摄氏度(带加力装置的涡扇航空发动机开动加力装置时喷出气流的温度约为1800摄氏度)，整个动力系统产生的推力将会超过17吨(经过计算，在喷出气流的温度为1800摄氏度时，整个动力系统产生的推力是17.52吨)：

f2(加)＝f+f*0.07*(1800-100)/100＝2.19*f＝2.19*8＝17.52吨

足以支撑最大起飞重量16吨飞行器1的垂直起飞(经过计算，把230公斤空气中所含氧气完全燃烧，需要15公斤航空煤油，产生的热量可以把230公斤空气从100摄氏度升温至大约3500摄氏度，动力系统产生的推力将会超过19吨，此处预留一些不可知的损耗以及在工程制造中对材料、工艺的限制，故只是把动力系统设计为升温至1800度，产生17吨的推力。其实，整个动力系统的功率输出还有宽广的可提升空间)。

喷气式可垂直升降飞行器1在整个航程的绝大部份时间都处于巡航平飞状态，这时候多核心机带加力燃烧室涡扇航空动力系统只需提供飞行器1总重量大约10％的推力就可以维持飞行器1的巡航平飞状态；飞行器1在加速状态时，发动机需要提供飞行器总重量大约30％的推力方可维持飞行器1的加速状态，民航飞机在机场跑道滑行起飞时就是处于这种状态；而飞行器1在垂直起飞状态时，发动机则需要提供飞行器1总重量105％以上的推力才可以让飞行器1垂直起飞。因此，喷气式可垂直升降飞行器1要求发动机具有宽广的动力输出范围，而目前世界上所有的喷气式动力系统均无法在节约燃油的状态下提供如此宽广的动力输出范围，像英国“鹞式”、美国f-35喷气式垂直升降飞机所使用的喷气式动力系统，它在维持飞行器的巡航平飞状态时喷出气流的温度约为1000摄氏度，在垂直起飞状态开动加力装置时喷出气流的温度约为1800摄氏度，耗油率分别不是很大，飞行器在整个航程都处于高油耗状态，大幅缩减了飞行器的有效航程和大幅增加日常使用成本。而多核心机带加力燃烧室涡扇航空动力系统在维持飞行器1的巡航平飞状态时喷出气流的温度低于100摄氏度，在垂直起飞状态开动加力装置时，喷出气流的温度约为1800摄氏度，整个动力系统的功率输出范围宽广，耗油率相差很大。因此，飞行器1在整个航程的油耗比起英国“鹞式”、美国f-35喷气式垂直升降飞机要低很多。

多核心机带加力燃烧室涡扇航空动力系统所采用的二台涡轴航空发动机48均通过离合器46和传动齿轮箱44相连接，再驱动吸气风扇40和增压风扇42相向旋转。通过离合器46的开、关，我们可以方便地控制涡轴航空发动机48和传动齿轮箱44的分离、连接。这种设计是考虑到万一有一部涡轴航空发动机48发生故障，我们可以通过离合器46分离它和传动齿轮箱44的连接，而只是使用另一台正常的涡轴航空发动机48驱动吸气风扇40和增压风扇42的相向旋转，为飞行器1继续提供动力，增加飞行器1的安全系数。当飞行器1处于巡航平飞状态时，只需提供飞行器1总重量大约10％的少量推力以维持飞行器的巡航平飞状态，我们也可以利用这种功能只开动一台涡轴航空发动机48，而另一台处于停机状态，从而大幅节省燃油，增加飞行器1的有效航程。

在上面所举的范例中，如果我们只开动一台最大功率为1500kw的国产涡轴十六航空发动机，它可以为飞行器1提供2吨至4吨的推力，完全满足最大起飞重量16吨的飞行器1在巡航平飞状态时的动力需求，但飞行器1的油耗却可以减半降至每小时约为200公斤-400公斤。由于飞行器1在整个航程的绝大部份时间都处于巡航平飞状态，故在携带同样重量燃油的情况下，飞行器1的有效航程将会因为具有这种通过离合器的开、关，只开动其中一台核心机提供动力的独特功能而增加一倍，从而产生巨大的经济效益。最大起飞重量16吨的飞行器1如果携带5吨燃油，其中的1吨预留给飞行器1在垂直起飞、降落时使用，所携带的4吨燃油可以让飞行器1在巡航平飞状态飞行十几个小时，如果飞行器1的时速像普通民航机那样为每小时900公里，则飞行器1的有效航程将会远远超过1万公里，并接近1.5万公里。

以上内容是结合具体的优选技术方案对本发明所作的进一步详细说明，不能认定本发明的具体实施只局限于这些说明。对于本发明所属技术领域的专业技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干简单推演或替换，均应当视为属于本发明的保护范围。