一種雙渦扇矢量噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的飛機(jī)的制作方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本實(shí)用新型涉及一種飛機(jī)，特別涉及一種雙渦扇矢量噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的飛機(jī)。
【背景技術(shù)】
[0002]著名的“鷂”式飛機(jī)是一種可垂直、短距起落的噴氣式飛機(jī)，如圖1和圖2所示，“鷂”式飛機(jī)100’最重要的部分即是機(jī)身內(nèi)部的“飛馬”式渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)1’，針對(duì)垂直、短距起落的要求，發(fā)動(dòng)機(jī)除了包括渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)所必備的風(fēng)扇11’、壓氣機(jī)12’、燃燒室13’、渦輪組合14’外，還包括4個(gè)可換向的尾噴管，其中包括2個(gè)前尾噴管15’和2個(gè)后尾噴管16’，可用一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)既提供升力又提供推力，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、緊湊、短距離起落性能好。
[0003]但是，“鷂”式飛機(jī)只有一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)，如果發(fā)生故障，那勢(shì)必出現(xiàn)機(jī)毀人亡的慘劇。此外，就其中的“飛馬”發(fā)動(dòng)機(jī)而言，4個(gè)尾噴管中的2個(gè)前尾噴管15’連接著外涵道17’是低溫氣流口，而2個(gè)后尾噴管16’連接著內(nèi)涵道18’是高溫氣流口，高溫氣流口極高的溫度容易導(dǎo)致燒蝕航母甲板或機(jī)場(chǎng)地坪；且前尾噴管15’為未經(jīng)過燃燒的低溫氣流，而后尾噴管16’為進(jìn)過壓縮燃燒的高溫氣流，要使得飛機(jī)起落時(shí)候前后升力相同，就需要計(jì)算和調(diào)試兩股不同氣流的各項(xiàng)參數(shù)，使得設(shè)計(jì)極其復(fù)雜。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004]本實(shí)用新型要解決的技術(shù)問題，在于提供一種雙渦扇矢量噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的飛機(jī)，該飛機(jī)配備兩臺(tái)雙尾噴管的渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，形成雙保險(xiǎn)，在滿足垂直、短距起落的基礎(chǔ)上，尾噴管氣流溫度較低且前后升力更容易計(jì)算和調(diào)試。
[0005]本實(shí)用新型要解決的技術(shù)問題是這樣實(shí)現(xiàn)的:
[0006]—種雙渦扇矢量噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的飛機(jī)，包括機(jī)身、機(jī)翼、尾翼，所述機(jī)翼位于機(jī)身兩偵牝所述尾翼位于機(jī)身尾部；還包括兩個(gè)第一進(jìn)氣口、兩個(gè)第二進(jìn)氣口、兩個(gè)渦扇矢量噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)，所述兩個(gè)第一進(jìn)氣口分別位于機(jī)身前段的兩側(cè)，所述兩個(gè)第二進(jìn)氣口也分別位于機(jī)身前段的兩側(cè)，且同側(cè)的第一進(jìn)氣口和第二進(jìn)氣口各自獨(dú)立進(jìn)氣時(shí)不會(huì)相互干擾，所述兩個(gè)渦扇矢量噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)從前向后依次排布于機(jī)身中段內(nèi)部，所述每個(gè)渦扇矢量噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)包括風(fēng)扇、涵道、左尾噴管及右尾噴管，所述左尾噴管和右尾噴管對(duì)稱布置于機(jī)身兩側(cè)，且均是能轉(zhuǎn)動(dòng)換向的矢量噴管，所述涵道分為中間的內(nèi)涵道和兩側(cè)的外涵道，內(nèi)涵道從前向后依次設(shè)置壓氣機(jī)、燃燒室、渦輪組合，高溫氣流從內(nèi)涵道分流進(jìn)入左尾噴管和右尾噴管，低溫氣流從兩側(cè)外涵道分別進(jìn)入左尾噴管和右尾噴管，所述第一進(jìn)氣口向前渦扇矢量噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)供氣，所述第二進(jìn)氣口向后渦扇矢量噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)供氣。
[0007]進(jìn)一步地，所述第一進(jìn)氣口和第二進(jìn)氣口水平并排設(shè)置，所述第一進(jìn)氣口位于內(nèi)側(cè)，所述第二進(jìn)氣口位于外側(cè)。
[0008]進(jìn)一步地，所述第二進(jìn)氣口為由多個(gè)小進(jìn)氣口組成的復(fù)合進(jìn)氣口，所述多個(gè)小進(jìn)氣口圍繞第一進(jìn)氣口環(huán)形排布。
[0009]進(jìn)一步地，所述渦輪組合中包括至少一高壓渦輪和至少一低壓渦輪，所述高壓渦輪通過第一轉(zhuǎn)軸與壓氣機(jī)相連接，所述低壓渦輪通過第二轉(zhuǎn)軸與風(fēng)扇相連接。
[0010]本實(shí)用新型的優(yōu)點(diǎn)在于:
[0011]1、雙渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)前后布置加可矢量旋轉(zhuǎn)的4個(gè)尾噴管，保有垂直、短距起落的功能，同時(shí)雙發(fā)動(dòng)機(jī)組成雙保險(xiǎn)。
[0012]2、發(fā)動(dòng)機(jī)外涵道和內(nèi)涵道在尾噴管處匯合，低溫氣流和高溫氣流中和后溫度得以降低，將大幅降低對(duì)起飛甲板和地面的損壞。
[0013]3、由兩臺(tái)改進(jìn)后的渦扇矢量噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)代替了原先的單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)，發(fā)動(dòng)機(jī)的功率和體積均降低，機(jī)身內(nèi)部的布置可安排更加合理，有利于提高載油量。
[0014]4、飛機(jī)在垂直起落時(shí)必須嚴(yán)格控制前后尾噴管的升力，保證平穩(wěn)，而前后兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)使用同一型號(hào)，它們的尾噴氣流也將幾乎一樣，使得計(jì)算和調(diào)試都更加的簡(jiǎn)單。
[0015]5、通過高壓渦輪和低壓渦輪分別將高溫氣流的能量轉(zhuǎn)化為機(jī)械能并傳遞給壓氣機(jī)和風(fēng)扇，提高了進(jìn)氣效率和空氣壓縮比，使得空氣燃燒更加充分，提升功率并降低油耗。
【附圖說明】
[0016]下面參照附圖結(jié)合實(shí)施例對(duì)本實(shí)用新型作進(jìn)一步的說明。
[0017]圖1為現(xiàn)有技術(shù)飛機(jī)的結(jié)構(gòu)示意圖。
[0018]圖2為現(xiàn)有技術(shù)飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)示意圖。
[0019]圖3為本實(shí)用新型飛機(jī)的結(jié)構(gòu)示意圖。
[0020]圖4為本實(shí)用新型飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)示意圖。
[0021]圖5為本實(shí)用新型飛機(jī)平飛示意圖。
[0022]圖6為本實(shí)用新型飛機(jī)起落示意圖。
[0023]圖7為本實(shí)用新型并排型進(jìn)氣口的結(jié)構(gòu)示意圖。
[0024]圖8為本實(shí)用新型復(fù)合型進(jìn)氣口的結(jié)構(gòu)示意圖。
【具體實(shí)施方式】
[0025]如圖3和圖4所示，本實(shí)用新型的雙渦扇矢量噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的飛機(jī)100，包括機(jī)身1、機(jī)翼2、尾翼3，所述機(jī)翼2位于機(jī)身1兩側(cè)，所述尾翼3位于機(jī)身1尾部；還包括兩個(gè)第一進(jìn)氣口 4、兩個(gè)第二進(jìn)氣口 5、兩個(gè)渦扇矢量噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)6，所述兩個(gè)第一進(jìn)氣口 4分別位于機(jī)身1前段的兩側(cè)，所述兩個(gè)第二進(jìn)氣口 5也分別位于機(jī)身1前段的兩側(cè)，且同側(cè)的第一進(jìn)氣口 4和第二進(jìn)氣口 5各自獨(dú)立進(jìn)氣時(shí)不會(huì)相互干擾，所述兩個(gè)渦扇矢量噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)6從前向后依次排布于機(jī)身中段內(nèi)部，所述每個(gè)渦扇矢量噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)6包括風(fēng)扇61、涵道62、左尾噴管63及右尾噴管64，所述左尾噴管63和右尾噴管64對(duì)稱布置于機(jī)身1兩側(cè)，且均是能轉(zhuǎn)動(dòng)換向的矢量噴管，與原“鷂”式飛機(jī)的尾噴管數(shù)量相同，4個(gè)可換向尾噴管保證了飛機(jī)垂直、短距起落的功能，所述涵道62分為中間的內(nèi)涵道62a和兩側(cè)的外涵道62b，內(nèi)涵道62a從前向后依次設(shè)置壓氣機(jī)621、燃燒室622、渦輪組合623，空氣被壓氣機(jī)621吸入內(nèi)涵道62a，經(jīng)過燃燒室622后形成高溫氣流，高溫氣流從內(nèi)涵道62a后端的渦輪組合623處分流進(jìn)入左尾噴管63和右尾噴管64，低溫氣流從兩側(cè)外涵道62b分別進(jìn)入左尾噴管63和右尾噴管64，高溫氣流和低