溫氣流將在兩側(cè)尾噴管處混合，成為混合氣流，所述第一進氣口 4向前渦扇矢量噴氣發(fā)動機6a供氣，所述第二進氣口 5向后渦扇矢量噴氣發(fā)動機6b供氣，第一進氣口 4和第二進氣口 5供氣的過程也由于進氣口相間隔獨立而不會相互干擾，保證每臺渦扇矢量噴氣發(fā)動機6工作相對獨立。
[0026]第一進氣口 4和第二進氣口 5分別進氣供給給前后發(fā)動機，保證兩發(fā)動機不會相互干擾。
[0027]如圖5和圖6所示，飛機100在平飛時，前后的2個左尾噴管63和2個右尾噴管64都向后噴氣(圖中僅畫出左尾噴管63)，提供前進的推力；飛機100在起落時，前后的2個左尾噴管63和2個右尾噴管64都向下噴氣(圖中僅畫出左尾噴管63)，提供豎直的升力。
[0028]雙發(fā)動機組成雙保險，在其中一臺發(fā)動機出現(xiàn)故障的情況下，飛機也可以做到自由飛行和滑跑起落，更加提高了安全性。
[0029]發(fā)動機內(nèi)涵道62a和外涵道62b在尾噴管處匯合，高溫氣流和低溫氣流中和后溫度得以降低，較低溫度的混合氣流推力并不會下降，且可以避免損壞航母甲板或機場地坪的麻煩。
[0030]由兩臺改進后的渦扇矢量噴氣發(fā)動機代替了原先的單臺發(fā)動機，由于發(fā)動機的功率選擇可比原先的小很多，也使發(fā)動機的體積可以減小，雙臺發(fā)動機前后排布也僅僅稍微加長了機身，使得機身內(nèi)部可空余出更多空間，有利于提高載油量。
[0031]飛機在垂直起落時為了保持平穩(wěn)必須嚴格控制前后尾噴管提供的升力，而前后兩臺發(fā)動機使用同一型號，它們的尾噴氣流均是經(jīng)過相同的內(nèi)、外涵道的相同的混合氣流，這樣就使得對前后升力的控制更加容易，不再需要原先繁瑣的計算和調(diào)試。
[0032]如圖7所示，所述第一進氣口 4和第二進氣口 5可水平并排設置，所述第一進氣口4位于內(nèi)側(cè)，所述第二進氣口 5位于外側(cè)。如圖8所示，所述第二進氣口 5可為由多個小進氣口 51組成的復合進氣口，所述多個小進氣口 51圍繞第一進氣口 4環(huán)形排布。
[0033]并排布置的進氣口構(gòu)造簡單進氣順暢，而多個小進氣口組成的復合進氣口則使得布局更加緊湊。
[0034]進一步地，所述渦輪組合623中包括至少一高壓渦輪623a和至少一低壓渦輪623b，所述高壓渦輪623a通過第一轉(zhuǎn)軸65與壓氣機621相連接，所述低壓渦輪623b通過第二轉(zhuǎn)軸66與風扇61相連接。
[0035]高壓渦輪623a將高溫氣流的能量傳遞給壓氣機621，而低壓渦輪623b將高溫氣流的能量傳遞給風扇61，壓氣機621提高運轉(zhuǎn)增加了空氣壓縮比，而風扇61使得進氣的效率大大提高，空氣量更多且密度更大，燃燒室的反應也更加充分，提高了功率，使飛機的動力更強勁同時也提高燃油利用率。
[0036]綜上，本實用新型的飛機，在滿足垂直、短距起落功能的同時，增加了飛機的安全性，提高了燃油攜帶能力，減輕了起落過程中高溫燃氣對地面的損壞，簡化了平衡噴氣系統(tǒng)所需的計算和調(diào)試。
[0037]雖然以上描述了本實用新型的【具體實施方式】，但是熟悉本技術領域的技術人員應當理解，我們所描述的具體的實施例只是說明性的，而不是用于對本實用新型的范圍的限定，熟悉本領域的技術人員在依照本實用新型的精神所作的等效的修飾以及變化，都應當涵蓋在本實用新型的權利要求所保護的范圍內(nèi)。
【主權項】
1.一種雙渦扇矢量噴氣發(fā)動機的飛機，包括機身、機翼、尾翼，所述機翼位于機身兩側(cè)，所述尾翼位于機身尾部，其特征在于，還包括兩個第一進氣口、兩個第二進氣口、兩個渦扇矢量噴氣發(fā)動機，所述兩個第一進氣口分別位于機身前段的兩側(cè)，所述兩個第二進氣口也分別位于機身前段的兩側(cè)，且同側(cè)的第一進氣口和第二進氣口各自獨立進氣時不會相互干擾，所述兩個渦扇矢量噴氣發(fā)動機從前向后依次排布于機身中段內(nèi)部，所述每個渦扇矢量噴氣發(fā)動機包括風扇、涵道、左尾噴管及右尾噴管，所述左尾噴管和右尾噴管對稱布置于機身兩側(cè)，且均是能轉(zhuǎn)動換向的矢量噴管，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置壓氣機、燃燒室、渦輪組合，高溫氣流從內(nèi)涵道分流進入左尾噴管和右尾噴管，低溫氣流從兩側(cè)外涵道分別進入左尾噴管和右尾噴管，所述第一進氣口向前渦扇矢量噴氣發(fā)動機供氣，所述第二進氣口向后渦扇矢量噴氣發(fā)動機供氣。2.如權利要求1所述的一種雙渦扇矢量噴氣發(fā)動機的飛機，其特征在于:所述第一進氣口和第二進氣口水平并排設置，所述第一進氣口位于內(nèi)側(cè)，所述第二進氣口位于外側(cè)。3.如權利要求1所述的一種雙渦扇矢量噴氣發(fā)動機的飛機，其特征在于:所述第二進氣口為由多個小進氣口組成的復合進氣口，所述多個小進氣口圍繞第一進氣口環(huán)形排布。4.如權利要求1所述的一種雙渦扇矢量噴氣發(fā)動機的飛機，其特征在于: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)軸與壓氣機相連接，所述低壓渦輪通過第二轉(zhuǎn)軸與風扇相連接。
【專利摘要】本實用新型提供了一種雙渦扇矢量噴氣發(fā)動機的飛機，包括機身、機翼、尾翼，兩個第一進氣口、兩個第二進氣口、兩個渦扇矢量噴氣發(fā)動機，兩個第一進氣口和兩個第二進氣口位于機身前段，兩個渦扇矢量噴氣發(fā)動機從前向后依次排布于機身中段內(nèi)部，每個渦扇矢量噴氣發(fā)動機包括風扇、涵道、左尾噴管及右尾噴管，左尾噴管和右尾噴管對稱布置且能矢量旋轉(zhuǎn)，涵道分為內(nèi)涵道和外涵道，高溫氣流從內(nèi)涵道分流進入左尾噴管和右尾噴管，低溫氣流從兩側(cè)外涵道分別進入左尾噴管和右尾噴管，第一進氣口和第二進氣口分別向前后渦扇矢量噴氣發(fā)動機供氣，該飛機配備兩臺雙尾噴管的渦扇發(fā)動機，形成雙保險，在滿足垂直、短距起落的基礎上，尾噴管氣流溫度較低且前后升力更容易計算和調(diào)試。
【IPC分類】B64D27/16
【公開號】CN205044982
【申請?zhí)枴緾N201520642416
【發(fā)明人】張俊軍
【申請人】張俊軍
【公開日】2016年2月24日
【申請日】2015年8月25日...