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原文传递新型喷气式可垂直升降飞行器及新型航空动力系统

专利名称：	新型喷气式可垂直升降飞行器及新型航空动力系统
摘要：	本发明改变现有喷气式垂直升降飞行器的设计思路，外观采用像魔鬼鱼那样翼身一体的流线形机身；以二台涡轴航空发动机作为核心机以节省燃油，使用二个对转风扇以增加吸气及增压气流的效率；把发动机的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；发动机把大流量高压气流喷进压力腔，让压力腔成为各矢量喷嘴组件喷出气流的缓冲器、成为消减风扇及发动机噪声的消音器；让我们可以通过开、关及连续调节连接在飞行器周围每个矢量喷嘴喷出的气流量及喷气方向，增加飞行器的可操控性。从而生产出容易操控、可在城市中间穿梭飞行、像汽车那样普通人都可驾驶的新型喷气式可垂直升降飞行器及新型航空动力系统。
专利类型：	发明专利
国家地区组织代码：	广东;44
申请人：	珠海市蓝鹰贸易有限公司
发明人：	张鸿元;张芷凝;张廷琛
专利状态：	有效
申请日期：	2018-08-08T00:00:00+0800
发布日期：	2019-06-07T00:00:00+0800
申请号：	CN201810919025.X
公开号：	CN109850142A
分类号：	B64C29/00(2006.01);B;B64;B64C;B64C29
申请人地址：	519015 广东省珠海市吉大石花东路123号9栋15B房
主权项：	1.一种新型喷气式可垂直升降飞行器，其特征在于，包括魔鬼鱼外观翼身一体流线形机身、左进气口、左进气道、右进气口、右进气道、中间进气口盖板、中间进气口、中间进气道、喷气式航空动力系统、左尾翼、左方向舵、右尾翼、右方向舵、左升降舵、右升降舵、尾椎天线部件、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、前起落架、后左起落架、后右起落架；所述左进气口、所述右进气口和所述中间进气口均位于飞行器顶部的中段，分别连通着所述左进气道、所述右进气道和所述中间进气道；所述左进气口、所述右进气口位于所述中间进气口前部二端；所述中间进气道为一立方体空间，上侧面即为所述中间进气口、下侧面的面积等于所述中间进气口的面积，后侧面高度、宽度大于所述喷气式航空动力系统中的吸气风扇的直径，后侧面与吸气风扇相连通作为吸气风扇的进气口，二边侧面分别连通所述左进气道、所述右进气道；所述中间进气口盖板位于所述中间进气口上方、面积大于所述中间进气口并盖住所述中间进气口，所述中间进气口盖板后部与机体连接并可从前向上开启，露出下方的所述中间进气口；所述喷气式航空动力系统包括吸气风扇、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通过压力腔进气口与所述压力腔固定连通；所述压力腔安装在飞行器的底部，作为飞行器的承重底盘，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；矢量喷嘴组件包括位于飞行器底部前端的所述前左喷嘴组件和所述前右喷嘴组件，位于飞行器底部后端的所述后左喷嘴组件、所述后右喷嘴组件，位于飞行器底部后端中间的所述后中喷嘴组件；矢量喷嘴组件气流舵面包括安装在位于飞行器底部前端的所述前左喷嘴组件和所述前右喷嘴组件，位于飞行器底部后端的所述后左喷嘴组件、所述后右喷嘴组件上面的前左喷嘴组件气流舵面、前右喷嘴组件气流舵面、后左喷嘴组件气流舵面、后右喷嘴组件气流舵面；所述尾椎天线部件位于飞行器的最后端中间，安装在上面的天线连接飞行器的无线电台；所述左尾翼、所述右尾翼位于飞行器顶部的后端、所述尾椎天线部件的二侧，所述左方向舵、所述右方向舵分别安装于所述左尾翼、所述右尾翼后部的中上部份，一端与所述左尾翼、所述右尾翼连接，另一端可以左右摆动，用以控制飞行器的左右飞行方向；所述左升降舵、所述右升降舵分别安装在飞行器二个机翼的后部末端位置，一端与机翼连接，另一端可以上下摆动，用以控制飞行器的上下飞行方向；所述前起落架安装在飞行器底部的前端中间位置，具有电机驱动装置，可以左右转向并可带动飞行器在地面缓慢移动；所述后左起落架、所述后右起落架安装在飞行器底部的后端左右二侧位置，具有煞车装置，飞行器处于平飞状态时可以把所述前起落架、所述后左起落架、所述后右起落架收进机身。 2.根据权利要求1所述的新型喷气式可垂直升降飞行器，其特征在于，所述喷气式航空动力系统，通过所述吸气风扇、所述增压风扇吸入并增压空气，通过所述加力燃烧室流入所述压力腔中、通过安装在飞行器底部四周、固定连通所述压力腔的所述后中喷嘴组件、所述后左喷嘴组件、所述后右喷嘴组件、所述前左喷嘴组件、所述前右喷嘴组件喷出机外，为飞行器提供推力、升力；飞行器在垂直起飞、降落阶段向下喷出气流，为飞行器提供升力、推力，在飞行器底部四周形成范围宽广的气流支撑面；飞行器在巡航平飞阶段所述后中喷嘴组件、所述后左喷嘴组件、所述后右喷嘴组件向后喷出气流，为飞行器提供推力，在飞行器的后部形成范围宽广的气流推动面；各个所述矢量喷嘴组件，具有调节喷出气流量大小或者开启、关闭喷出气流的功能。 3.根据权利要求2所述的喷气式航空动力系统，其特征在于，通过使用二个对转风扇以增加吸气及增压效率、以若干民用所述涡轴航空发动机作为核心机以节省燃油，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，再通过连接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、不开加力装置喷气温度低于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。 4.根据权利要求2所述的喷气式航空动力系统，其特征在于，发动机把吸入、增压的大流量气流喷进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，所述压力腔作为各所述矢量喷嘴组件喷出气流的缓冲器；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被所述压力腔里大量的低温高压空气隔离吸收，所述压力腔作为动力系统的高效隔音装置。 5.根据权利要求2所述的喷气式航空动力系统，其特征在于，所述前左喷嘴组件气流舵面、所述前右喷嘴组件气流舵面、所述后左喷嘴组件气流舵面、所述后右喷嘴组件气流舵面可左右摆动60°，从而改变喷出气流向左、向右的喷射方向；所述后左喷嘴组件、所述后右喷嘴组件，可从水平方位向上旋转15°和向下旋转105°，从而改变这二个喷嘴组件喷出气流的上下方向；所述前左喷嘴组件、所述前右喷嘴组件，仅可向下喷射气流，无法改变喷出气流的上下方向；所述后中喷嘴组件仅可向后喷射气流，无法改变喷出气流的上下、左右方向。 6.根据权利要求2所述的喷气式航空动力系统，其特征在于，在飞行器垂直升降阶段、需要动力系统提供超过飞行器起飞重量的推力时，可启动加力装置，大幅提升飞行器动力系统输出的推力，这时动力系统可提供飞行器起飞重量50％-110％的推力；在飞行器巡航飞行阶段，可使用安装在动力系统的全部所述涡轴航空发动机同时提供动力，可为飞行器提供起飞重量30％-50％的推力；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，为飞行器提供起飞重量10％-30％的推力。 7.根据权利要求1所述的新型喷气式可垂直升降飞行器，其特征在于，所述魔鬼鱼外观翼身一体流线形机身具有极佳的气动性能，只需很低的平飞速度就可产生足够的升力承托飞行器在空气中的重量，让飞行器从起降状态过度到平飞状态；当飞行器在顺风飞行状态或者在滑翔状态时可以关闭发动机，利用飞行器具有极佳气动性能的机身设计，让飞行器像滑翔机那样通过升降舵和方向舵操控飞行器无动力飞行；当飞行器的动力系统发生严重故障完全无法使用时，也可以通过升降舵和方向舵像滑翔机那样操控飞行器无动力飞行，让飞行器安全降落。 8.根据权利要求1所述的新型喷气式可垂直升降飞行器，其特征在于，在飞行器垂直起飞、降落阶段，所述中间进气口盖板向后打开，大量空气通过所述中间进气口被吸进动力系统，将会对飞行器产生一个巨大的向上吸力，从而增加动力系统输出的向下推力；在飞行器顺风飞行阶段，所述中间进气口盖板向后打开，可大幅增加气流对飞行器的推力；在飞行器降落机场跑道阶段，所述中间进气口盖板向后打开，可大幅增加气流对飞行器的阻力，縮短降落时飞行器的滑跑距离。 9.根据权利要求1所述的新型喷气式可垂直升降飞行器，其特征在于，可以通过控制所述后左喷嘴组件、所述后右喷嘴组件的不同喷气流量，在飞行器后部二侧产生不同的推力，从而控制飞行器的左右转向；可以通过控制所述后左喷嘴组件气流舵面、所述后右喷嘴组件气流舵面的左右摆动，控制飞行器的左右转向；也可以通过控制安装在尾翼的所述左方向舵、所述右方向舵的左右摆动，控制飞行器的左右转向；可以通过控制所述后左喷嘴组件、所述后右喷嘴组件喷出气流的上下喷射方向，控制飞行器的上下飞行方向；也可以通过控制安装在机翼的所述左升降舵、所述右升降舵的上下摆动，控制飞行器的上下飞行方向；当飞行器在空中悬停时，可以通过控制所述前左喷嘴组件气流舵面、所述前右喷嘴组件气流舵面、所述后左喷嘴组件气流舵面、所述后右喷嘴组件气流舵面的左右摆动，让飞行器左右缓慢移动；也可以通过控制所述后左喷嘴组件、所述后右喷嘴组件，从垂直方位向上旋转1°-90°或者向前旋转1°-15°，让飞行器前后缓慢移动；可以通过所述离合器的闭合，控制所述涡轴航空发动机和所述传动齿轮箱的连接，使用多部所述涡轴航空发动机提供动力，或者在有的所述涡轴航空发动机发生故障的时候，只是使用一台正常的所述涡轴航空发动机通过所述传动齿轮箱，驱动所述吸气风扇和所述增压风扇的相向旋转，继续为飞行器提供动力。 10.一种新型的喷气式航空动力系统，其特征在于，包括权利要求1-9任一项所述的新型喷气式可垂直升降飞行器。
所属类别：	发明专利