无轴涵道垂直起降舰载战斗机的制作方法

本实用新型涉及航空技术领域，具体是一种无轴涵道垂直起降舰载战斗机。

背景技术：

舰载战斗机是海军执行编队防空、护航和夺取海战场制空权的主要力量，具有速度快、爬升率高、火力猛、机动灵活等特点。其主要任务是用于对空作战，夺取海上或者沿岸制空权，使自己的舰船编队免受空中目标的袭击，并保护己方兵力用舰载武器去袭击海上或沿岸目标。目前世界现役机种最先进的一代战斗机就是第五代战斗机，第五代战机正逐渐成为不少国家空军的核心兵力，第五代战斗机的性能特点一般可以用4s来概括，即：隐形；超音速巡航能力；超机动能力；超级信息优势。而舰载战斗机也不例外，目前不少国家的舰载机也已发展为第五代战斗机，只不过相比普通陆基起飞的战斗机，舰载机对短距起飞/垂直起降能力的要求更显著，短距起飞/垂直起降能力可以使舰载战斗机更快起飞，使甲板利用率大大提高，而且可以在遭遇特殊情况时（比如航母甲板受到损坏或者目标机场受到损坏时）依然能够完成任务。比如，美国的f-35就利用矢量尾喷技术和升力风扇组合实现了垂直起降能力。然而传统涵道风扇由于中间桨榖占去一大部分面积，导致涵道内流场受到干扰，且桨叶直径也不能太大，使得风扇的气动效率并不高，为满足垂直起降能力就必须牺牲重量和功率，导致舰载机的起飞油耗大大增加，这也就影响了舰载机的巡航能力。

技术实现要素：

本实用新型为了解决现有舰载机垂直起降技术中传统涵道风扇气动效率低，油耗大等问题，提供了一种无轴涵道垂直起降舰载战斗机，将翼身融合布局，鸭式布局，联翼式布局相结合，不仅具备了现有第五代战斗机的4s标准能力，而且所采用的垂直起降方案及其使用的新概念无轴涵道升力风扇使得垂直起降能力进一步增强，气动效率增加的同时能耗也进一步减少。

本实用新型的一种无轴涵道垂直起降舰载战斗机，其由机身，环形机翼，驾驶舱，鸭翼，矢量尾喷管，无轴涵道升力风扇，起落架等构成。

其中，所述机身包括：机头，机头边条，机身中段，机身后段，腹鳍。其中，机头边条安装于机头两侧；腹鳍安装于机身后段下面两侧。

所述环形机翼包括：下翼（主翼），前缘襟翼，下副翼，上翼（全动上副翼），短v型尾翼，翼尖。其中，下翼（主翼）安装于机身后段两侧，与机身后段融为一体，外端与翼尖相连；前缘襟翼安装于下翼（主翼）前缘；下副翼安装于下翼（主翼）后缘；短v型尾翼安装于机身后段上面，呈v字型布置；上翼（全动上副翼）一端与短v型尾翼相连，一端与翼尖相连。下翼（主翼），翼尖，上翼（全动上副翼），短v型尾翼依次相连构成环状框架。

所述驾驶舱安装于机头与机身中段连接处上部。

所述鸭翼为全动式鸭翼，安装于驾驶舱下方机身两侧。

所述矢量尾喷管安装于机身后段尾部，可以变换喷气的方向。

所述无轴涵道升力风扇采用两级对转转子叶片，涵道整体嵌入机身中段，转子叶片通过机身内部的减速器与发动机的低压压气机转子相连，由发动机低压涡轮提供动力。

所述起落架包括前起落架和主起落架，前起落架安装于机身中段下方，主起落架安装于机身后段下方，起落架可收起埋于机身内部。

所述的机身与下翼（主翼）融为一体构成翼身融合布局，全机采用流线型曲面，对连接部位也采取圆弧整流，排除平面的镜面反射，使雷达反射波偏离主要威胁方向并且消除角反射器，能够有效减小雷达散射截面，增强隐身能力。

所述的机头边条可以使气流固定在边条上分离，从而保证大迎角机头旋涡的对称性，减小或消除机头非对称旋涡导致的大迎角气动力的非对称性，提升大迎角下的气动性能。

所述的腹鳍改善了大迎角时的方向稳定性。

所述的环形机翼构成联翼式布局，能够有效增加升力面以及操纵面的面积，增大了升力并提高了操纵性，还提供了直接升力和直接侧向力控制能力。而且使得机翼较常规布局的飞机机翼有较高的抗弯扭强度，减轻结构重量。

所述的鸭翼采用远距鸭式布局，鸭面布置在大后掠机翼的前面可以得到较长的力臂，不仅有较好的操纵性和较大的升阻比，合理地避开重心后移和增加平尾面积的恶性循环以及阻力的不利影响，而且鸭面位置靠近驾驶员，距重心较远，可以比较方便地利用鸭面来实现突风缓和，有利于舰载机的低空突防能力。鸭翼离开发动机喷口很远，鸭式飞机的重心离喷口距离也较远，不但矢量推力的操纵效率较高，比较容易实现配平，而且鸭翼配平力的方向与矢量推力方向一致，因此采用鸭式布局也更适合于矢量推力控制的应用。

所述的无轴涵道升力风扇取消了中间的传动轴和桨榖，叶片直接连接在涵道的旋转环上。涵道旋转环固连在传动齿轮上，通过机体内齿轮系的传动，将发动机的扭矩传至风扇传动齿轮上，带动无轴风扇叶片旋转。涵道的存在使得叶尖处的绕流减小，从而减小叶尖损失，提高叶片的气动效率，同时涵道还可以提供部分升力。由于舍去传统的旋转轴，将叶片与涵道内的动环连接，如此一来，没有了桨毂的阻碍，流场不再受到干扰，旋翼的有效直径也得以增加，气动效率得以提高。

所述的无轴涵道升力风扇与矢量尾喷管组合的垂直起降方案使得垂直起降效率大大增加，油耗显著减少。

附图说明

图1是本实用新型无轴涵道垂直起降舰载战斗机的垂直起降模式主视图；

图2是本实用新型无轴涵道垂直起降舰载战斗机的垂直起降模式侧视图；

图3是本实用新型无轴涵道垂直起降舰载战斗机的垂直起降模式俯视图；

图4是本实用新型无轴涵道垂直起降舰载战斗机的平飞模式主视图；

图5是本实用新型无轴涵道垂直起降舰载战斗机的平飞模式侧视图；

图6是本实用新型无轴涵道垂直起降舰载战斗机的平飞模式俯视图；

图7是机身示意图；

图8是环形机翼示意图；

图9是无轴涵道升力风扇示意图。

图中，1-机身，2-环形机翼，3-驾驶舱，4-鸭翼，5-矢量尾喷管，6-无轴涵道升力风扇，7-起落架，8-机头，9-机头边条，10-机身中段，11-机身后段，12-腹鳍，13-下翼（主翼），14-前缘襟翼，15-下副翼，16-上翼（全动上副翼），17-短v型尾翼，18-翼尖。

具体实施方式

下面结合附图对本实用新型作进一步说明。

参照图1至图9所示，本实用新型的一种无轴涵道垂直起降舰载战斗机，其由机身1，环形机翼2，驾驶舱3，鸭翼4，矢量尾喷管5，无轴涵道升力风扇6，起落架7等构成；

其中，所述机身1如图7所示包括：机头8，机头边条9，机身中段10，机身后段11，腹鳍12。其中，机头边条9安装于机头8两侧；腹鳍12安装于机身后段下面两侧。

所述环形机翼2如图8所示，包括：下翼（主翼）13，前缘襟翼14，下副翼15，上翼（全动上副翼）16，短v型尾翼17，翼尖18。其中，下翼（主翼）13安装于机身后段11两侧，与机身后段11融为一体，外端与翼尖18相连；前缘襟翼14安装于下翼（主翼）13前缘；下副翼15安装于下翼（主翼）13后缘；短v型尾翼17安装于机身后段11上面，呈v字型布置；上翼（全动上副翼）16一端与短v型尾翼17相连，一端与翼尖18相连。下翼（主翼）13，翼尖18，上翼（全动上副翼）16，短v型尾翼17依次相连构成环状框架。

所述驾驶舱3安装于机头8与机身中段10连接处上部。

所述鸭翼4为全动式鸭翼，安装于驾驶舱3下方机身1两侧。

所述矢量尾喷管5安装于机身后段11尾部，可以变换喷气的方向。

所述无轴涵道升力风扇6如图9所示采用两级对转转子叶片，涵道整体嵌入机身中段10，转子叶片通过机身内部的减速器与发动机的低压压气机转子相连，由发动机低压涡轮提供动力。

所述起落架7包括前起落架和主起落架，前起落架安装于机身中段10下方，主起落架安装于机身后段11下方，起落架7可收起埋于机身内部。

所述的机身1与下翼（主翼）13融为一体构成翼身融合布局，全机采用流线型曲面，对连接部位也采取圆弧整流，排除平面的镜面反射，使雷达反射波偏离主要威胁方向并且消除角反射器，能够有效减小雷达散射截面，增强隐身能力。

所述的机头边条9可以使气流固定在边条上分离，从而保证大迎角机头旋涡的对称性，减小或消除机头非对称旋涡导致的大迎角气动力的非对称性，提升大迎角下的气动性能。

所述的腹鳍12改善了大迎角时的方向稳定性。

所述的环形机翼2构成联翼式布局，能够有效增加升力面以及操纵面的面积，增大了升力并提高了操纵性，还提供了直接升力和直接侧向力控制能力。而且使得机翼较常规布局的飞机机翼有较高的抗弯扭强度，减轻结构重量。

所述的鸭翼4采用远距鸭式布局，鸭面布置在大后掠机翼的前面可以得到较长的力臂，不仅有较好的操纵性和较大的升阻比，合理地避开重心后移和增加平尾面积的恶性循环以及阻力的不利影响，而且鸭面位置靠近驾驶员，距重心较远，可以比较方便地利用鸭面来实现突风缓和，有利于舰载机的低空突防能力。鸭翼离开发动机喷口很远，鸭式飞机的重心离喷口距离也较远，不但矢量推力的操纵效率较高，比较容易实现配平，而且鸭翼配平力的方向与矢量推力方向一致，因此采用鸭式布局也更适合于矢量推力控制的应用。

所述的无轴涵道升力风扇6取消了中间的传动轴和桨榖，叶片直接连接在涵道的旋转环上。涵道旋转环固连在传动齿轮上，通过机体内齿轮系的传动，将发动机的扭矩传至风扇传动齿轮上，带动无轴风扇叶片旋转。涵道的存在使得叶尖处的绕流减小，从而减小叶尖损失，提高叶片的气动效率，同时涵道还可以提供部分升力。由于舍去传统的旋转轴，将叶片与涵道内的动环连接，如此一来，没有了桨毂的阻碍，流场不再受到干扰，旋翼的有效直径也得以增加，气动效率得以提高。

所述的无轴涵道升力风扇6与矢量尾喷管5组合的垂直起降方案使得垂直起降效率大大增加，油耗显著减少。

本实用新型的工作方法为：

当舰载机采用垂直起降时，无轴涵道升力风扇6外部盖板打开，矢量尾喷管5转动至喷口朝下，由发动机提供动力使无轴涵道升力风扇6和尾喷管产生向上的推力，将飞机托起离地或着地。

当舰载机采用普通滑跑起飞时，无轴涵道升力风扇6外部盖板关闭，并通过离合器与发动机动力断开连接，矢量尾喷管5转动至喷口朝后，发动机提供动力使尾喷管产生向前的推力，使飞机加速，同时前缘襟翼14打开起到增升的作用，使飞机滑跑起飞或降落。

当舰载机在空中飞行时，主要通过下副翼15进行滚转操纵，通过上翼（全动式上副翼）16进行偏航操纵，通过全动式鸭翼4进行俯仰操纵，另外进行机动动作时，全动式鸭翼4和上副翼16均可作为附加操纵面。

本实用新型具体应用途径很多，以上所述仅是本实用新型的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本实用新型原理的前提下，还可以做出若干改进，这些改进也应视为本实用新型的保护范围。