[发明专利]全推力垂直起降矢量战斗机垂直起降技术

说明书

技术领域

机械装置、运输。B64F用于装到飞机上的装备，推进飞机传动的装置。 

背景技术

此技术是对现有技术的革命性的革新，众所周知飞机之所以能飞是利用机翼的上下空气压强差，动力来自飞机发动机，形成过程是飞机发动机的反推力使飞机前行运动从而使机翼在运动中产生压强差，因飞机在空间比较小的情况无法有足够的空间来满足飞机前行的距离。 

我的技术是利用空气压强，即把发动机前进气口产生压强差的引力向上转变90度（根据需要可以呈不同的角度），从而实现把战斗机发动机全部功率转变为战斗机的升力，原理和机翼压强差一样，区别是摆脱机翼的存在，即发动机性能足够好的情况下，完全可以把飞机的两个翅膀砍掉而照样可以飞，而且机动性能优越，从而实现摒弃飞机在高速机动时战斗机翼对飞机高速机动的影响 

我的技术是利用现有技术增加发动机前进气口甬道和后喷气口甬道方向改变装置从而实现发动机的全输出功率的升力和高速机动能力。

发明内容

全推力垂直起降矢量战斗机垂直起降技术包括两部分： 

一、          发动机进气口甬道，由一个类似三通的管道和一个上进气口挡板和一个既充当前进气口增压包作用的前进气口 挡板组成。

二、            发动机尾喷管，由成一定比例的三节圆管和一节直管和四节喷管连接部分及由三个行星减速器、四个万向节、两个伸缩杆、动力导出杆和驱动机组成的动力装置组成。 

由以上两部分和现有的飞机发动机组合从而实现改变发动机进气口和喷气口的方向，从而实现改变飞机发动机引力方向和反推力方向，使引力和反推力全部转化飞机的升力，及飞机的整个输出功率成为飞机的垂直起降功率。 

  

具体设计包括三部分：

一、       矢量垂直起降尾喷设计。

二、       矢量垂直起降战机前进气口设计部分。 

三、       矢量喷管与进气口设计应用于大型预警机及加油机使其具有短距和垂直起降的设计部分。 

  

第一部分、尾喷管设计包括四步实现：

                                    1、 矢量喷管管道设计。

                                    2、矢量喷管管道转动连接部分设计。 

                                    3、矢量喷管弯曲与伸直转动动力方式设计。 

                                    4、矢量喷管转动的限位设计。 

     

1、  矢量喷管管道设计：

矢量喷管处于弯曲状态的情况下，其实就是一个成一定弯曲角度的圆管。

          （1）、 弯曲矢量喷管从中心横向剖开，剖面是两条弧度相同的弧线。现把小弧线的半径命名为：r；大弧线的半径命名为：R. 

在矢量喷管转动使其弯曲或伸直状态时，喷管必须分为数节，现以矢量喷管为三节来讲述，如上面所述矢量喷管成弯曲状态时成两段弧度相同的弧线，又因矢量喷管分为三节，即每条弧线有三段组成，且大小弧线沿转动面相连成三个扇区。如(图1)所示。

  

设前后两个扇区的弧度为：α（因为此两个扇区弧度必须相等所以设为相同的α）；中间扇区的弧度为：β；矢量喷管的设计的最大弯曲度：θ.矢量喷管口的直径为: ι；矢量喷管伸直状态的总长度：L如（图2）所示.

上述变量之间从在如下的数学关系: 

         R-r=ι

         2α=β

         2α+β=θ

         4R*sin(α/2)cos(α/2)+2r*sin(β/2)=L

2、  矢量喷管管道转动连接部分设计：

理论上最理想的矢量喷管是：R=ι,r=0.但三段喷管之间需要两个活动的转盘，致使r的半径无法为0，转盘铰接部分如（图3）所示。

  

转盘安装注意事项：