[实用新型]宽飞行包线变体飞行器

说明书

技术领域

本实用新型涉及一种飞行器。

背景技术

近年来，围绕着未来战斗机发展的各种可能性，人们进行了广泛的探索。主要方向之一有:更快的飞行速度,更高的飞行高度和无人化控制。要求其能够兼顾在各种高度、各种姿态下的飞行性能。更加注重超远程打击能力，突出超高速飞行，并进一步强化现代战斗机在中低空的亚声速机动性和超声速机动性。

实用新型内容

本实用新型所要解决的技术问题是提供一种能够根据飞行环境、飞行剖面以及作战任务等需要,自主地改变气动构型,优化飞行性能的宽飞行包线变体飞行器。

为解决上述技术问题，本实用新型的技术方案是：宽飞行包线变体飞行器，在低速模态或高速模态下工作或相互转换，包括机头和机身，所示机头的后部两侧有鸭翼，所述机身的两侧固定设有后掠内翼，所述后掠内翼的翼梢设有前掠折叠外翼，所述机身的后部上方设有一对全动式垂直尾翼，所述机身内安装有两台组合发动机，所述组合发动机的进气口位于所述机身的底部前端，所述机身的尾部对应于所述组合发动机安装有两矢量喷口。

所述机头设计为乘波体机头。

所述后掠内翼的翼型为超临界翼型；所述前掠折叠外翼的翼型为“∧”形弹翼；在低速模态下，所述前掠折叠外翼沿所述后掠内翼的翼梢展开；在高速模态下，所述前掠折叠外翼翻转并贴合在所述后掠内翼的底面，所述前掠折叠外翼的翼型变为低速模态翼型的倒置；所述鸭翼后部的机身上设有向两侧延展的边条。

所述组合发动机包括涡喷发动机和双模态冲压发动机。

所述双模态冲压发动机包括设有外涵道进气口的外涵道，所述外涵道的前端为外涵进气道，所述外涵道进气口位于所述机身下部和所述乘波体机头末端；所述机身上设有氧化剂燃料箱和还原剂燃料箱；所述外涵进气道的内表面设有燃料喷注口。

所述涡喷发动机安装在所述外涵道内，包括设有内涵道进气口的内涵进气道，所述内涵进气道内安装有低压压气机，所述内涵道进气口位于所述外涵进气道内，所述内涵道进气口为分瓣且可以完全关闭的锥形罩壳，所述锥形罩壳关闭后外形为一个尖部向前的锥体；所述内涵进气道后设有风扇转子，所述风扇转子包括风扇叶片、风扇叶柄和转子体，所述风扇叶片位于所述外涵道内；位于所述风扇转子后的所述外涵道内设有主内涵道，所述主内涵道内安装有高压压气机，所述高压压气机后的所述主内涵道内设有预压室，所述预压室之后设有内涵燃烧室，所述内涵燃烧室内设有燃料喷注口；所述内涵燃烧室后设有一级高压涡轮，所述高压涡轮与所述高压压气机通过高压转子轴固定连接；所述高压涡轮后设有两级低压涡轮，所述低压涡轮转向与高压涡轮相反；所述低压涡轮与低压压气机通过低压转子轴固定连接，所述风扇转子通过风扇变速装置与所述低压转子轴连接；所述高压转子轴为空心轴且套装在所述低压转子轴外，所述风扇转子安装在所述低压转子轴上。

所述低压涡轮后的所述主内涵道设有主内涵道排气口，所述主内涵道排气口设有可调大小且能够完全关闭的排气调节片；所述主内涵道排气口位于所述外涵道内；所述矢量喷口和所述主内涵道排气口之间设有作为加力燃烧室的外涵道延长段。

所述主内涵道外的所述外涵道的空间设置为外涵燃烧室。

所述矢量喷口为二元矩形矢量喷口，包括两个上下可偏转±20°的导流块。

作为优选的技术方案，所述前掠折叠外翼的前端相对所述后掠内翼更靠前，所述前掠折叠外翼和所述后掠内翼之间的缝隙相对靠后，而且所述前掠折叠外翼前半段的下弧线平直向下倾斜。

作为对上述技术方案的改进，所述前掠折叠外翼的最大厚度在翼弦68％处。

作为优选的技术方案，在所述鸭翼不偏转时，所述鸭翼与所述边条构成连续气动面。

作为对上述技术方案的改进，所述鸭翼和所述边条具有4°的下反角。

作为对上述技术方案的改进，所述鸭翼的偏转轴线在所述鸭翼的翼根弦从前端起的85％处。

作为优选的技术方案，所述后掠内翼的翼梢处的前缘后掠角增大并与所述前掠折叠外翼形成一个机翼前缘缺口。

作为优选的技术方案，所述后掠内翼具有4°的下反角。

作为优选的技术方案，所述外涵道进气口设有可以上下偏转一定角度的下唇口。

作为优选的技术方案，所述还原剂燃料箱内装有液态氢或液态碳氢化合物，所述氧化剂燃料箱内装有液态氧。

作为优选的技术方案，所述机头下表面、整个所述外涵道内壁设有热交换器，所述热交换器兼做与所述燃料喷注口连接的燃料供给管路。