阅读说明：本技术 一种低温隐形多喷口飞行器 (Low-temperature invisible multi-nozzle aircraft ) 是由 温江波 甄灵 许新芳 雷超 张春华 章百宝 董宇光 周军 赖武文 于 2020-05-09 设计创作，主要内容包括：本发明属于飞行器领域,公开了一种低温隐形多喷口飞行器,其包括：飞行器主体、动力系统、控制系统、底部喷口、垂直喷口、水平喷口、俯仰喷口、尾部喷口、气体管道、喷口阀门和降温增压装置,降温增压装置位于飞行器主体的中部位置,用于将动力系统前端进气口进入的一部分空气吸入、压缩、降温后并存储,供给各个喷口使用,用以改变飞行器的飞行姿态；存储的气体还供给尾部喷口,用于与动力系统产生的高温、高压、高速气流混合形成低温、高压、高速气流向后喷出,为飞行器向前高速飞行提供推动力。本发明能够避免因襟翼、副翼、升降舵、方向舵故障造成的空难,同时减少热辐射,解决现有各种喷气式飞机因高温辐射难以隐身的问题。(The invention belongs to the field of aircrafts, and discloses a low-temperature invisible multi-nozzle aircraft, which comprises: the aircraft comprises an aircraft body, a power system, a control system, a bottom nozzle, a vertical nozzle, a horizontal nozzle, a pitching nozzle, a tail nozzle, a gas pipeline, a nozzle valve and a cooling and pressurizing device, wherein the cooling and pressurizing device is positioned in the middle of the aircraft body and used for sucking, compressing, cooling and storing a part of air entering from an air inlet at the front end of the power system and supplying the air to each nozzle for use so as to change the flight attitude of the aircraft; the stored gas is also supplied to the tail nozzle and is used for being mixed with high-temperature, high-pressure and high-speed airflow generated by the power system to form low-temperature, high-pressure and high-speed airflow to be ejected backwards, so that the propulsion force is provided for forward high-speed flight of the aircraft. The invention can avoid the air crash caused by the faults of the flap, the aileron, the elevator and the rudder, simultaneously reduce the heat radiation and solve the problem that the prior various jet airplanes are difficult to hide due to the high-temperature radiation.)

一种低温隐形多喷口飞行器

技术领域

本发明属于飞行器技术领域，涉及一种低温隐形多喷口飞行器。

背景技术

现有的飞行器中，固定翼飞机需要用襟翼、副翼、水平尾翼、升降舵、垂直尾翼、方向舵等来控制飞机的飞行姿态，容易产生因襟翼、副翼、升降舵、方向舵故障而造成空难；另一方面，热辐射高，难以隐身。

发明内容

(一)发明目的

本发明的目的是：提供一种基于多个方向、多个喷射口的低温隐形多喷口飞行器，以避免因襟翼、副翼、升降舵、方向舵故障造成的空难，同时减少热辐射，解决现有各种喷气式飞机因高温辐射难以隐身的问题。

(二)技术方案

为了解决上述技术问题，本发明提供一种低温隐形多喷口飞行器，其包括：飞行器主体1、动力系统2、控制系统3、底部喷口4、垂直喷口5、水平喷口6、俯仰喷口7、尾部喷口8、气体管道9、喷口阀门10和降温增压装置11；动力系统2位于飞行器主体1中心的两侧，向后喷射高压高速气流，为飞行器向前高速飞行产生推动力；控制系统3位于飞行器前部中间位置；底部喷口4位于飞行器主体1底部重心周围，飞行器垂直起飞时通过底部喷口4向下喷射高压高速气流，为飞行器垂直起降提供动力；垂直喷口5位于飞行器主体1的两侧机翼底部中间位置，通过垂直喷口5间歇性向下喷射高压高速气流，为飞行器沿轴向滚转提供动力；水平喷口6位于飞行器主体1的两侧机翼顶端位置，通过水平喷口6间歇性向前或向后喷射高压高速气流，为飞行器水平转向提供动力；俯仰喷口7位于飞行器主体1的两侧机翼后端中间位置，通过俯仰喷口7间歇性向上或向下喷射高压高速气流，为飞行器爬升或下降提供转向动力；尾部喷口8位于飞行器动力系统3的尾部，通过尾部喷口8向后喷射高压高速气流，为飞行器向前高速飞行产生推动力；气体管道9位于飞行器内部，是降温增压装置11连接底部喷口4、垂直喷口5、水平喷口6、俯仰喷口7、尾部喷口8及喷口阀门10的管道；喷口阀门10有多个，分别位于底部喷口4、垂直喷口5、水平喷口6、俯仰喷口7、尾部喷口8的各个喷口前端，控制高压高速气流的喷射时间和流量；喷口阀门10受控于控制系统3，控制系统3给出控制信号，控制喷口阀门10打开或关闭；降温增压装置11位于飞行器主体1的中部位置，用于将动力系统2前端进气口进入的一部分空气吸入、压缩、降温后并存储，供给各个喷口使用，用以改变飞行器的飞行姿态；存储的气体还供给尾部喷口8，用于与动力系统2产生的高温、高压、高速气流混合形成低温、高压、高速气流向后喷出，为飞行器向前高速飞行提供推动力。

其中，所述底部喷口4设置有至少四个。

其中，所述动力系统2采用大推力涡轮喷气发动机、或高超音速冲压发动机、或电动机。

其中，所述气体管道9分为主管道和分支管道，主管道将底部喷口4、垂直喷口5、水平喷口6、俯仰喷口7、尾部喷口8串联，分支管道从主管道连接到喷口阀门10，当喷口阀门10打开时，高压气体从主管道经分支管道和喷口阀门10从对应喷口喷出。

其中，所述降温增压装置11包括发动机，压缩机和高压储气罐；发动机带动压缩机将动力系统2前端进气口引入的高速冷空气进一步压缩加压至高压储气罐，高压储气罐中存储被压缩机压缩的高压气体。

其中，所述降温增压装置11还包括热交换降温装置，热交换降温装置包括包覆于发动机、压缩机和高压储气罐外部的散热片及散热管，动力系统2前端进气口引入的高速冷空气分流一部分进入热交换降温装置，对散热片、散热管进行降温，从而降低发动机、压缩机和高压储气罐的外部温度。

其中，所述高压储气罐为钢瓶高压储气罐。

其中，所述喷口阀门10选用电磁阀。

其中，所述喷口阀门10选用液压阀，液压阀由增设的液压控制系统控制。

其中，所述飞行器主体1选用美国B2隐形轰炸机的气动外形，或歼20、C919外形。

(三)有益效果

上述技术方案所提供的低温隐形多喷口飞行器，具有以下优点：

(1)该飞行器除尾部动力喷射口外，还设置有水平，垂直方向的多个喷射口，调整各个喷射口的喷气流量、压力和时间即可调整飞行器的速度和姿态，使飞行器的控制更加方便简洁和流畅；

(2)该飞行器无襟翼、副翼、升降舵和方向舵，机翼、尾翼的强度更高，整体结构更简洁，安全性更好，制造成本更低；

(3)该飞行器外部造型更自由，可采用更多更优异的气动外形，适应性更好，用途更广，载重量范围更大；

(4)该飞行器可采用多种动力系统，几乎现有的高效发动机或电动机皆可使用，而且动力系统的数量，分布位置可根据需要进行自由设计，设计自由度更大；

(5)该飞行器在动力系统后端设置了降温增压装置，使各个喷射口，特别是尾部喷射口，喷出的高压气体与环境温度接近，减少热辐射，解决现有各种喷气式飞机因高温辐射难以隐身的问题，为设计出高性能隐形战机奠定坚实的基础；

(6)该飞行器喷出的高压气体与环境温度接近，减少了因几千度的高温带来的高温环境污染，减少飞行器对大气环境及空中飞行生物的破坏与伤害，还地球以蓝天白云。

附图说明

图1为本发明低温隐形多喷口飞行器的主视图。

图2为图1的A向视图。

图3为图1的俯视图。

具体实施方式

为使本发明的目的、内容和优点更加清楚，下面结合附图和实施例，对本发明的具体实施方式作进一步详细描述。

参照图1至图3所示，本实施例低温隐形多喷口飞行器包括：飞行器主体1、动力系统2、控制系统3、底部喷口4、垂直喷口5、水平喷口6、俯仰喷口7、尾部喷口8、气体管道9、喷口阀门10和降温增压装置11。

本实施例所述的飞行器主体1是承载飞行器所有系统零部件的主体，是产生飞行升力的主体。本实施例的飞行器主体1是以美国B2隐形轰炸机的气动外形作为一种气动模型，对本实施例进行演示说明。

实际上，本发明的飞行器主体1也可以设计成各种其他更合适的气动外形，如我国的歼20、C919等各种现有的喷气式飞机都可采用本发明的设计理念，用本发明提出的多喷口技术进行设计、加工或改制。

采用本发明的设计理念可取消飞行器的襟翼、副翼、升降舵和方向舵，使飞行器的机翼、尾翼的强度更高，整体结构更简洁，安全性更好，制造成本更低，并具有低温隐身效果。

本实施例所述的动力系统2位于飞行器主体1中心的两侧，采用两套现有适合的大推力涡轮喷气发动机，它向后喷射高压高速气流，为飞行器向前高速飞行产生推动力。

本实施例所述的动力系统2也可采用更先进的其它发动机，如高超音速冲压发动机，进气口高超音速吸气后经过与航空燃料混合燃烧即刻以高超音速喷出，作为飞行器向前高速飞行的动力。

本实施例所述的动力系统2也可采用电动机，如采用电动机，则需要增加大功率电池组，整个飞行器都采用电池供电，需将两套大推力涡轮喷气发动机改为两套高速高压电动涡轮喷气电动机，直接将进气口的气流吸入并加压高速喷出，作为飞行器向前高速飞行的动力。

本实施例所述的控制系统3位于飞行器前部中间位置，用于控制飞行器起降、飞行姿态、舱门开闭、无线通讯以及控制喷口阀门10的开闭等等，它是飞行器的控制中心，是飞行器的大脑。

本实施例所述的底部喷口4位于飞行器主体1底部重心周围，可设置四个或更多喷射口，飞行器垂直起飞时通过底部喷口4向下喷射高压高速气流，为飞行器垂直起降提供动力。

本实施例所述的垂直喷口5位于飞行器主体1的两侧机翼底部中间位置，通过垂直喷口5间歇性向下喷射高压高速气流，为飞行器沿轴向滚转提供动力。

本实施例所述的水平喷口6位于飞行器主体1的两侧机翼顶端位置，通过水平喷口6间歇性向前或向后喷射高压高速气流，为飞行器水平转向提供动力。

本实施例所述的俯仰喷口7位于飞行器主体1的两侧机翼后端中间位置，通过俯仰喷口7间歇性向上或向下喷射高压高速气流，为飞行器爬升或下降提供转向动力。

本实施例所述的尾部喷口8位于飞行器动力系统3的尾部，通过尾部喷口8向后喷射高压高速气流，为飞行器向前高速飞行产生推动力。

本实施例所述的气体管道9位于飞行器内部，是降温增压装置11连接底部喷口4、垂直喷口5、水平喷口6、俯仰喷口7、尾部喷口8及喷口阀门10的管道。

气体管道9分为主管道和分支管道，主管道将底部喷口4、垂直喷口5、水平喷口6、俯仰喷口7、尾部喷口8串联在一起，分支管道从主管道连接到喷口阀门10，当喷口阀门10打开时，高压气体从主管道经分支管道和喷口阀门10从对应喷口喷出。

本实施例所述的喷口阀门10有多个，分别位于底部喷口4、垂直喷口5、水平喷口6、俯仰喷口7、尾部喷口8的各个喷口前端，控制高压高速气流的喷射时间和流量。

喷口阀门10受控于控制系统3，只需控制系统3给出控制信号，即可控制喷口阀门10打开或关闭。

喷口阀门10优选选用电磁阀。当然，喷口阀门10也可选用液压阀，但是这样就需要增加一套液压控制系统，其控制方式就显得相对冗长和繁杂。

本实施例所述的降温增压装置11位于飞行器主体1的中部位置，其包括发动机，压缩机、热交换降温装置和高压储气罐；发动机可以使用现有合适的高效率汽油发动机，它带动压缩机将动力系统2前端进气口引入的高速冷空气进一步压缩加压至高压储气罐；压缩机可以使用现有合适的高压气体压缩机，它用于压缩进气道引入的高速冷空气；高压储气罐可以设计成合适形状合适容量的钢瓶高压储气罐，它用于存储被压缩机压缩的高压气体，热交换降温装置是指包覆于发动机、压缩机和储气罐外部的散热片、散热管组成的散热组件，从进气道进入的高速冷空气可分流一部分进入热交换降温装置，对散热片、散热管进行降温，从而降低发动机、压缩机和储气罐的外部温度，从而降低储气罐内的高压气体。

本实施例所述的降温增压装置11用于将动力系统2前端进气口进入的一部分空气吸入、压缩、降温后存储在低温高压储气罐中，供给各个喷口随时使用，用以改变飞行器的飞行姿态；降温增压装置11压缩并存储的气体，也可以为尾部喷口8提供一部分低温、高压、高速气流，这一部分气流将与动力系统2的大推力涡轮喷气发动机产生的高温、高压、高速气流混合成低温、高压、高速气流向后喷出，为飞行器向前高速飞行提供推动力，而且因混合后的气流是温度相对较低的，所以热辐射强度相对较低，可以为飞行器提供较好的隐身效果。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变形，这些改进和变形也应视为本发明的保护范围。