一种飞机用尾部喷管组件及具有其的飞机.pdf

摘要
申请专利号：	CN201510349802.8	申请日：	2015.06.23
公开号：	CN104875898A	公开日：	2015.09.02
当前法律状态：	撤回	有效性：	无权
法律详情：	发明专利申请公布后的视为撤回IPC(主分类):B64D 33/04申请公布日:20150902\|\|\|实质审查的生效IPC(主分类):B64D 33/04申请日:20150623\|\|\|公开
IPC分类号：	B64D33/04	主分类号：	B64D33/04
申请人：	中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
发明人：	王勇; 张扬
地址：	710089陕西省西安市阎良区人民东路1号
优先权：
专利代理机构：	北京航信高科知识产权代理事务所(普通合伙)11526	代理人：	贾萌
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内容摘要

本发明公开了一种飞机用尾部喷管组件及具有其的飞机。所述飞机用尾部喷管组件包括：排气管，其一端与飞机发动机连接；转接段，其一端与所述排气管的另一端连接；尾部喷管，其与所述转接段的另一端以枢转方式连接，其中，所述排气管以及所述转接段用于将所述飞机发动机处排出的喷气传递至所述尾部喷管，所述尾部喷管通过与所述转接段相对枢转的方式来控制所述喷气自所述尾部喷管排出时的排出方向。在本发明中的飞机用尾部喷管组件中，尾部喷管与转接段的另一端以枢转方式连接，从而通过与转接段相对枢转的方式来控制喷气自尾部喷管排出时的排出方向，从而控制喷气提供给飞机的力矩的方向，以此使尾部喷管能够为飞机提供全方向的力矩。

权利要求书

1.  一种飞机用尾部喷管组件，包括：
排气管(1)，所述排气管(1)的一端与飞机发动机(2)连接；
转接段(3)，所述转接段(3)的一端与所述排气管(1)的另一端连接；
尾部喷管(4)，所述尾部喷管(4)与所述转接段(3)的另一端以枢转方式连接，其中，
所述排气管(1)以及所述转接段(3)用于将所述飞机发动机(2)处排出的喷气传递至所述尾部喷管(4)，所述尾部喷管(4)通过与所述转接段(3)相对枢转的方式来控制所述喷气自所述尾部喷管(4)排出时的排出方向，从而控制所述喷气提供给所述飞机的力矩的方向。

2.  如权利要求1所述的飞机用尾部喷管组件，其特征在于，所述尾部喷管(4)与所述转接段(3)连接的一端的端面与所述转接段(3)与所述尾部喷管(4)连接的一端的端面形状相适配，从而使所述尾部喷管(4)与所述转接段(3)相互密封连接；所述尾部喷管(4)的另一端的端面形状适于使自所述喷气自所述尾部喷管(4)排出时，该喷气为所述飞机所提供的力的方向与飞机的飞行方向呈一角度；所述尾部喷管(4)的形状为弯曲形状，能够使进入所述尾部喷管(4)的喷气在所述尾部喷管(4)内蜿蜒流动后排出。

3.  如权利要求2所述的飞机用尾部喷管组件，其特征在于，所述排气管(1)的形状为弯曲形状，从而能够使进入所述排气管(1)的所述飞机发动机(2)处排出的喷气在所述排气管(1)内蜿蜒流动后传递至转接段(3)。

4.  如权利要求3所述的飞机用尾部喷管组件，其特征在于，所述转接段(3)的形状为弯曲形状，从而能够使进入所述排气管(1)的所述飞机发动机(2)处排出的喷气在所述排气管(1)内蜿蜒流动后传递至尾部喷管(4)。

5.  如权利要求4所述的飞机用尾部喷管组件，其特征在于，所述尾部喷管(4)、排气管(1)以及所述转接段(3)均为S形弯曲。

6.  如权利要求5所述的飞机用尾部喷管组件，其特征在于，所述转接段(3)的中心轴线与所述飞机发动机(2)的轴线之间具有夹角。

7.  如权利要求1所述的飞机用尾部喷管组件，其特征在于，所述尾部喷管(4)包括尾部喷管外壁(41)以及尾部喷管内壁(42)，所述尾部喷管内壁(42)上设置有第一限位槽以及第二限位槽；
所述转接段(3)上设置有转接段第一限位槽以及与转接段第二限位槽；其中，所述转接段第一限位槽与所述第一限位槽通过第一滚动轴承(6)配合，所述转接段第二限位槽与所述第二限位槽通过第二滚动轴承(7)配合，使所述转接段(3)与所述尾部喷管(4)相对枢转连接。

8.  如权利要求7所述的飞机用尾部喷管组件，其特征在于，所述飞机用尾部喷管组件进一步包括驱动转向装置(5)，所述驱动转向装置(5)设置在所述飞机上，并与所述尾部喷管外壁(41)连接，用于驱动所述尾部喷管(4)相对所述转接段(3)转动。

9.  一种飞机，其特征在于，所述飞机包括如权利要求1至8中任意一项所述的飞机用尾部喷管组件，且所述飞机用尾部喷管组件为两组。

10.  如权利要求9所述的飞机，其特征在于，其中一组所述飞机用尾部喷管组件的转接段(3)的中心轴线与所述飞机发动机(2)的轴线之间的夹角为15度至30度，另一组所述飞机用尾部喷管组件的转接段(3)的中心轴线与所述飞机发动机(2)的轴线之间的夹角为15度至30度。

说明书

一种飞机用尾部喷管组件及具有其的飞机
技术领域
本发明涉及飞机技术领域，特别是涉及一种飞机用尾部喷管组件及具有其的飞机。
背景技术
现有的飞机的尾部喷管通常只具备为飞机提供俯仰方向的机动能力，不具备全向机动能力。
因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
发明内容
本发明的目的在于提供一种飞机用尾部喷管组件来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
为实现上述目的，本发明提供一种飞机用尾部喷管组件。所述飞机用尾部喷管组件包括：排气管，所述排气管的一端与飞机发动机连接；转接段，所述转接段的一端与所述排气管的另一端连接；尾部喷管，所述尾部喷管与所述转接段的另一端以枢转方式连接，其中，所述排气管以及所述转接段用于将所述飞机发动机处排出的喷气传递至所述尾部喷管，所述尾部喷管通过与所述转接段相对枢转的方式来控制所述喷气自所述尾部喷管排出时的排出方向，从而控制所述喷气提供给所述飞机的力矩的方向。
优选地，所述尾部喷管与所述转接段连接的一端的端面与所述转接段与所述尾部喷管连接的一端的端面形状相适配，从而使所述尾部喷管与所述转接段相互密封连接；所述尾部喷管的另一端的端面形状适于使自所述喷气自所述尾部喷管排出时，该喷气为所述飞机所提供的力的方向与飞机的飞行方向呈一角度；所述尾部喷管的形状为弯曲形状，能够使进入所述尾部喷管的喷气在所述尾部喷管内蜿蜒流动后排出。
优选地，所述排气管的形状为弯曲形状，从而能够使进入所述排气管的所述飞机发动机处排出的喷气在所述排气管内蜿蜒流动后传递至转接段。
优选地，所述转接段的形状为弯曲形状，从而能够使进入所述排气管的所述飞机发动机处排出的喷气在所述排气管内蜿蜒流动后传递至尾部喷管。
优选地，所述尾部喷管、排气管以及所述转接段均为S形弯曲。
优选地，所述转接段的中心轴线与所述飞机发动机的轴线之间具有夹角。
优选地，所述尾部喷管包括尾部喷管外壁以及尾部喷管内壁，所述尾部喷管内壁上设置有第一限位槽以及第二限位槽；所述转接段上设置有转接段第一限位槽以及与转接段第二限位槽；其中，所述转接段第一限位槽与所述第一限位槽通过第一滚动轴承配合，所述转接段第二限位槽与所述第二限位槽通过第二滚动轴承配合，使所述转接段与所述尾部喷管相对枢转连接。
优选地，所述飞机用尾部喷管组件进一步包括驱动转向装置，所述驱动转向装置设置在所述飞机上，并与所述尾部喷管外壁连接，用于驱动所述尾部喷管相对所述转接段转动。
本发明还提供了一种飞机，所述飞机包括如上所述的飞机用尾部喷管组件，且所述飞机用尾部喷管组件为两组。
优选地，其中一组所述飞机用尾部喷管组件的转接段的中心轴线与所述飞机发动机的轴线之间的夹角为15度至30度，另一组所述飞机用尾部喷管组件的转接段的中心轴线与所述飞机发动机的轴线之间的夹角为15度至30度。
在本发明中的飞机用尾部喷管组件中，尾部喷管与转接段的另一端以枢转方式连接，从而通过与转接段相对枢转的方式来控制喷气自尾部喷管排出时的排出方向，从而控制喷气提供给飞机的力矩的方向，以此使尾部喷管能够为飞机提供全方向的力矩。
附图说明
图1是根据本发明一实施例的飞机用尾部喷管组件的结构示意图。
图2是图1所示的飞机用尾部喷管组件的尾部喷管与转接件的连接结构示意图。
图3是图1所示的飞机用尾部喷管组件中的尾部喷管与驱动转向装置的结构示意图。
附图标记：

1排气管5驱动转向装置2飞机发动机6第一滚动轴承3转接段7第二滚动轴承4尾部喷管 41尾部喷管外壁 42尾部喷管内壁

具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
本发明的飞机用尾部喷管组件包括排气管、转接段以及尾部喷管。其中，
排气管的一端与飞机发动机连接，另一端与转接段连接，转接段的另一端与尾部喷管以枢转方式方式连接。排气管以及转接段用于将飞机发动机处排出的喷气传递至尾部喷管，尾部喷管通过与转接段相对枢转的方式来控制喷气自尾部喷管排出时的排出方向，从而控制喷气提供给飞机的力矩的方向。
在本发明中的飞机用尾部喷管组件中，尾部喷管与转接段的另一端以枢转方式连接，从而通过与转接段相对枢转的方式来控制喷气自尾部喷管排出时的排出方向，从而控制喷气提供给飞机的力矩的方向，以此使尾部喷管能够为飞机提供全方向的力矩。
图1是根据本发明一实施例的飞机用尾部喷管组件的结构示意图。图2是图1所示的飞机用尾部喷管组件的尾部喷管与转接件的连接结构示意图。图3是图1所示的飞机用尾部喷管组件中的尾部喷管与驱动转向装置的结构示意图。
如图1所示的飞机用尾部喷管组件包括排气管1、转接段3、驱动转向装置5以及尾部喷管4。
参见图1，排气管1的形状为弯曲形状，从而能够使进入排气管1的飞机发动机2处排出的喷气在排气管1内蜿蜒流动后传递至转接段3。具体地，在本实施例中，排气管1的形状为S形。
参见图1，转接段3的形状为弯曲形状，从而能够使进入排气管1的飞机发动机2处排出的喷气在排气管1内蜿蜒流动后传递至尾部喷管4。具体地，在本实施例中，转接段3的形状为S形。
在本实施例中，排气道1与转接段3在外形上是光顺过渡外形，排气道1的与飞机发动机连接的一端的端面垂直于发动机轴线(图中左右方向)，排气道1的另一端的端面垂直于转接段3的中心线。转接段3为圆柱形，转接段的两端的两个端面为圆形。参见图1，在本实施例中，转接段3的中心轴线与飞机发动机2的轴线之间具有夹角。
参见图1，在本实施例中，尾部喷管4与转接段3连接的一端的端面与转接段3与尾部喷管4连接的一端的端面形状相适配，从而使尾部喷管4与转接段3相互密封连接；尾部喷管4的另一端的端面形状适于使自喷气自尾部喷管4排出时，该喷气为飞机所提供的力的方向与飞机的飞行方向呈一角度。具体地，在本实施例中，该端的剖面为扁平型，且高度(图中上下方向)与宽度(图中垂直于纸面方向)的比为0.5-0.25。
参见图1，尾部喷管4的形状为弯曲形状，能够使进入尾部喷管4的喷气在尾部喷管4内蜿蜒流动后排出。具体地，在本实施例中，尾部喷管4的形状为S形。
参见图1，在本实施例中，尾部喷管4包括尾部喷管外壁41以及尾部喷管内壁42，尾部喷管内壁42上设置有第一限位槽以及第二限位槽；转接段3上设置有转接段第一限位槽以及与转接段第二限位槽；其中，转接段第一限位槽与第一限位槽通过第一滚动轴承6配合，转接段第二限位槽与第二限位槽通过第二滚动轴承7配合，使转接段3与尾部喷管4相对枢转连接。
在本实施例中，通过上述的配合，从而使尾部喷管4与转接段3相对枢转，从而控制喷气自尾部喷管4排出时的排出方向，继而达到控制喷气提供给飞机的力矩的方向的目的。
参见图1，在本实施例中，通过设置驱动转向装置5的方式来控制上述的枢转。具体地，驱动转向装置5设置在飞机上，并与尾部喷管外壁41连接，用于驱动尾部喷管4相对转接段3转动。更具体地，在本实施例中，驱动转向装置5具有两个，上述的尾部喷管4的尾部喷管外壁上设置有两个吊耳，驱动转向装置5分别与其中一个吊耳连接。上述的驱动转向装置5通过动力来进行伸缩运动，并将该伸缩运动所提供的动能转化为尾部喷管的旋转力矩。
在本实施例中，驱动转向装置5为作动筒。可以理解的是，驱动转向装置还可以根据需要而采用其他装置。例如，液压活塞、电动伸缩套筒、连杆等其他方式。只要这种方式能够实现本发明之目的即可。
本发明还提供了一种飞机，所述飞机包括如上所述的飞机用尾部喷管组件，且所述飞机用尾部喷管组件为两组。
有利的是，其中一组飞机用尾部喷管组件的转接段3的中心轴线与飞机发动机2的轴线之间的夹角为15度至30度，另一组飞机用尾部喷管组件的转接段3的中心轴线与飞机发动机2的轴线之间的夹角为15度至30度。
可以理解的是，上述的夹角如果在同一个坐标系中，如果其中一组夹角为正，则另外一组夹角为负。
最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。