一種飛機用尾部噴管組件及具有其的飛機的制作方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及飛機技術(shù)領(lǐng)域，特別是涉及一種飛機用尾部噴管組件及具有其的飛 機。
【背景技術(shù)】
[0002] 現(xiàn)有的飛機的尾部噴管通常只具備為飛機提供俯仰方向的機動能力，不具備全向 機動能力。
[0003] 因此，希望有一種技術(shù)方案來克服或至少減輕現(xiàn)有技術(shù)的至少一個上述缺陷。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 本發(fā)明的目的在于提供一種飛機用尾部噴管組件來克服或至少減輕現(xiàn)有技術(shù)的 至少一個上述缺陷。
[0005] 為實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供一種飛機用尾部噴管組件。所述飛機用尾部噴管組 件包括：排氣管，所述排氣管的一端與飛機發(fā)動機連接；轉(zhuǎn)接段，所述轉(zhuǎn)接段的一端與所述 排氣管的另一端連接；尾部噴管，所述尾部噴管與所述轉(zhuǎn)接段的另一端以樞轉(zhuǎn)方式連接， 其中，所述排氣管以及所述轉(zhuǎn)接段用于將所述飛機發(fā)動機處排出的噴氣傳遞至所述尾部噴 管，所述尾部噴管通過與所述轉(zhuǎn)接段相對樞轉(zhuǎn)的方式來控制所述噴氣自所述尾部噴管排出 時的排出方向，從而控制所述噴氣提供給所述飛機的力矩的方向。
[0006] 優(yōu)選地，所述尾部噴管與所述轉(zhuǎn)接段連接的一端的端面與所述轉(zhuǎn)接段與所述尾部 噴管連接的一端的端面形狀相適配，從而使所述尾部噴管與所述轉(zhuǎn)接段相互密封連接；所 述尾部噴管的另一端的端面形狀適于使自所述噴氣自所述尾部噴管排出時，該噴氣為所述 飛機所提供的力的方向與飛機的飛行方向呈一角度；所述尾部噴管的形狀為彎曲形狀，能 夠使進入所述尾部噴管的噴氣在所述尾部噴管內(nèi)蜿蜒流動后排出。
[0007] 優(yōu)選地，所述排氣管的形狀為彎曲形狀，從而能夠使進入所述排氣管的所述飛機 發(fā)動機處排出的噴氣在所述排氣管內(nèi)蜿蜒流動后傳遞至轉(zhuǎn)接段。
[0008] 優(yōu)選地，所述轉(zhuǎn)接段的形狀為彎曲形狀，從而能夠使進入所述排氣管的所述飛機 發(fā)動機處排出的噴氣在所述排氣管內(nèi)蜿蜓流動后傳遞至尾部噴管。
[0009] 優(yōu)選地，所述尾部噴管、排氣管以及所述轉(zhuǎn)接段均為S形彎曲。
[0010] 優(yōu)選地，所述轉(zhuǎn)接段的中心軸線與所述飛機發(fā)動機的軸線之間具有夾角。
[0011] 優(yōu)選地，所述尾部噴管包括尾部噴管外壁以及尾部噴管內(nèi)壁，所述尾部噴管內(nèi)壁 上設(shè)置有第一限位槽以及第二限位槽；所述轉(zhuǎn)接段上設(shè)置有轉(zhuǎn)接段第一限位槽以及與轉(zhuǎn)接 段第二限位槽；其中，所述轉(zhuǎn)接段第一限位槽與所述第一限位槽通過第一滾動軸承配合，所 述轉(zhuǎn)接段第二限位槽與所述第二限位槽通過第二滾動軸承配合，使所述轉(zhuǎn)接段與所述尾部 噴管相對樞轉(zhuǎn)連接。
[0012] 優(yōu)選地，所述飛機用尾部噴管組件進一步包括驅(qū)動轉(zhuǎn)向裝置，所述驅(qū)動轉(zhuǎn)向裝置 設(shè)置在所述飛機上，并與所述尾部噴管外壁連接，用于驅(qū)動所述尾部噴管相對所述轉(zhuǎn)接段 轉(zhuǎn)動。
[0013] 本發(fā)明還提供了一種飛機，所述飛機包括如上所述的飛機用尾部噴管組件，且所 述飛機用尾部噴管組件為兩組。
[0014] 優(yōu)選地，其中一組所述飛機用尾部噴管組件的轉(zhuǎn)接段的中心軸線與所述飛機發(fā)動 機的軸線之間的夾角為15度至30度，另一組所述飛機用尾部噴管組件的轉(zhuǎn)接段的中心軸 線與所述飛機發(fā)動機的軸線之間的夾角為15度至30度。
[0015] 在本發(fā)明中的飛機用尾部噴管組件中，尾部噴管與轉(zhuǎn)接段的另一端以樞轉(zhuǎn)方式連 接，從而通過與轉(zhuǎn)接段相對樞轉(zhuǎn)的方式來控制噴氣自尾部噴管排出時的排出方向，從而控 制噴氣提供給飛機的力矩的方向，以此使尾部噴管能夠為飛機提供全方向的力矩。
【附圖說明】
[0016] 圖1是根據(jù)本發(fā)明一實施例的飛機用尾部噴管組件的結(jié)構(gòu)示意圖。
[0017] 圖2是圖1所示的飛機用尾部噴管組件的尾部噴管與轉(zhuǎn)接件的連接結(jié)構(gòu)示意圖。
[0018] 圖3是圖1所示的飛機用尾部噴管組件中的尾部噴管與驅(qū)動轉(zhuǎn)向裝置的結(jié)構(gòu)示意 圖。
[0019] 附圖標記：
[0020]
【主權(quán)項】
1. 一種飛機用尾部噴管組件，包括： 排氣管（1)，所述排氣管（1)的一端與飛機發(fā)動機（2)連接； 轉(zhuǎn)接段（3)，所述轉(zhuǎn)接段（3)的一端與所述排氣管（1)的另一端連接； 尾部噴管（4)，所述尾部噴管（4)與所述轉(zhuǎn)接段（3)的另一端以樞轉(zhuǎn)方式連接，其中， 所述排氣管（1)以及所述轉(zhuǎn)接段（3)用于將所述飛機發(fā)動機（2)處排出的噴氣傳遞至 所述尾部噴管（4)，所述尾部噴管（4)通過與所述轉(zhuǎn)接段（3)相對樞轉(zhuǎn)的方式來控制所述噴 氣自所述尾部噴管（4)排出時的排出方向，從而控制所述噴氣提供給所述飛機的力矩的方 向。
2. 如權(quán)利要求1所述的飛機用尾部噴管組件，其特征在于，所述尾部噴管（4)與所述轉(zhuǎn) 接段（3)連接的一端的端面與所述轉(zhuǎn)接段（3)與所述尾部噴管（4)連接的一端的端面形狀 相適配，從而使所述尾部噴管（4)與所述轉(zhuǎn)接段（3)相互密封連接；所述尾部噴管（4)的另 一端的端面形狀適于使自所述噴氣自所述尾部噴管（4)排出時，該噴氣為所述飛機所提供 的力的方向與飛機的飛行方向呈一角度；所述尾部噴管（4)的形狀為彎曲形狀，能夠使進 入所述尾部噴管（4)的噴氣在所述尾部噴管（4)內(nèi)蜿蜒流動后排出。
3. 如權(quán)利要求2所述的飛機用尾部噴管組件，其特征在于，所述排氣管（1)的形狀為彎 曲形狀，從而能夠使進入所述排氣管（1)的所述飛機發(fā)動機（2)處排出的噴氣在所述排氣 管（1)內(nèi)蜿蜒流動后傳遞至轉(zhuǎn)接段（3)。
4. 如權(quán)利要求3所述的飛機用尾部噴管組件，其特征在于，所述轉(zhuǎn)接段（3)的形狀為彎 曲形狀，從而能夠使進入所述排氣管（1)的所述飛機發(fā)動機（2)處排出的噴氣在所述排氣 管（1)內(nèi)蜿蜒流動后傳遞至尾部噴管（4)。
5. 如權(quán)利要求4所述的飛機用尾部噴管組件，其特征在于，所述尾部噴管（4)、排氣管 (1)以及所述轉(zhuǎn)接段（3)均為S形彎曲。
6. 如權(quán)利要求5所述的飛機用尾部噴管組件，其特征在于，所述轉(zhuǎn)接段（3)的中心軸線 與所述飛機發(fā)動機（2)的軸線之間具有夾角。
7. 如權(quán)利要求1所述的飛機用尾部噴管組件，其特征在于，所述尾部噴管（4)包括尾部 噴管外壁（41)以及尾部噴管內(nèi)壁（42)，所述尾部噴管內(nèi)壁（42)上設(shè)置有第一限位槽以及 第二限位槽； 所述轉(zhuǎn)接段（3)上設(shè)置有轉(zhuǎn)接段第一限位槽以及與轉(zhuǎn)接段第二限位槽；其中，所述轉(zhuǎn) 接段第一限位槽與所述第一限位槽通過第一滾動軸承（6)配合，所述轉(zhuǎn)接段第二限位槽與 所述第二限位槽通過第二滾動軸承（7)配合，使所述轉(zhuǎn)接段（3)與所述尾部噴管（4)相對 樞轉(zhuǎn)連接。
8. 如權(quán)利要求7所述的飛機用尾部噴管組件，其特征在于，所述飛機用尾部噴管組件 進一步包括驅(qū)動轉(zhuǎn)向裝置（5)，所述驅(qū)動轉(zhuǎn)向裝置（5)設(shè)置在所述飛機上，并與所述尾部噴 管外壁（41)連接，用于驅(qū)動所述尾部噴管（4)相對所述轉(zhuǎn)接段（3)轉(zhuǎn)動。
9. 一種飛機，其特征在于，所述飛機包括如權(quán)利要求1至8中任意一項所述的飛機用尾 部噴管組件，且所述飛機用尾部噴管組件為兩組。
10. 如權(quán)利要求9所述的飛機，其特征在于，其中一組所述飛機用尾部噴管組件的轉(zhuǎn)接 段（3)的中心軸線與所述飛機發(fā)動機（2)的軸線之間的夾角為15度至30度，另一組所述 飛機用尾部噴管組件的轉(zhuǎn)接段（3)的中心軸線與所述飛機發(fā)動機（2)的軸線之間的夾角為
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種飛機用尾部噴管組件及具有其的飛機。所述飛機用尾部噴管組件包括：排氣管，其一端與飛機發(fā)動機連接；轉(zhuǎn)接段，其一端與所述排氣管的另一端連接；尾部噴管，其與所述轉(zhuǎn)接段的另一端以樞轉(zhuǎn)方式連接，其中，所述排氣管以及所述轉(zhuǎn)接段用于將所述飛機發(fā)動機處排出的噴氣傳遞至所述尾部噴管，所述尾部噴管通過與所述轉(zhuǎn)接段相對樞轉(zhuǎn)的方式來控制所述噴氣自所述尾部噴管排出時的排出方向。在本發(fā)明中的飛機用尾部噴管組件中，尾部噴管與轉(zhuǎn)接段的另一端以樞轉(zhuǎn)方式連接，從而通過與轉(zhuǎn)接段相對樞轉(zhuǎn)的方式來控制噴氣自尾部噴管排出時的排出方向，從而控制噴氣提供給飛機的力矩的方向，以此使尾部噴管能夠為飛機提供全方向的力矩。
【IPC分類】B64D33-04
【公開號】CN104875898
【申請?zhí)枴緾N201510349802
【發(fā)明人】王勇, 張揚
【申請人】中國航空工業(yè)集團公司西安飛機設(shè)計研究所
【公開日】2015年9月2日
【申請日】2015年6月23日