翼面射流固定翼直升飛機的製作方法

2023-09-23 15:38:10 1

專利名稱：翼面射流固定翼直升飛機的製作方法
技術領域：
本發明屬於航空機械領域。
背景技術：
現代飛機起落多數需要相應的機場跑道，這樣很大程度上限制了飛機在單位、企業、家庭和個人的應用。飛機場特別是大型飛機場、本身就是龐大、昂貴、複雜的工程。只適用於中、遠程航行。像公共汽車、長途車那樣隨時隨地可停可飛，上下方便自如的較短途低速飛機，目前還沒有完全實現。
直升飛機和已有幾種垂直起落飛機，不需專用機場，但當總重和有效載荷相同情況時，直升飛機的速度、高度、航程等飛行性能遠不如普通飛機。而現有幾種垂直起落飛機，只適於軍用和特定用途，這些垂直起落的氣動布局、結構的複雜、可靠性、穩定性和起落升力轉為向前推力的矢量有效轉換和平穩過渡，以及造價、使用性能和經濟性等等，或多或少也有各自不同的問題和缺陷。

發明內容
本發明的目的是創製一種新型通過翼面射流方式產生升力的固定翼飛機。不需飛機場和跑道，(甚至不需要道路路面)，既可直接以大角度升降(比較接近直升飛機)。也可以普通起落方式和飛行方式。保持普通固定翼飛機簡單、可靠的特點，又具有普通較好的飛行性能(包括動力性、經濟性、穩定性、操縱性等)和使用性能。
圖1-圖4是本發明——翼面射流固定翼直升飛機的結構布置。圖5是其離心式壓氣機各管道連接及相應控制閥結構，其第一特徵是其機翼上分布有若干翼面噴管(6)，成兩排對稱位於機身兩側機翼(4)內，噴管一端通過翼面上方一排彼此平行的噴管口向後，對稱並列布置的兩臺發動機傳動裝置(16)及其上方的離心式壓氣機(12)，通過壓氣機出氣口與機翼內導管(20)，翼面噴管(6)連通，壓氣機進氣口朝上與進氣管前方的進氣口(8)連通，運轉時，前方空氣通過進氣管，經壓氣機壓縮後空氣進入導管、噴管，從各個噴管口同時噴出，形成若干平行向後射流。
本發明第二特徵是，離心式壓氣機(12)的直噴管(22)各自平行位於壓氣機外殼(13)的外側，方向向後。直噴管(22)與翼面導管(5)連通，連通位置中間裝有弧形閥(11)，(圖1，圖2)，弧形閥軸(10)支承於外殼(13)上，弧形閥可繞軸線轉過θ角，當弧形閥(11)位於圖2中實線位置時，外殼(13)出口與導管(5)連通，當弧形閥(11)轉過θ角位於圖2中虛線位置時，外殼(13)出口與直噴管(22)連通。由此分別開閉導管(5)與直噴管(22)中氣流，並控制其各自的流量。
本發明第三特徵是，兩臺離心式壓氣機外殼(13)的相鄰接部分連通，連通處裝有擺動閥(18)，擺動閥軸(17)，擺動閥可繞其軸線擺動至不同位置，(如圖2中，a，b，c位置)，以控制兩邊導管內空氣流量。
本發明第四特徵是，兩臺離心式壓氣式外殼(13)上還開孔連通中間導管(20)和尾翼噴管(15)，中間導管(20)之間裝有錐閥(21)，通過錐閥(21)的軸向移動位置(如圖2中位置d，e)，控制中間導管內氣流的開、閉和流量。
本發明由進氣管(3)、離心式壓氣機(12)、外殼(13)、導管(5)、翼面噴管(6)、中間導管(20)、尾翼噴管(15)組成升力系統。
由離心式壓氣機(12)、外殼(13)、直噴管(22)組成推力系統。
由弧形閥(11)、擺動閥(18)、錐閥(21)和各自控制元件，執行元件等組成起落和飛行的控制系統。
本發明第五特徵是飛機沒有垂直尾翼，其轉向及航向的穩定性由兩臺離心式壓氣機不同轉速和整個控制系統控制操縱。
本發明幾種不同飛行狀態下的工作原理如下1、大角度升降(類似垂直起落)工作狀態，發動機傳動裝置(16)驅動離心式壓氣機(12)高速旋轉，此時控制弧形閥(11)關閉壓氣機外殼(13)流向直噴管(22)的通道。(圖2中弧形閥11實線所處的位置)，壓氣機內壓縮空氣全部直接流經導管(5)從平行排列各個翼面噴管(6)向後噴出，沿機翼(4)的上翼面形成各個(平行)向後的高速射流，(圖1中箭頭)，吸附誘導射流附近大量空氣同向流動。(部分類似某些機翼噴氣增升裝置和環流控制機翼，但本發明不是部分而是全部沿整個機翼面的射流)大大增加繞整個機翼的環量，(形成沿翼上表面高速射流在轉變處均能保持附著在表面上的康達效應)。使翼上表面流速遠大於翼下表面流速，相對作用於上翼面的壓力也小於下翼面的壓力，由此形成壓力差，即使飛機靜止或起飛時向前速度很小，也能產生相當大的升力T1和推力N1(圖1)。
同時，離心式壓氣機外殼(13)還分別通過可控制的錐閥(21)的岐管，使空氣流經中間管道(20)，沿位於水平尾翼(14)內的各個平行排列的尾噴管(15)。(在水平尾翼(14)的上翼面)，高速向後噴出，同樣也引射誘導附近大量空氣同向流動產生升力T2和推力N2。(圖1)，控制錐閥及中間導管中流量，當升力T1+T2大於飛機重力W時，飛機以接近垂直的大角度上升，而推力N1+N2則與飛機向前的空氣阻力和慣性力R相平衡。保持穩定的大角度升降飛行狀態。
2、本發明以兩臺壓氣機外殼(13)之間的擺動閥(18)，控制兩側機翼內導管中的流量。如圖2，當擺動閥(18)處於中立位置(圖2中位置a)時，兩側壓氣機外殼之間互不連通，兩個外殼及導管內空氣各自獨立流動(圖2中實線箭頭)，當擺動閥繞其軸線擺動一定角度，例如向右擺至位置b時，兩側壓氣機外殼之間通道打開，使右邊壓氣機外殼內部分空氣受擺動閥導向作用，右邊部分空氣流入左邊壓氣機外殼，使左側機翼內噴管流量大於右側。如果擺動角度相反，則效果相反，右側流量大於左側。這樣小量調整擺動角度時可用作保持橫向平衡，而較大調節擺動角度，可進一步控制時兩側機翼不同的升力與阻力，使飛機橫向傾轉一個角度，配合轉彎飛行，與此同時，控制壓氣機的轉速，使其中一臺轉速大於另一臺，則較大轉速壓氣機一方機翼噴管流量，流速相對較大，造成繞飛機垂直軸的力矩，實現轉彎飛行。
3、向前飛時(包括按普通平飛起落方式時)，本發明控制弧形閥(11)(如圖2)，轉動一定角度(小於θ角)，壓氣機外殼(13)連通直噴管(22)，使外殼內氣流大部分通過直噴口直接高速噴出，(圖2中V1、V2虛線箭頭)其反作用力推動飛機前進，原理與普通噴氣推進相同，但這時本發明中壓氣機外殼內弧形閥(18)轉角小於θ時，(圖2)，沿未完全關閉與機翼內導管(5)的通道，還有少量氣流過導管從各自翼面噴管(6Z)高速噴出，使機翼升阻比增大。
此外，本發明機翼(4)兩端還裝有翼刀(7)，對引射流動空氣起導向作用。
對比現有技術，本發明的有益效果是，整個動力推進系統主要均位於機身、機翼內。各個翼面噴管也在上翼面內，因此所受阻力相對小於動力推進裝置(發動機、螺旋槳等)，暴露在外的普通飛機(或直升機)，本發明機翼兩端的翼刀，減少了飛行中翼端渦流，也減少機翼的誘導阻力。
同時，飛行中部分射流從翼面噴管噴出，誘導上翼面氣流加速，相應提高了機翼的升力，其升阻比將高於同樣條件下的普通機翼和直升機旋翼。
飛機起落時，本發明可以全部氣流通過所有翼面噴管，形成翼面上部很強射流，誘導上方空氣，使上翼面氣流大大加速，產生很大環量及升力，即使飛機沒有前進，也是以推動飛機直接升降，這種以翼面上射流誘導附近大量空氣環流的升力系統，比普通垂直起落飛機或直升飛機的作用更好比普通同量氣流直接向下噴射作用的升力更大。而消耗的功率小於直接向下噴射所消耗的功率，這種翼面射流方式產生升力的同時，還產生一定的推力。
另一方面，本實用新型控制兩側不同大小的升力和推力，能有效保持其穩定性和實施轉向，不需要普通垂直尾翼及其操縱系統，不僅簡化了機構，也減少了阻力，所有這些使本發明綜合空氣動力性能高於對應現有飛機和直升飛機。
本實用新型既可接近垂直升降，也可平飛升降，隨時隨地可在各種小場地起落，靈活方便，類似公共汽車那樣成為空中公共飛機。


圖1、圖2、圖4是本發明結構布置三面圖，圖3A-A是機翼的橫剖面，圖中1—機身，2—座艙，3—壓氣機進氣管，4—機翼，5—導管，6—翼面噴管，7—翼刀，8—進氣口，9—直噴管口，10—弧形閥軸，11——弧形閥，12—離心式壓氣機，13—壓氣機外殼，14—水平尾翼，15—尾噴管，16—發動機傳動裝置，17—擺動閥軸，18—擺動閥，19—起落架，20—中間導管，21—錐閥，22—直噴管。
圖中箭頭表示氣流方向，R—阻力，T1、N2——作用於機翼上升力與推力，T2、N1作用於尾翼上升力與阻力，W—飛機重量。
圖5是本發明離心式壓氣機、連接管道及控制閥機構，圖中各標號指示部件與圖1相同，θ表示弧形閥(11)繞弧形閥軸(10)可轉動的最大角度，a，b，c表示擺動閥(18)繞擺動閥軸可往復擺動轉動的特定位置，d，e表示錐閥可連續調節的兩種極限位置。ω1、ω2分別表示兩臺壓氣機的角速度。
圖中實線箭頭表示各個控制閥處於實線位置時，系統中氣流流通方向，虛線表示各控制閥處於虛線位置時的氣流方向。
圖6是本發明飛機平飛時(或平飛起落時)，弧形閥(11)和錐閥(21)所處的位置(圖5)，箭頭表示離心式鼓風機內壓縮空氣直接通過直噴管向後噴出的方向(圖3中實線箭頭)。其噴出氣流流速分別是V1、V2，當V1＝V2時，實現平飛，當V1≠V2時，作用機身兩側噴管反作用不等，轉彎飛行。
具體實施方式
本發明結構與普通飛機類似，簡單可靠，沒有垂直尾翼及其作業系統，其機翼內導管本身又可成為機翼大梁結構，離心式壓氣機為單級葉輪，擴壓器為普通蝸殼形外殼，其控制系統，也很簡單，可靠，有效。整個研究設計、加工、製造試驗均可充分利用已有的航空技術，易於實施。
以下是本發明的一個實施例名稱翼面射流固定翼直升飛機。
用途輕型、多用途。
翼展15米 展弦比12最大翼載40公斤/米2機長8.5米機高2.7米空機重380公斤最大飛行重量750公斤發動機型式4缸、4衝程、液體/空氣冷卻數量2臺每臺功率/轉數73.5千瓦/5500轉/分 每臺最大功率/轉數84.5千瓦/5800轉/分壓氣機型式單級離心式壓氣機數量2臺巡航速度240公裡/時最大平飛速度280公裡/時實用升限4500米最大航程；650公裡起落狀態採取普通方式起飛，滑跑距離＜150米採取大角度(接近垂直起落)起飛，滑跑距離＜15米。
本發明的優點是1、本發明兼有固定翼(普通飛機)和旋轉機翼(升力螺旋槳直升飛機)的優點，即同時具有垂直起落和普通飛機高的飛行性能。
2、本發明升力系統，動力系統(包括單級離心壓氣機等)、推力系統、控制系統均非常簡單可靠，能有效利用能量，實現從升力到推力矢量的有效平穩的轉換，其穩定性、振動、操縱性、可靠性均優於同類大小直升飛機和垂直起落飛機。
3、本發明機翼的升阻比高於現有同類飛機，加之本發明動力系統，壓氣機均位於機身內部，迎風面積遠低於螺旋槳，或螺旋槳—風扇系統等普通推力系統，因之本發明整機升阻比也高於其他現有同類飛機，飛行的油耗低、經濟性好。
4、由於本發明的較簡單易行，又沒有垂直尾翼及其作業系統，相對減少零件數量，製造成本較低，只相當於同類大小的直升飛機和其他垂直起落飛機的1/2左右。
5、本發明的翼面射流高效的升力系統升阻比高，即使飛機靜止或很低速度飛行、起落均有足夠大的升力，大大減少普通飛機失速或迫降，自由下落等危險。既可實施普通起落飛行方式，又可實施大角落接近垂直起落方式，具有良好的滑翔性能。使用方便，安全性更好，便於推廣。
本發明可作為民用、軍用、個人、集體、單位、交通、運輸、娛樂、體育、競賽、遊覽、搶險、巡航、通訊聯絡、救災等各個方面，應用範圍很廣。
權利要求1.一種翼面射流固定翼直升飛機，特徵是若干噴管分成兩排，分別對稱位於機身兩側機翼內，噴管通過翼面上方彼此平行的噴管口，向後開孔，對稱並列兩臺發動機、傳動裝置、離心式壓氣機位於機身兩側，通過壓氣機出氣口與機翼內導管、噴管連通，壓氣機進氣口朝上與前方進氣管連通。
2.根據權利要求1所述的翼面射流固定翼直升飛機，特徵在於直噴管各自平行位於壓氣機外殼外側，方向向後，直噴管與機翼內導管連通，連通位置中間裝有弧形閥，弧形閥軸支承於外殼上，可繞其軸線轉動一定角度。
3.根據權利要求1所述的翼面射流固定翼直升飛機，特徵在於兩臺離心壓氣機外殼相鄰接部分連通，擺動閥及擺動閥軸位於連通處中間，可繞其軸線轉動一定角度。
4.根據權利要求1所述的翼面射流固定翼直升飛機，特徵在於兩臺離心壓氣機外殼上開孔連通中間導管和尾翼噴管，錐閥位於中間導管之間，可軸向位移一定距離。
5.根據權利要求1所述的翼面射流固定翼直升飛機，特徵在於沒有垂直尾翼。
專利摘要一種翼面射流固定翼直升飛機，屬於航空機械領域，其技術方案要點是機身內兩側並列兩臺發動機傳動裝置及其上的離心式壓氣機，壓氣機出口分別連通機翼內導管及若干噴管和機翼上方的噴管口，運轉時壓氣機壓縮後空氣，通過導管、噴管口沿上翼面噴出，形成射流，引射大量空氣同向流動，產生升力，實現短距或原地垂直升降。同時由各個特定閥、控制、執行元件組成的控制系統，還可使壓氣機直接接通直噴管向後噴氣，平飛時噴氣推進。綜合普通飛機與直升飛機各自特點，不需要機場跑道，性能較好，安全可靠，簡便靈活，廣泛適於軍用、民用航空、客貨運輸、體育、聯絡、搶救、旅遊等各個方面。
文檔編號B64C29/04GK2827873SQ20052011243
公開日2006年10月18日 申請日期2005年7月6日 優先權日2005年7月6日
發明者雷良榆 申請人:雷良榆