专利名称：翼面射流固定翼直升飞机的制作方法
技术领域：
本发明属于航空机械领域。
背景技术：
现代飞机起落多数需要相应的机场跑道，这样很大程度上限制了飞机在单位、企业、家庭和个人的应用。飞机场特别是大型飞机场、本身就是庞大、昂贵、复杂的工程。只适用于中、远程航行。像公共汽车、长途车那样随时随地可停可飞，上下方便自如的较短途低速飞机，目前还没有完全实现。
直升飞机和已有几种垂直起落飞机，不需专用机场，但当总重和有效载荷相同情况时，直升飞机的速度、高度、航程等飞行性能远不如普通飞机。而现有几种垂直起落飞机，只适于军用和特定用途，这些垂直起落的气动布局、结构的复杂、可靠性、稳定性和起落升力转为向前推力的矢量有效转换和平稳过渡，以及造价、使用性能和经济性等等，或多或少也有各自不同的问题和缺陷。
发明内容
本发明的目的是创制一种新型通过翼面射流方式产生升力的固定翼飞机。不需飞机场和跑道，(甚至不需要道路路面)，既可直接以大角度升降(比较接近直升飞机)。也可以普通起落方式和飞行方式。保持普通固定翼飞机简单、可靠的特点，又具有普通较好的飞行性能(包括动力性、经济性、稳定性、操纵性等)和使用性能。
图1-图4是本发明——翼面射流固定翼直升飞机的结构布置。图5是其离心式压气机各管道连接及相应控制阀结构，其第一特征是其机翼上分布有若干翼面喷管(6)，成两排对称位于机身两侧机翼(4)内，喷管一端通过翼面上方一排彼此平行的喷管口向后，对称并列布置的两台发动机传动装置(16)及其上方的离心式压气机(12)，通过压气机出气口与机翼内导管(20)，翼面喷管(6)连通，压气机进气口朝上与进气管前方的进气口(8)连通，运转时，前方空气通过进气管，经压气机压缩后空气进入导管、喷管，从各个喷管口同时喷出，形成若干平行向后射流。
本发明第二特征是，离心式压气机(12)的直喷管(22)各自平行位于压气机外壳(13)的外侧，方向向后。直喷管(22)与翼面导管(5)连通，连通位置中间装有弧形阀(11)，(图1，图2)，弧形阀轴(10)支承于外壳(13)上，弧形阀可绕轴线转过θ角，当弧形阀(11)位于图2中实线位置时，外壳(13)出口与导管(5)连通，当弧形阀(11)转过θ角位于图2中虚线位置时，外壳(13)出口与直喷管(22)连通。由此分别开闭导管(5)与直喷管(22)中气流，并控制其各自的流量。
本发明第三特征是，两台离心式压气机外壳(13)的相邻接部分连通，连通处装有摆动阀(18)，摆动阀轴(17)，摆动阀可绕其轴线摆动至不同位置，(如图2中，a，b，c位置)，以控制两边导管内空气流量。
本发明第四特征是，两台离心式压气式外壳(13)上还开孔连通中间导管(20)和尾翼喷管(15)，中间导管(20)之间装有锥阀(21)，通过锥阀(21)的轴向移动位置(如图2中位置d，e)，控制中间导管内气流的开、闭和流量。
本发明由进气管(3)、离心式压气机(12)、外壳(13)、导管(5)、翼面喷管(6)、中间导管(20)、尾翼喷管(15)组成升力系统。
由离心式压气机(12)、外壳(13)、直喷管(22)组成推力系统。
由弧形阀(11)、摆动阀(18)、锥阀(21)和各自控制元件，执行元件等组成起落和飞行的控制系统。
本发明第五特征是飞机没有垂直尾翼，其转向及航向的稳定性由两台离心式压气机不同转速和整个控制系统控制操纵。
本发明几种不同飞行状态下的工作原理如下1、大角度升降(类似垂直起落)工作状态，发动机传动装置(16)驱动离心式压气机(12)高速旋转，此时控制弧形阀(11)关闭压气机外壳(13)流向直喷管(22)的通道。(图2中弧形阀11实线所处的位置)，压气机内压缩空气全部直接流经导管(5)从平行排列各个翼面喷管(6)向后喷出，沿机翼(4)的上翼面形成各个(平行)向后的高速射流，(图1中箭头)，吸附诱导射流附近大量空气同向流动。(部分类似某些机翼喷气增升装置和环流控制机翼，但本发明不是部分而是全部沿整个机翼面的射流)大大增加绕整个机翼的环量，(形成沿翼上表面高速射流在转变处均能保持附着在表面上的康达效应)。使翼上表面流速远大于翼下表面流速，相对作用于上翼面的压力也小于下翼面的压力，由此形成压力差，即使飞机静止或起飞时向前速度很小，也能产生相当大的升力T1和推力N1(图1)。
同时，离心式压气机外壳(13)还分别通过可控制的锥阀(21)的岐管，使空气流经中间管道(20)，沿位于水平尾翼(14)内的各个平行排列的尾喷管(15)。(在水平尾翼(14)的上翼面)，高速向后喷出，同样也引射诱导附近大量空气同向流动产生升力T2和推力N2。(图1)，控制锥阀及中间导管中流量，当升力T1+T2大于飞机重力W时，飞机以接近垂直的大角度上升，而推力N1+N2则与飞机向前的空气阻力和惯性力R相平衡。保持稳定的大角度升降飞行状态。
2、本发明以两台压气机外壳(13)之间的摆动阀(18)，控制两侧机翼内导管中的流量。如图2，当摆动阀(18)处于中立位置(图2中位置a)时，两侧压气机外壳之间互不连通，两个外壳及导管内空气各自独立流动(图2中实线箭头)，当摆动阀绕其轴线摆动一定角度，例如向右摆至位置b时，两侧压气机外壳之间通道打开，使右边压气机外壳内部分空气受摆动阀导向作用，右边部分空气流入左边压气机外壳，使左侧机翼内喷管流量大于右侧。如果摆动角度相反，则效果相反，右侧流量大于左侧。这样小量调整摆动角度时可用作保持横向平衡，而较大调节摆动角度，可进一步控制时两侧机翼不同的升力与阻力，使飞机横向倾转一个角度，配合转弯飞行，与此同时，控制压气机的转速，使其中一台转速大于另一台，则较大转速压气机一方机翼喷管流量，流速相对较大，造成绕飞机垂直轴的力矩，实现转弯飞行。
3、向前飞时(包括按普通平飞起落方式时)，本发明控制弧形阀(11)(如图2)，转动一定角度(小于θ角)，压气机外壳(13)连通直喷管(22)，使外壳内气流大部分通过直喷口直接高速喷出，(图2中V1、V2虚线箭头)其反作用力推动飞机前进，原理与普通喷气推进相同，但这时本发明中压气机外壳内弧形阀(18)转角小于θ时，(图2)，沿未完全关闭与机翼内导管(5)的通道，还有少量气流过导管从各自翼面喷管(6Z)高速喷出，使机翼升阻比增大。
此外，本发明机翼(4)两端还装有翼刀(7)，对引射流动空气起导向作用。
对比现有技术，本发明的有益效果是，整个动力推进系统主要均位于机身、机翼内。各个翼面喷管也在上翼面内，因此所受阻力相对小于动力推进装置(发动机、螺旋桨等)，暴露在外的普通飞机(或直升机)，本发明机翼两端的翼刀，减少了飞行中翼端涡流，也减少机翼的诱导阻力。
同时，飞行中部分射流从翼面喷管喷出，诱导上翼面气流加速，相应提高了机翼的升力，其升阻比将高于同样条件下的普通机翼和直升机旋翼。
飞机起落时，本发明可以全部气流通过所有翼面喷管，形成翼面上部很强射流，诱导上方空气，使上翼面气流大大加速，产生很大环量及升力，即使飞机没有前进，也是以推动飞机直接升降，这种以翼面上射流诱导附近大量空气环流的升力系统，比普通垂直起落飞机或直升飞机的作用更好比普通同量气流直接向下喷射作用的升力更大。而消耗的功率小于直接向下喷射所消耗的功率，这种翼面射流方式产生升力的同时，还产生一定的推力。
另一方面，本实用新型控制两侧不同大小的升力和推力，能有效保持其稳定性和实施转向，不需要普通垂直尾翼及其操纵系统，不仅简化了机构，也减少了阻力，所有这些使本发明综合空气动力性能高于对应现有飞机和直升飞机。
本实用新型既可接近垂直升降，也可平飞升降，随时随地可在各种小场地起落，灵活方便，类似公共汽车那样成为空中公共飞机。
图1、图2、图4是本发明结构布置三面图，图3A-A是机翼的横剖面，图中1—机身，2—座舱，3—压气机进气管，4—机翼，5—导管，6—翼面喷管，7—翼刀，8—进气口，9—直喷管口，10—弧形阀轴，11——弧形阀，12—离心式压气机，13—压气机外壳，14—水平尾翼，15—尾喷管，16—发动机传动装置，17—摆动阀轴，18—摆动阀，19—起落架，20—中间导管，21—锥阀，22—直喷管。
图中箭头表示气流方向，R—阻力，T1、N2——作用于机翼上升力与推力，T2、N1作用于尾翼上升力与阻力，W—飞机重量。
图5是本发明离心式压气机、连接管道及控制阀机构，图中各标号指示部件与图1相同，θ表示弧形阀(11)绕弧形阀轴(10)可转动的最大角度，a，b，c表示摆动阀(18)绕摆动阀轴可往复摆动转动的特定位置，d，e表示锥阀可连续调节的两种极限位置。ω1、ω2分别表示两台压气机的角速度。
图中实线箭头表示各个控制阀处于实线位置时，系统中气流流通方向，虚线表示各控制阀处于虚线位置时的气流方向。
图6是本发明飞机平飞时(或平飞起落时)，弧形阀(11)和锥阀(21)所处的位置(图5)，箭头表示离心式鼓风机内压缩空气直接通过直喷管向后喷出的方向(图3中实线箭头)。其喷出气流流速分别是V1、V2，当V1＝V2时，实现平飞，当V1≠V2时，作用机身两侧喷管反作用不等，转弯飞行。
具体实施方式
本发明结构与普通飞机类似，简单可靠，没有垂直尾翼及其操作系统，其机翼内导管本身又可成为机翼大梁结构，离心式压气机为单级叶轮，扩压器为普通蜗壳形外壳，其控制系统，也很简单，可靠，有效。整个研究设计、加工、制造试验均可充分利用已有的航空技术，易于实施。
以下是本发明的一个实施例名称翼面射流固定翼直升飞机。
用途轻型、多用途。
翼展15米 展弦比12最大翼载40公斤/米2机长8.5米机高2.7米空机重380公斤最大飞行重量750公斤发动机型式4缸、4冲程、液体/空气冷却数量2台每台功率/转数73.5千瓦/5500转/分 每台最大功率/转数84.5千瓦/5800转/分压气机型式单级离心式压气机数量2台巡航速度240公里/时最大平飞速度280公里/时实用升限4500米最大航程；650公里起落状态采取普通方式起飞，滑跑距离＜150米采取大角度(接近垂直起落)起飞，滑跑距离＜15米。
本发明的优点是1、本发明兼有固定翼(普通飞机)和旋转机翼(升力螺旋桨直升飞机)的优点，即同时具有垂直起落和普通飞机高的飞行性能。
2、本发明升力系统，动力系统(包括单级离心压气机等)、推力系统、控制系统均非常简单可靠，能有效利用能量，实现从升力到推力矢量的有效平稳的转换，其稳定性、振动、操纵性、可靠性均优于同类大小直升飞机和垂直起落飞机。
3、本发明机翼的升阻比高于现有同类飞机，加之本发明动力系统，压气机均位于机身内部，迎风面积远低于螺旋桨，或螺旋桨—风扇系统等普通推力系统，因之本发明整机升阻比也高于其他现有同类飞机，飞行的油耗低、经济性好。
4、由于本发明的较简单易行，又没有垂直尾翼及其操作系统，相对减少零件数量，制造成本较低，只相当于同类大小的直升飞机和其他垂直起落飞机的1/2左右。
5、本发明的翼面射流高效的升力系统升阻比高，即使飞机静止或很低速度飞行、起落均有足够大的升力，大大减少普通飞机失速或迫降，自由下落等危险。既可实施普通起落飞行方式，又可实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，便于推广。
本发明可作为民用、军用、个人、集体、单位、交通、运输、娱乐、体育、竞赛、游览、抢险、巡航、通讯联络、救灾等各个方面，应用范围很广。
权利要求1.一种翼面射流固定翼直升飞机，特征是若干喷管分成两排，分别对称位于机身两侧机翼内，喷管通过翼面上方彼此平行的喷管口，向后开孔，对称并列两台发动机、传动装置、离心式压气机位于机身两侧，通过压气机出气口与机翼内导管、喷管连通，压气机进气口朝上与前方进气管连通。
2.根据权利要求1所述的翼面射流固定翼直升飞机，特征在于直喷管各自平行位于压气机外壳外侧，方向向后，直喷管与机翼内导管连通，连通位置中间装有弧形阀，弧形阀轴支承于外壳上，可绕其轴线转动一定角度。
3.根据权利要求1所述的翼面射流固定翼直升飞机，特征在于两台离心压气机外壳相邻接部分连通，摆动阀及摆动阀轴位于连通处中间，可绕其轴线转动一定角度。
4.根据权利要求1所述的翼面射流固定翼直升飞机，特征在于两台离心压气机外壳上开孔连通中间导管和尾翼喷管，锥阀位于中间导管之间，可轴向位移一定距离。
5.根据权利要求1所述的翼面射流固定翼直升飞机，特征在于没有垂直尾翼。
专利摘要一种翼面射流固定翼直升飞机，属于航空机械领域，其技术方案要点是机身内两侧并列两台发动机传动装置及其上的离心式压气机，压气机出口分别连通机翼内导管及若干喷管和机翼上方的喷管口，运转时压气机压缩后空气，通过导管、喷管口沿上翼面喷出，形成射流，引射大量空气同向流动，产生升力，实现短距或原地垂直升降。同时由各个特定阀、控制、执行元件组成的控制系统，还可使压气机直接接通直喷管向后喷气，平飞时喷气推进。综合普通飞机与直升飞机各自特点，不需要机场跑道，性能较好，安全可靠，简便灵活，广泛适于军用、民用航空、客货运输、体育、联络、抢救、旅游等各个方面。
文档编号B64C29/04GK2827873SQ20052011243
公开日2006年10月18日 申请日期2005年7月6日 优先权日2005年7月6日
发明者雷良榆 申请人:雷良榆