推重比小于0.1的垂直起降飞机的制作方法

本发明涉及一种推重比小于0.1的垂直起降飞机。

对相关申请的交叉引用：

此申请主张申报于2014年4月17日的专利申请EP14075023.3和2014年7月13日的专利申请US 14329949，其内容合并引用。

背景技术：

本发明关于飞机，尤其是，具有垂直起降技术的飞机。

目前，通过高速气流流过飞机上表面获得垂直升力有三种传统技术。第一种，例如专利号：US20120068020，独立于主发动机的风扇提高沿弦向流过机翼上表面的低温气流的速度，由此提高垂直升力。用此方法，风扇提高垂直升力的方法低效；第二种，例如专利号：GB792993，一个高温旁通涵道把来自于喷气发动机尾喷管的高温气流用阀门引导来呈辐射状流过飞机上表面，由此产生垂直升力。用此方法，高温旁通涵道比第一种方法更有效地产生垂直升力，但是飞机的上表面可能会被烧坏；第三种，例如专利号：GB2469621，一个低温旁通涵道，用一个可转动的尾喷管，把来自涡扇发动机的低温气流引导沿弦向流过机翼上表面，由此产生垂直升力。但另一个尾喷管把来自涡扇发动机的高温涵道的高温气流向下喷出，用此方法，低温旁通涵道比上述方法更有效第产生垂直升力，但设置为弦向的低温旁通涵道的条缝出口，使得部分垂直升力丧失于过长的低温涵道中，并且如何引导高温气流在飞机的上表面获得更多的升力而不烧坏它的问题，没有解决。由于这些限制，对于推重比小与0.1的飞机，尤其是大飞机，垂直起降是不可能的。

技术实现要素：

本发明提供一种推重比小于0.1的垂直起降飞机，无论如何，都能在推重比小于0.1的条件下实现垂直起降，包含：副翼；涡扇发动机，其包含一个可开关的尾喷管的低温涵道和一个可开关的尾喷管的高温涵道；一个低温旁通涵道，其包含一个连在低温涵道上，可开关的入口，一个外壁，一个内壁和一个沿翼展方向设置在机翼上表面的出口；一个高温旁通涵道，其包含一个连在高温涵道上，可开关的入口，一个外壁和一个沿翼展方向设置在低温旁通涵道出口上的出口。

根据第一个特征，可以确定以下特征：

低温涵道，在向前飞行期间，直接喷出低温气体，同时低温涵道的尾喷管打开，低温旁通涵道的入口关闭。

高温涵道，在向前飞行期间，直接喷出低高温气体，同时高温涵道的尾喷管打开，高温旁通涵道的入口关闭。

低温旁通涵道，在垂直起降其间，低温涵道的尾喷管关闭，低温旁通涵道的入口打开的时候，引导来自于低温涵道的低温气体，以低温平面射流的形式，沿翼展方向流过机翼上表面，由此产生一个升力并且使得副翼能够控制飞机水平和垂直方向的平衡。

高温旁通涵道，在垂直起降其间，高温涵道的尾喷管关闭，高温旁通涵道的入口打开的时候，引导来自于高温涵道的高温气体，以高温平面射流的形式，沿翼展方向流过低温平面射流的上表面，由此产生另一个升力并且使得副翼能够更有效地控制飞机水平和垂直方向的平衡。

高温旁通涵道的条缝出口，设置在低温旁通涵道的条缝出口上，使得高温平面射流在垂直起降期间，不会烧坏机翼上表面。

附图说明

图1是垂直起降期间具有本发明的飞机的侧视图。

图2是垂直起降期间具有本发明的飞机的顶视图。

图3是垂直起降期间具有本发明的飞机的后视图。

图4是图3的J向本地视图。

图5是图4的A-A截面图。

图6是图4的B-B截面图。

图7是图4的局部视图。

图8是图3的K向局部视图。

图9是图8的C-C截面图。

图10是向前飞行期间具有本发明的飞机的侧视图。

图11是向前飞行期间具有本发明的飞机的顶视图。

图12是向前飞行期间具有本发明的飞机的后视图。

图13是图12的M向局部视图。

图14是图13的D-D截面图。

图15是图13的E-E截面图。

图16是图13的局部视图。

图17是图12的N向局部视图。

图18是图17的F-F截面图。

具体实施方式

根据以上视图，具有本发明的飞机包含：副翼(1,2)；涡扇发动机(3)，其包含一个可开关的尾喷管(7)的低温涵道(6)和一个可开关的尾喷管(5)的高温涵道(4)；一个低温旁通涵道(15)，其包含一个连在低温涵道(6)上，可开关的入口(14)，一个外壁(16)，一个内壁(17)和一个沿翼展方向设置在机翼上表面的出口(19)；一个高温旁通涵道(9)，其包含一个连在高温涵道上(4)，可开关的入口(8)，一个外壁(10)和一个沿翼展方向设置在低温旁通涵道(15)出口(19)上的出口(12)。

根据图(1-9),在垂直起降期间，低温旁通涵道(15)和高温旁通涵道(9)的入口(8,14)打开，然后，涡扇发动机(3)逐渐开始升高或降低推力。现在，低温旁通涵道(15)引导来自于低温涵道(6)的低温气体(18)并且使得低温气体(18)，以低温平面射流(20)的形式，沿翼展方向流过机翼上表面，由此产生一个升力并且使得副翼(1,2)能够控制飞机水平和垂直方向的平衡。类似地，高温旁通涵道(9)引导来自于高温涵道(4)的高温气体(11)，以高温平面射流(13)的形式，沿翼展方向流过低温平面射流(20)的上表面，由此产生另一个升力并且使得副翼(1,2)能够更有效地控制飞机水平和垂直方向的平衡。高温旁通涵道(9)的条缝出口(12)，设置在低温旁通涵道(15)的条缝出口(19)上，使得高温平面射流(13)在垂直起降期间，不会烧坏机翼上表面。

根据图(10-18)，在向前飞行期间，低温涵道(6)和高温涵道(4)的尾喷管(5,7)打开，同时，低温旁通涵道(15)和高温旁通涵道(9)的入口(8,14)关闭。然后，低温气体(18)和高温气体(11)直接喷出低温涵道(6)和高温涵道(4)的尾喷管(5,7)。

这一发明的所有公式和计算列在附录1。

利用这一发明改装空中客车A-380所有公式和计算列在附录2。

本发明可用于把现有飞机改装成能够垂直起降和生产推重比小与0.1的垂直起降飞机。

附录1：

P大气压(单位:帕)

R理想气体常数(单位:焦耳.开尔文^-1.摩尔^-1)

ρ₀出口处的低温气体密度(单位:公斤/米³)

ρ₁大气密度(单位:公斤/米³)

ρ截面上的气体密度(单位:公斤/米³)

ρ_m轴心处的气体密度(单位:公斤/米³)

T₀低温出口的气体温度(单位:开尔文)

T₁大气温度(单位:开尔文)

T截面上的气体温度(单位:开尔文)

V₀低温旁通涵道出口处的气体流速(单位:米/秒)

V₀′高温旁通涵道出口处的气体流速(单位:米/秒)

V截面上的气体密度流速(单位:米/秒)

V_m轴心处的气体流速(单位:米/秒)

h₀出口处的高度(单位:米)

h_m截面上气体轴心的高度(单位:米)

h截面上气体的高度(单位:米)

L出口宽度(单位:米)

C气体比容(单位:米³/公斤)

M摩尔质量(单位:公斤/摩尔)

Q涡扇发动机的质量流量(单位:公斤/秒)

B涡扇发动机的旁通比(无单位量纲)

G最大起飞重量(单位:吨)

X任一点与低温旁通涵道出口处在气体流向上的距离(单位:米)

X₁翼根与低温旁通涵道出口处在气体流向上的距离(单位:米)

X₂气体边线与机翼后缘交叉点与低温旁通涵道出口处在气体流向上的距离(单位:米)

X₃翼尖与低温旁通涵道出口处在气体流向上的距离(单位:米)

α气体边线与机翼后缘的夹角(单位:°)

β机翼弦线与出口长边的的夹角(单位:°)

γ机翼上反角(单位:°)

δ气流前掠角(单位:°)

低温气流轴线与高温气流轴线的夹角(单位:°)

θ气流后掠角(单位:°)

F全部垂直升力(单位:吨)

F₁翼根与低温出口之间的升力(单位:吨)

F₂气体边线与机翼后缘交叉点与低温旁通涵道出口处在气体流向上的升力(单位:吨)

F₃翼尖与低温旁通涵道出口处的升力(单位:吨)

F₄倾斜向上偏转射流产生的向下的压力(单位:吨)

F₅低温旁通涵道出口产生的推力(单位:吨)

F₆高温旁通涵道出口产生的推力(单位:吨)

b常数(无单位量纲)

d常数(无单位量纲)

C常数(无单位量纲)

n₁总发动机数量(无单位量纲)

n₂垂直起降期间使用的发动机数量(无单位量纲)

n₃低温旁通涵道出口数量(无单位量纲)

TWR飞机推重比(无单位量纲)

根据热力学,以周围气体为起始值，等压条件下，各气体截面焓的相对值相等

并且跟据平面射流的特性，其只在垂直于出口截面的平面传播。

ρ₀V₀h₀LC(T₀-T₁)＝∫ρVL C(T-T₁)dh

并且跟据各气体截面速度和密度的相似性，

h₀V₀(ρ₀-ρ₁)＝∫(ρ-ρ₁)Vdh

根据气体动力特性，等压条件下，各气体截面的动量相等。

代(1)入(2):

代(3)入(1)

当X≤X₁或X≤X₂

代(3),(4)入(2)

因为

当X≤X₂或X≤X₃

当X₂≤X≤X₃

当重心处合力为0,

F₄＝F₅+F₆

(F₄+F₅+F₆)sinδ＝(F₅+F₆)sinθ

垂直起降成立的条件:F>G

附录2:

n₁＝1～4

n₂＝1～2

n₃＝1～4

M＝29公斤/摩尔

Q(特伦特900涡扇发动机的质量流量)＝1204公斤/秒

B(特伦特900涡扇发动机的旁通比)＝8.5:1

G(A380最大起飞重量)＝560吨

T₀＝383开尔文

ρ₁＝1.293公斤/米²

设:

θ＝36.5°

h₀＝0.46米

L＝6米

V₀′＝V₀＝211米/秒

X₁＝11米

X₂＝18米

X₃＝32米

α＝14°

β＝5°

γ＝5°

θ＝36.5°

根据前掠角，低温平面射流使得飞机垂直起降期间保持平衡。

F-G＝568-560＝8吨>0

以上清楚表明使用这一技术的空中客车A-380能够实现垂直起降，尤其是，在只用两台涡扇发动机和飞机推重比小与0.1的条件下。