专利名称：上翼面循环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，具体涉及一种可大角度升降亚音速飞机。
背景技术：
对于某些飞机起落受限制地区，如山地、森林、河谷、海上、战场等，和短途紧急抢 救、输送、侦查作战、巡逻、旅游、观光等场合，特别需要可垂直升降的直升飞机。直升飞机飞行性能、经济性等均不如普通飞机，但使用更加灵活机动、方便。因此 长期以来，直升飞机不断改进的同时，航空界也一直研究如何结合直升飞机与普通飞机这 两者的特点。提出、试验、研制一些其他能垂直起落或短距离起落的飞机，这些方案中如旋 翼，可偏转的喷管，可偏转的螺旋桨或发动机，风扇甚至可偏转的机翼，或采取矢量发动机， 助推火箭等等。这些方案只有少数得到实施，各自还存在布局、结构比较复杂、可靠性、经济 性较差、成本高等不同程度的问题。主要只用于军事和特定用途。对于民用，既能垂直或 大角度升降，又不改变普通飞机固定翼基本结构，经济可靠，简单方便的直升飞机目前还没 有。中国专利翼面射流固定翼直升飞机(专利号ZL200520112432. 8)在这方面提供 了一种在翼面上通过射流形成升力一种新技术。在固定翼飞机上也能实现近似的垂直升 降，但其气动布局、射流方式、结构，产生升力大小尚有些不足和缺陷。
发明内容
本发明针对现有的一些直升飞机方案技术，各自不同的问题、缺点和不足，创新发 明了一种“上翼面循环射流固定翼飞机”。这种飞机的固定机翼从气动布局、原理、结构等， 以及推进系统均与现代普通飞机有很大的不同。它不仅利用从前方流过飞机翼型表面的绕 流，形成绕机翼的环量产生升力，而且通过其机翼上翼面前面喷孔喷出射流，流过上翼面从 后部吸入，进入鼓风机增压后又从鼓风机流出，再至前面喷孔喷出射流，如此构成沿上翼面 的循环射流，大大增加其环量及升力。当飞行速度等于0时，也有相当大的升力，不需要飞 机场和跑道(甚至不需要公路路面)。既可直接以大角度升降(接近于直升飞机)，也可以 普通起落与飞行方式，其固定翼与普通飞机固定翼一样简单可靠，升力大，飞行性能(包括 动力性、经济性、稳定性、操纵性等)较好。本发明解决其技术问题的技术方案是没有普通飞机的螺旋桨、涡轮喷气、风扇等 推进装置，而在两侧机翼之间各装一套特定的离心鼓风机，由中间的发动机通过传动装置、 驱动鼓风机排气管与上翼面前端前缘缝翼相连，进气管与上翼面后部的吸气管相连，沿翼 面上方后部吸入空气，经鼓风机排出空气，又通过翼面前端前缘缝翼上方喷口流出，形成射 流，诱导管附近大量空气随之流动，如此循环，组成新的有效升力系统。同时产生向后推力， 飞行速度较大，鼓风机还可另行从其排气喷口直接向后喷射空气，构成新的推力系统。本发明的有益效果是固定翼比普通直升飞机旋翼简单、可靠，没有通常的推进装 置和旋翼传动装置。利用发动机驱动鼓风机推、吸翼面上方形成的循环射流的升力系统，和从排气口向后喷射形成的推力系统，简单有效。综合普通飞机和直升飞机两者的特点，整个 飞机升阻比大，紧凑，简单、可靠，轻小，使用灵活方便。以下结合图1-图5，对本发明的布局、结构和原理做进一步说明。本发明为上单翼式，机身前方有前小翼、升降舵。后端有垂直尾翼和方向舵的鸭式 飞机(图1)(图2)。发动机(9)和与其相连的传动箱、两个离心式鼓风机(8)均位于 机身(1)内，只有鼓风机(8)的排气喷管(7)露出机身外的上方。排气喷管口方向向后，两 侧机翼(5)与机身(1)紧固连接，机翼(5)前端有前缘缝翼G)，前缘缝翼的上端有若干条 缝形喷气孔，机翼后方内部装有吸气管(13)，吸气管连接上翼面上部，有一排朝上的吸气孔 (14)、吸气管(1 与鼓风机进气管(17)相连。鼓风机进气管(17)内装有可操纵的蝶阀 (23)。机翼(6)前方的前缘缝翼(4)呈特定异形管状，外端封闭，内端开口与鼓风机排气 管(16)相连，由此前缘缝翼G)、上翼面、吸气管(13)与鼓风机、进排气管(17、16)，通过旋 转的叶轮(18)组成开式循环射流的流路。如图1图2中箭头所示流动方向。鼓风机蜗壳下方通过导管连接控制阀06)直至机身前方下部的导管喷口(25)。 控制起落时飞机的纵向平衡。发动机(9)通过传动箱中齿轮驱动两侧对称布置的鼓风机叶 轮(18)，组成动力装置。发动机(9)散热片及外围导风罩(11)套在发动机排气管(10)外围，组成由排气 引射的散热装置，由此发动机排出废气，引射冷却发动机空气，一起向后喷出，产生一定的 推力。前小翼(2)和前升降舵(24)位于机身(1)的前端，垂直尾翼(19)和方向舵(20) 位于机身的后端，分别控制飞行中升降和航向，以及纵向和偏航的稳定。机身(1)下方是悬 挂机轮⑶。本发明第一特征是两个离心鼓风机(8)分别位于发动机(9)、传动箱两侧， 鼓风机进气管(17)与机翼吸气管(13)相连，排气管(16)与前缘缝翼(1)相连。第二特征是机翼前端的前缘缝翼(1)呈特定异形管状，上端有一排条缝形喷口， 喷口方向向后，吸气管(13)位于机翼后方内部，上方有一排条缝形吸气口(14)，吸气口方 向朝上。第三特征是发动机(9)输出轴依次与传动箱的主、从动轴与两侧的鼓风机 叶轮轴、叶轮(18)相连。鼓风机排气喷口方向朝后。第四特征是鼓风机(8)蜗壳下方与导管、控制阀06)相连，导管喷口 05)位于 机身(1)前端，管口方向朝下。第五特征是(图3、图4、图5)弧形阀(XT)位于鼓风机⑶蜗壳内，蝶阀03)(图 1)位于鼓风机进气管(17)内。本发明起落的飞行的原理是(图3、图4、图幻，发动机起动前，关闭鼓风机进气管 (17)内的蝶阀03)，以降低起动负荷。起动后，蝶阀全开，发动机(9)带动传动箱中 主从动齿轮轴及两侧鼓风机叶轮(18)旋转，吸气口(14)吸入翼面上空气，此时鼓风机蜗壳 内弧形阀(XT)位于OA位置，(图3)襟翼(15)向下偏转。由此进入鼓风机的空气增压后， 经弧形阀(XT)连通排气管。通过前缘缝翼G)，从其上端的条缝形喷口( 喷出，形成翼 面上方射流，诱导卷吸附近大量空气，随之流动向后，上翼面附面层附近气流由吸气口(14)再次被吸入吸气管(13)，经进气管、鼓风机、排气管、前缘缝翼喷口再又喷出射流，如此不断 循环流动。(图3流动流线箭头)按流体能量守恒的柏努利定理，机翼上方空气加速流动，相应压力必然降低，而此 时机翼下方空气几乎静止，压力相对较高。虽然飞机不动，机翼下、上压力差也构成相当大 的升力L1(图3)。机翼吸气管将上方空气吸入，也产生相应的升力。而经前缘缝翼向后喷出的射流， 又形成向前的推力Ttl (图3)，推动飞机前进。飞机前进，为减少阻力，操纵襟翼(15)向上偏转(图4)。鼓风机加速运转，保持上 翼面循环射流相应加速流动，并与前方来流叠加，(图4中箭头所示流场)，使推力T1升力 L” L2相应增大，克服飞机重力起飞，必要时操纵喷气导管路内控制阀(沈)，帮助维持飞机 纵向平衡。发动机及鼓风机转速愈高，起飞距离愈短，起飞角度愈大。较大速度飞行时，操纵前缘襟翼与机翼合并成一体。同时将鼓风机内弧形阀(XT) 转动至OB位置，关闭排气管(16)通道，而蜗壳内通道全开，鼓风机内经蜗壳通道扩压后空 气，直接从排气喷管(7)喷出，推力T(图幻更大，此时飞行状态与操纵，以及平衡稳定的控 制，和普通飞机飞行方式基本相同。但由于机翼后方吸气口吸入气流，对气流附面层的控 制，使翼面上方没有气流分离，不仅推力、升力增加，阻力也减少，从而提高了升阻比和整机 的空气动力品质。低速飞行时或下降时，操纵推开前缘缝翼，使与机翼前端之间有一定空隙，同 时弧形阀(Xi)转动回至OA位置，鼓风机排气管连通，(图4)，机翼上循环射流又与前方来 流叠加，同样具有较大的升力。如继续下降，放下后部襟翼(15)(图3)，速度很小直至等于 0，仍然有相当大的升力，因此其失速速度远低于同类普通飞机，不仅安全性好，还可实现大 角度安全降落，一般不需要机场和跑道。(此外也可按普通飞机飞行方式在跑道上起落)本发明中的襟翼不仅用于飞机起落，当转向时，也可作为附翼来操纵。
图1是本发明“上翼面循环射流固定翼直升飞机”的结构俯视图，箭头表示空气从 前缘缝翼经翼面上方吸气口、吸气管、鼓风机排出至前缘缝翼循环射流流线方向。图3、图4、图5分别是本发明鼓风机和机翼所构成推力和升力系统，在不同飞行状 态时的绕流流场，(图3-图5实线箭头)和相关构件(前缘襟翼、弧形阀、机翼后部襟翼) 的不同位置的简图。图1-图5中各部件1-机身；2-前小翼；3-悬挂机轮；4-前缘缝翼；5-条缝形喷口 ；6_机翼；7_排气 喷管；8-离心鼓风机；9-发动机；10-发动机排气管；11-导罩；12-翼梢小翼；13-吸气管； 14——吸气口 ； 15-襟翼；16-鼓风机排气管；17-鼓风机进气管；18-叶轮；19-垂直尾翼； 20-方向舵；21-传动箱；22-叶轮轴；23-蝶阀；24——前襟翼；25-导管喷口 ；26-控制阀； 27-弧形阀(图3-图5)。图3-图5中各实线箭头表示绕流流场，流线方向；ω-鼓风机叶轮旋转角速度； T-推力；L1-机翼升力；L2-吸气造成的附加升力；OA、OB-分别是处在不同位置的弧形阀； V-前方来流
具体实施例方式以下结合本发明的附图，详细描述本发明一个较好的实施例名称上翼面循环射流固定翼直升飞机形式超轻型飞机外形尺寸全长3. 85米，全宽8. 5米，全高1. 75米机翼翼展8. 4米，翼面积10. 08平方米前小翼翼展3. 6米，翼面积2. 6平方米发动机形式风冷、双缸、电起动汽油机、带齿轮减速箱最大功率40千瓦最大转速6500转/分重量空机重量170公斤最大燃油重量30公升最大起飞重量380公斤，可载2 人性能最大平飞速度150公里/小时最大巡航速度110公里/小时失速速度25公里/小时最大爬升率5. 5米/秒起飞距离(大角度升降):30米实用升限3500米航程；300公里，最大航程单人加副油箱800公里最大使用过载+3. 8g -1. 9g本发明的优点是1、本发明上翼面循环射流升力系统，在大速度飞行时比同类大小普通飞机机翼升 力和升阻比大30%以上，低速飞行升力、升阻比提高比值更大。即使飞机速度等于0时，也 有相当大的升力。可实现原地大角度升降，综合直升飞机、短距离起落飞机和普通飞机各自 的优点，而克服了其各自的不足。2、本发明双离心鼓风机喷气推力系统，对称布置，平衡性好，紧凑(位于机身内 部)阻力小，没有普通同类飞机螺旋桨及其螺旋尾流对其他部分的影响，加之鼓风机叶轮 转动时，产生的陀螺(定轴性)稳定作用。因此本发明稳定性好，可靠性也优于同类直升飞 机和其他垂直起落飞机。3、本发明不仅机翼产生升力，其内吸气口和前小翼各自产生不同升力，即使飞机 静止或低速飞行，起落均有相当大的升力，从而大大减少普通飞行失速或迫降下落等危险， 安全性更好。4、本发明大角度升降能平顺过渡至爬升、下滑、平飞、滑翔等其他飞行姿态。控制、 操纵简便，使用灵活机动，便于实施推广。本发明可广泛用于各事业单位、企业、个人、民航、公务、运输、联络、军事、体育、竞 赛、娱乐、旅游、观光、抢险救灾、巡逻及商业等各个领域。
权利要求
1.一种上翼面循环射流固定翼直升飞机，包括机身、前缘缝翼、机翼、机翼内吸气管、离 心式鼓风机、进排气管、弧形阀、传动箱、发动机，其特征在于对称布置的两个离心鼓风机分 别位于发动机、传动箱两侧，鼓风机进气管与吸气管相连，排气管与机翼前缘缝翼相连。
2.根据权利要求书1所述的上翼面循环射流固定翼直升飞机，其特征在于前缘缝翼呈 特定异形管状，上端有一排条缝形喷口，喷口方向朝后，吸气管位于机翼内部，上方有一排 条缝形吸气口。
3.根据权利要求1所述的上翼面循环射流固定翼直升飞机，其特征在于发动机输出轴 依次连接传动箱主、从动轴、叶轮轴、叶轮，鼓风机排气喷口方向朝后。
4.根据权利要求1所述的上翼面循环射流固定翼直升飞机，其特征在于鼓风机蜗壳下 方与导管、控制阀相连，导管喷口位于机身前端，管口方向朝下。
5.根据权利要求1所述的上翼面循环射流固定翼直升飞机，其特征在于弧形阀位于鼓 风机蜗壳内，蝶阀位于鼓风机进气管内。
全文摘要
一种上翼面循环射流固定翼直升飞机，属于航空机械领域，由发动机传动齿轮驱动两侧对称布置的鼓风机叶轮，从上翼面后部吸气管吸入空气，增压后通过排气管，从前缘缝翼喷口喷出，流过翼面上方再进入吸气管，形成循环射流，当飞机静止或低速飞行也能产生相当大的升力和推力，大速度时，以弧形阀控制鼓风增压空气直接喷气推进，升力、升阻比比同类普通飞机大30％以上，低速时提高的比值更大，可实现原地大角度升降，综合了直升飞机短距离起落和普通飞机各自的优点，而克服了其各自的不足，安全性、稳定性好，便于控制操纵，使用简单灵活，便于实施。可广泛用于工、农、商业，个人交通运输、旅游、娱乐、体育竞赛，巡逻观光、军事等各个领域。
文档编号B64C29/04GK102120491SQ20111004457
公开日2011年7月13日 申请日期2011年2月24日 优先权日2011年2月24日
发明者雷良榆 申请人:雷良榆