专利名称：涵道机翼系统以及运用涵道机翼系统的飞行器的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种机翼，特别涉及一种涵道机翼系统以及运用这种涵道机翼系统的飞行器。
背景技术：
美国人卡斯特在20世纪40年代设计制造了沟槽翼飞机，这是一种通过主动加速气流的方式获得高升力的超短距起落飞机，沟槽翼的概念是通过主动加速沟槽机翼的上表面的气流而获得升力，而不是像常规飞机的机翼那样通过穿越气流获得升力。这种飞机的机翼在紧邻机身的部分被设计成向下弯曲的半圆沟槽形，发动机就被安置在半圆形凹陷处。这样，发动机启动后，沟槽将有效地限制发动机螺旋桨后方所形成的滑流，在沟槽区产生很大的吸力从而获得很大的升力，但是沟槽翼飞机只能短距起落，不能垂直起落。美国人穆勒在20世纪90年代设计制造了 m400，m400有4个涵道风扇两两对称的设置于飞行器机身两侧，涵道壳体从前缘的圆形逐渐过渡到后缘的矩形，并且后缘的矩形从下至上向后倾斜，其中平行的布置有百叶窗式导流片，涵道风扇倾转为倾斜角度时，经过百叶窗式导流片的风扇的滑流向下喷出，产生向上的力使飞行器垂直向上升起，穆勒希望逐渐倾转涵道风扇为水平状态后涵道壳体能够产生升力维持飞行器水平飞行，但他的普通形状的涵道壳体产生的升力有限，不能维持飞行器水平飞行，而且倾转机构复杂，笨重。法国布雷盖公司20世纪60年代生产的布雷盖941使用升力襟翼技术，用较大的襟翼偏转螺旋桨滑流，使滑流偏折向下，产生向上的升力，同时流经的滑流使机翼上产生升力，使飞机能短距起落，但此机不能垂直起落。因此需要对现有技术中的机翼进行改进，使其能在静止和水平飞行状态下都能产生很大的升力，以实现飞行器的垂直起落，水平飞行，以及垂直起落和水平飞行状态之间的平稳转换。
发明内容
本发明的目的就是提供一种涵道机翼系统，本涵道机翼系统通过风扇加速涵道机翼上表面气流，以及用襟翼等增升装置偏转风扇滑流，能产生很大的升力，可实现飞行器的垂直起落，水平飞行；以及垂直起落和水平飞行状态之间的平稳转换，同时本发明还公布了三种运用此涵道机翼系统的飞行器。本发明涵道机翼系统，包括涵道机翼和设置在涵道机翼前缘的风扇，涵道机翼为一水平设置的环形结构，纵向剖面具有翼型，风扇叶片旋转到涵道机翼下半部时，风扇叶片桨尖高于涵道机翼下半部前缘，使风扇叶片能加速涵道机翼下半部内壁表面气流，风扇叶片旋转到涵道机翼上半部时，风扇叶片位于涵道机翼前部上半部的外部空间，风扇叶片桨尖高于涵道机翼上半部前缘部分的外壁，使风扇叶片能加速涵道机翼上半部内外壁表面气流。作为对本方案的改进，所述涵道机翼前部下半部横截面为半圆形，涵道机翼前部上半部横截面为向上凸起的弧形，涵道机翼前部的下半部和上半部光滑连接；涵道机翼的横截面从前部半圆形和弧形相结合的形状向后逐渐过渡到适合安装襟翼的弦长位置即为上宽下窄的梯形，并且梯形形状一直保持到后缘；所述后缘从下部到上部逐渐向后倾斜；
作为对本方案的改进，所述涵道机翼梯形形状的后缘的上部的平面安装有上襟翼，涵道机翼梯形形状的后缘的下部的平面安装有下襟翼；
作为对本方案的改进，所述涵道机翼的前缘从下部到上部逐渐向后倾斜，风扇叶片旋转到涵道机翼下半部时风扇叶片位于涵道机翼前部下半部的内部空间，风扇叶片桨尖以一条缝隙为间隙接近涵道机翼下半部前缘部分的内壁；
作为对本方案的改进，所述涵道机翼上半部上表面能吹到风扇滑流的前缘位置均勻的设置有一排导流片，导流片有若干片，纵向垂直地安装在上表面上，平面形状呈流线型，纵向剖面呈对称双凸翼型；
作为对本方案的改进，所述涵道机翼系统的风扇的发动机通过一片支撑翼安装在涵道机翼内部空间，所述支撑翼的后缘设置有襟副翼；
作为对本方案的改进，所述涵道机翼左右两个立面的后缘均设置有方向舵，所述方向舵被支撑翼分隔为上下两块。一种运用所述涵道机翼系统的飞行器，所述涵道机翼系统为2个并对称地设置在飞行器机身中后部两侧，或者所述涵道机翼系统为一个并以机身为风扇轴设置在飞行器中后部。作为对本方案的改进，所述飞行器的机头设置有能向下喷出滑流的内埋式涵道风扇，所述内埋式涵道风扇的叶片为两组，并以共轴对转方式设置；
作为对本方案的改进，所述内埋式涵道风扇的进气口设置有上百叶窗，出气口设置有下百叶窗，上百叶窗整体平面形状为圆形，下百叶窗相对机身向前的一部分面积平面形状为半圆形，相对机身向后的一部分面积平面形状为矩形，下百叶窗前部的半圆形和后部的矩形光滑连接，所述上百叶窗叶片和下百叶窗叶片相对机身横向布置，上百叶窗和下百叶窗均能关闭和打开；
作为对本方案的改进，所述飞行器机头两侧对称地设置有由水平安定面和升降舵组成的鸭翼；
一种运用所述涵道机翼系统的飞行器，所述涵道机翼系统为4个并两两对称地设置在飞行器机身两侧。本发明的有益效果本发明涵道机翼系统，其风扇能同时加速环形结构的涵道机翼下半部内壁表面气流和上半部内外壁表面气流，以及能加速支撑翼上下翼面气流，从而可产生很大的升力，涵道机翼后缘的襟翼以及支撑翼后缘的襟副翼向下偏转可使风扇滑流向后下方喷出，产生向前上方的推力；采用本涵道机翼系统的飞行器能够实现垂直起落、水平飞行，以及垂直起落和水平飞行状态之间的平稳转换。
下面结合附图和实施例对本发明作进一步详细的描述。图1为本发明涵道机翼系统的立体结构示意图； 图2为本发明涵道机翼系统的正视5图3为图2涵道机翼系统未放下襟翼、襟副翼和开裂式导流片状态沿A—A线的剖视
图4为图2涵道机翼系统放下襟翼、襟副翼和开裂式导流片状态沿A—A线的剖视图； 图5为本发明涵道机翼系统偏转方向舵的立体结构示意图； 图6为本发明涵道机翼系统未放下襟翼、襟副翼和开裂式导流片的背面结构示意图； 图7为本发明涵道机翼系统放下襟翼，襟副翼和开裂式导流片的背面结构示意图； 图8为本发明飞行器的主视图； 图9为本发明飞行器的俯视图； 图10为本发明飞行器的左视图； 图11为本发明飞行器的立体结构示意图； 图12为本发明飞行器的垂直起落姿态示意图。图中1.涵道机翼；2.风扇；3.发动机；4.导流片；5.上襟翼；6.下襟翼；7.支撑翼；8.襟副翼；9.方向舵；10.开裂式导流片；11.斜支撑翼；12.机身；13.上百叶窗； 14.水平安定面；15.升降舵；16.后轮；17.前轮；18.下百叶窗。
具体实施例方式如图所示，本实施例涵道机翼系统，包括涵道机翼1和设置在涵道机翼1前缘的风扇2，涵道机翼1为一水平设置的环形结构，纵向剖面具有翼型，风扇2叶片旋转到涵道机翼下半部时，风扇叶片桨尖高于涵道机翼下半部前缘，使风扇叶片能加速涵道机翼下半部内壁表面气流，风扇叶片旋转到涵道机翼上半部时，风扇叶片位于涵道机翼前部上半部的外部空间，风扇叶片桨尖高于涵道机翼上半部前缘部分的外壁，使风扇叶片能加速涵道机翼上半部内外壁表面气流。本结构涵道机翼系统，其风扇能同时加速环形结构的涵道机翼下半部内壁表面气流和上半部内外壁表面气流，从而可使涵道机翼1产生很大的升力，以实现飞行器的垂直起落；而且由于涵道机翼1为一环形结构，类似无限翼展，所以涵道机翼 1处在高速的风扇滑流中将没有翼尖涡流，减小了阻力，增大了升力。本实施例中所述涵道机翼1前部下半部横截面为半圆形，涵道机翼1前部上半部横截面为向上凸起的弧形，涵道机翼1前部的下半部和上半部光滑连接；涵道机翼1的横截面从前部半圆形和弧形相结合的形状向后逐渐过渡到适合安装襟翼的弦长位置即为上宽下窄的梯形，并且梯形形状一直保持到后缘；所述后缘从下部到上部逐渐向后倾斜。本实施例中涵道机翼1梯形形状的后缘的上部的平面安装有上襟翼5，涵道机翼 1梯形形状的后缘的下部的平面安装有下襟翼6 ；上襟翼5和下襟翼6同时向下偏转，可将风扇滑流导向后下方喷出，从而产生向前上方的推力，以利于实现垂直起落，以及垂直起落和水平飞行状态之间的平稳转换。本实施例中所述涵道机翼1的前缘从下部到上部逐渐向后倾斜，风扇2叶片旋转到涵道机翼1下半部时，风扇2叶片位于涵道机翼1前部下半部的内部空间，风扇叶片桨尖以一条缝隙为间隙接近涵道机翼下半部前缘部分的内壁。本实施例中的风扇叶片能旋转到涵道机翼前部下半部的内部空间，从而使风扇叶片能受到涵道机翼保护，以及减小风扇噪声外泄，风扇叶片桨尖和涵道机翼前部下半部内壁表面小间隙配合，可减小风扇叶片的叶尖涡流，有利于提高风扇推力，以及使风扇滑流更充分地吹过涵道机翼下半部内壁表面，有
6利于提高涵道机翼下半部的升力，类似于沟槽翼。本实施例中所述涵道机翼1上半部上表面能吹到风扇滑流的部分的前缘位置均勻的设置有一排导流片4，导流片有若干片，纵向垂直地安装在上表面上，平面形状呈流线型，纵向剖面呈对称双凸翼型；导流片4可理顺风扇滑流，使风扇滑流消除滑流扭转，顺畅均勻地从涵道机翼上半部外壁表面前缘流向后缘，有利于提高涵道机翼上半部的升力。本实施例中涵道机翼系统的风扇2的发动机3通过一片支撑翼7安装在涵道机翼内部空间，所述支撑翼7的后缘设置有襟副翼8 ；风扇滑流能加速支撑翼7上下翼面气流，从而可产生很大的升力，襟副翼8的翼面积在保证支撑翼有足够强度，能有效支撑涵道机翼和发动机的情况下应尽可能地大，使襟副翼8向下偏转时可使尽可能多的风扇滑流向后下方喷出，产生向前上方的推力。上襟翼5、襟副翼8和下襟翼6的前缘排列在同一条虚拟的倾斜的直线上，以使风扇滑流在被偏转后尽可能顺畅地向后下方排出；本实施例上襟翼5、襟副翼8和下襟翼6都为单缝襟翼；涵道机翼1上半部与支撑翼7之间的间隔大于涵道机翼1上半部的二分之一弦长长度，支撑翼7与涵道机翼1下半部之间的间隔大于支撑翼7的二分之一弦长长度，使三者互相不产生干扰；支撑翼在涵道机翼外相对机身一侧有延长段。本实施例中所述涵道机翼左右两个立面的后缘均设置有方向舵9，所述方向舵9 被支撑翼7分隔为上下两块。方向舵向左或向右偏转。可使风扇滑流向左或向右改变喷出方向，对飞行器中后部产生使飞行器偏航的横向力矩，使飞行器在垂直起落、悬停、低速前进或水平飞行时均具有航向控制力；涵道机翼的左右立面在飞行器水平飞行时具有航向稳定性，起到类似垂直尾翼的作用。本实施例中所述发动机3后下部设置有开裂式导流片10，开裂式导流片10结构类似于开裂式襟翼，以一个薄片用铰接方式贴附于发动机3的后下部，当需要向后下方偏转风扇2滑流时，放下两片襟副翼8，同时向下打开开裂式导流片10，3者将形成一块连续完整的控制面，上下表面完整光滑，以更好地向后下方偏转风扇2滑流。本发明还公开了三种运用上述涵道机翼系统的飞行器。实施例一所述飞行器的涵道机翼系统为两个，且两个涵道机翼系统对称地设置在飞行器机身12中后部两侧。涵道机翼系统的具体安装方式为支撑翼7在涵道机翼外的延长段与机身12中后部的机背连接，涵道机翼1面向机身12的一侧的下面的角上有斜支撑翼11支撑，斜支撑翼 11的另一端安装在机身12侧面的鼓包上；两侧的涵道机翼风扇2之间有传动轴连接，以使两侧风扇2永远保持相同转速；本飞行器的两侧涵道机翼系统具有上反角，以使飞行器在垂直起落、悬停，低速前进和水平飞行时都具有横向稳定性；本飞行器的两个涵道机翼，可在飞行器静止不动的情况下产生很大升力，以实现飞行器的垂直起落，也可在飞行器水平飞行时产生很大升力，以实现飞行器水平飞行，以及实现垂直起落和水平飞行状态之间的平稳转换。本实施例中所述飞行器的机头设置有能向下喷出滑流的内埋式涵道风扇，所述内埋式涵道风扇的叶片为两组，并以共轴对转方式设置，以消除反扭力，使飞行器在垂直起落、悬停以及低速前进时不产生自旋，内埋式涵道风扇的动力为电动机，电能来自发动机3 驱动的发电机。
本实施例中所述内埋式涵道风扇的进气口设置有上百叶窗13，出气口设置有下百叶窗18，上百叶窗13整体平面形状为圆形，下百叶窗18相对机身向前的一部分面积平面形状为半圆形，相对机身向后的一部分面积平面形状为矩形，下百叶窗前部的半圆形和后部的矩形光滑连接，所述上百叶窗叶片和下百叶窗叶片相对机身横向布置，上百叶窗和下百叶窗均能关闭和打开；当飞行器要垂直起落、悬停和低速前进时打开上百叶窗和下百叶窗，以使机头内埋式涵道风扇能够向下喷出滑流，使飞行器抬起机头；向后偏转下百叶窗 18可以加速飞行器从垂直起飞到水平飞行状态的转换；在水平飞行时关闭上百叶窗13和下百叶窗8以减小阻力。本实施例中所述飞行器机头两侧对称地布置有由水平安定面14和升降舵15组成的鸭翼。飞行器在地面静止不动要垂直起飞时，放下鸭翼的升降舵15，启动涵道机翼系统的发动机3，打开机头内埋式涵道风扇进气口的上百叶窗13和出气口的下百叶窗18，启动机头内埋式涵道风扇电动机，内埋式涵道风扇高速旋转喷出滑流，产生反作用力，使飞行器前轮17离地，并以后轮16为支点抬头，飞行器保持一定迎角，此迎角的角度同时使乘坐者仍能感觉舒适，发动机3加大油门，高速旋转涵道机翼系统的风扇2，使风扇滑流流过涵道机翼1下半部的内壁表面和涵道机翼1上半部的内外壁表面，最大程度向下偏转涵道机翼1 后缘的上襟翼5、下襟翼6和支撑翼7后缘的襟副翼8，以及发动机3后下部的开裂式导流片10，使风扇滑流偏转角度向后下方喷出，产生向前上方的推力，上襟翼、下襟翼以及襟副翼偏转后，涵道机翼以及支撑翼由于弯曲程度增大产生向后上方的升力；此时，由于飞行器抬头保持迎角状态，机头涵道风扇产生向后上方的推力，涵道机翼及支撑翼产生向后上方的升力，二者产生的向后上方的合力；同时，由于飞行器抬头保持迎角状态，涵道机翼系统的风扇叶片由于翼型产生的压力差产生向前上方的拉力，此风扇产生的被上襟翼、下襟翼和襟副翼以及开裂式导流片偏转为向后下方喷出的滑流产生向前上方的推力，此二者产生向前上方的合力，由于风扇展弦比小，相对面积大，产生的推力大部分是排气的反作用力， 只有小部分是叶片翼型差的拉力，所以飞行器只需要一个不大的迎角，就可以使前二者向后上方的合力与后二者向前上方的合力中，向前与向后的力相互抵消，剩下的力即表现为垂直向上的力，此力超过飞行器所受的重力，使飞行器垂直起飞。当飞行器要从垂直起飞状态转换为水平飞行状态时，适当减小机头内埋式涵道风扇推力，适当增大涵道机翼系统的风扇2推力，并适当减小上襟翼5、下襟翼6、襟副翼8以及开裂式导流片10的偏转角度，使风扇滑流逐渐减小向后下方的偏转喷出角度，同时逐渐向后偏转机头内埋式涵道风扇的下百叶窗18，使飞行器减小迎角并开始前飞，此时，鸭翼开始产生升力，继续减小机头内埋式涵道风扇推力，继续增大涵道机翼系统的风扇2推力，继续缓慢收起上襟翼5、下襟翼6和襟副翼8以及开裂式导流片10，同时继续向后偏转下百叶窗18，飞行器继续加速，当飞行器达到巡航速度，鸭翼上产生足够升力，涵道机翼也产生了足够升力，飞行器姿态改为水平，收起鸭翼的升降舵15，同时上襟翼5，下襟翼6和襟副翼8 以及开裂式导流片10已全部收起，关闭机头内埋式涵道风扇电动机，关闭上百叶窗13和下百叶窗18，飞行器进入水平巡航飞行，飞行器在水平飞行时的操纵方式与普通鸭式布局固定翼飞机相同。当飞行器要从水平飞行状态转换为垂直降落时，放下升降舵15，使飞行器抬头，同
8时向下偏转上襟翼5、下襟翼6和襟副翼8以及开裂式导流片10，使涵道机翼系统的风扇2 的滑流偏转向后下方喷出，使飞行器开始减速，同时打开上百叶窗13和下百叶窗18，启动机头内埋式涵道风扇电动机，使风扇开始高速旋转，喷出滑流产生向后上方的推力，抵消由于涵道机翼系统的风扇滑流向后下方喷出后产生的使飞行器低头的力矩，由于与飞行器垂直起飞时相同的原因，飞行器各部件向前和向后的力相互抵消，飞行器将继续保持迎角状态，并逐渐减速至停止前进，适当减小涵道机翼系统的风扇2和机头内埋式涵道风扇推力， 使飞行器逐渐下降，当飞行器后轮16接触到地面，由于机头内埋式涵道风扇推力不能支持飞行器重量，使得飞行器逐渐放下机头，当前轮17接触地面，关闭机头内埋式涵道风扇电动机，关闭上百叶窗和下百叶窗，关闭发动机，垂直降落过程结束。实施例二 所述涵道机翼系统为一个并以机身为风扇轴设置在飞行器中后部，飞行器其他结构与实施例一相同，这样飞行器体积更小。实施例三所述涵道机翼系统为4个并两两对称地设置在飞行器机身两侧，飞行器为鸭式布局或串列翼布局，飞行器机头没有内埋式涵道风扇。实施例二和实施例三所述的两种飞行器同样能够实现垂直起落，水平飞行，以及垂直起落和水平飞行状态之间的平稳转换。涵道机翼前缘上半部和下半部之间也可以不采用倾斜的形状，其他结构与实施例相同，这样，涵道机翼系统的风扇同样能够加速涵道机翼下半部内壁表面气流，以及能加速涵道机翼上半部内外壁表面气流，使涵道机翼产生很大升力，但如果这样设置，当涵道机翼前缘的风扇旋转到涵道机翼下半部时，将处于涵道机翼前部下半部外部空间，风扇叶片将得不到涵道机翼的保护，而且风扇噪声会外泄，同时风扇叶片将产生叶尖涡流，推力会减小。导流片4也可以采用不对称翼型，相对平坦的一面朝向风扇滑流来流方向，这样的导流片也能够理顺涵道机翼风扇滑流，使风扇滑流消除滑流扭转，顺畅均勻的从涵道机翼上半部外壁表面前缘流向后缘，提高涵道机翼上半部的升力，同时，这样的导流片还能够产生翼尖涡流，翼尖涡流能够向机翼后缘的附面层注入能量，推迟附面层分离，起到类似涡流发生器的作用。涵道机翼风扇2也可以采用螺旋桨形式，但螺旋桨和风扇相比，展弦比大，在相同的直径下面积小，产生的拉力中，由翼型的压力差产生的拉力占大部分，而排气的反作用力仅占小部分，所以飞行器在垂直起落时要有一个相对更大的迎角才能够使飞行器向前和向后的力相互抵消，这样就使更多的力消耗于前后抵消，而垂直向上的力相应减少，这样就浪费了功率，使飞行器不易实现垂直起飞，并且乘坐者感觉不舒适，货物也难以固定，飞行器因此易失去平衡。配备有如实施例所示的涵道机翼系统的飞行器也可以为常规布局，这样，飞行器机头同样设置有内埋式涵道风扇，但机头没有鸭翼，两个涵道机翼系统对称地设置于飞行器重心附近的机身两侧，飞行器尾部设置有垂直尾翼和水平尾翼，这样的飞行器也能够实现垂直起落、水平飞行，以及垂直起落和水平飞行状态之间的平稳转换，但如果这样布置，涵道机翼系统的左右立面由于距飞行器重心近、力臂短，不能发挥航向稳定性，产生了浪费，造成了多余的阻力和重量。实施例所示的涵道机翼系统，涵道机翼上半部内壁和发动机背部之间，涵道机翼下半部内壁和发动机腹部之间，各可以竖向垂直地设置一段支撑翼，以使涵道机翼系统更有强度和刚度。实施例所示的涵道机翼系统，涵道机翼梯形形状的后缘的上部的平面也可以不安装上襟翼，而其他结构与实施例相同，配备有这样的涵道机翼系统的飞行器适合采用常规布局，即两个这样的涵道机翼系统对称地设置在飞行器重心附近的机身两侧，飞行器尾部有垂直尾翼和水平尾翼，同时在机头不安装内埋式涵道风扇，在飞行器要起飞时，下襟翼、襟副翼和开裂式导流片向下偏转，使大部分风扇滑流偏转向后下方喷出，产生向飞行器前上方的推力，其余的风扇滑流在流过没有安装上襟翼的，涵道机翼梯形形状的后缘的上部的平面后，将流向飞行器尾部的水平尾翼，使水平尾翼产生一定控制力，在经过短距离的滑跑，水平尾翼产生了足够气动控制力，涵道机翼系统也产生了足够升力后，飞行器能够实现短距起落，但这样的飞行器不能实现垂直起落。实施例的发动机3可以为活塞式发动机，也可以为涡轮螺桨式发动机，另外也可以采用纯电动方式。实施例一飞行器设计为家用飞行器，包括驾驶员能乘坐5人，当然也可以按比例适当减小或增大飞行器外形以及动力，使之相应能乘坐更少或更多的乘员。 最后说明的是，以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非限制，尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细说明，本领域的普通技术人员应当理解，可以对本发明的技术方案进行修改或者等同替换，而不脱离本发明技术方案的宗旨和范围，其均应涵盖在本发明的权利要求范围当中。
权利要求
1.一种涵道机翼系统，包括涵道机翼(1)和设置在涵道机翼(1)前缘的风扇(2)，其特征在于涵道机翼(1)为一水平设置的环形结构，纵向剖面具有翼型，风扇(2)叶片旋转到涵道机翼下半部时，风扇叶片桨尖高于涵道机翼下半部前缘，使风扇叶片能加速涵道机翼下半部内壁表面气流，风扇叶片旋转到涵道机翼上半部时，风扇叶片位于涵道机翼前部上半部的外部空间，风扇叶片桨尖高于涵道机翼上半部前缘部分的外壁，使风扇叶片能加速涵道机翼上半部内外壁表面气流。
2.根据权利要求1所述的涵道机翼系统，其特征在于所述涵道机翼(1)前部下半部横截面为半圆形，涵道机翼(1)前部上半部横截面为向上凸起的弧形，涵道机翼(1)前部的下半部和上半部光滑连接；涵道机翼(1)的横截面从前部半圆形和弧形相结合的形状向后逐渐过渡到适合安装襟翼的弦长位置即为上宽下窄的梯形，并且梯形形状一直保持到后缘； 所述后缘从下部到上部逐渐向后倾斜。
3.根据权利要求2所述的涵道机翼系统，涵道机翼(1)梯形形状的后缘的上部的平面安装有上襟翼(5)，涵道机翼(1)梯形形状的后缘的下部的平面安装有下襟翼(6)。
4.根据权利要求3所述的涵道机翼系统，其特征在于所述涵道机翼(1)的前缘从下部到上部逐渐向后倾斜，风扇(2)叶片旋转到涵道机翼(1)下半部时风扇(2)叶片位于涵道机翼(1)前部下半部的内部空间，风扇叶片桨尖以一条缝隙为间隙接近涵道机翼下半部前缘部分的内壁。
5.根据权利要求3所述的涵道机翼系统，其特征在于所述涵道机翼(1)上半部上表面能吹到风扇滑流的前缘位置均勻的设置有一排导流片(4)，导流片有若干片，纵向垂直地安装在上表面上，平面形状呈流线型，纵向剖面呈对称双凸翼型。
6.根据权利要求3所述的涵道机翼系统，其特征在于涵道机翼系统的风扇(2)的发动机(3)通过一片支撑翼(7)安装在涵道机翼内部空间，所述支撑翼(J)的后缘设置有襟副翼 (8)。
7.根据权利要求3所述的涵道机翼系统，其特征在于所述涵道机翼(1)左右两个立面的后缘均设置有方向舵(9)，所述方向舵(9)被支撑翼(7)分隔为上下两块。
8.一种运用权利要求1至7中任一权利要求所述的涵道机翼系统的飞行器，其特征在于所述涵道机翼系统为2个并对称地设置在飞行器机身(12)中后部两侧，或者所述涵道机翼系统为1个并以机身(12)为风扇轴设置在飞行器中后部。
9.根据权利要求8所述的运用涵道机翼系统的飞行器，其特征在于所述飞行器的机头设置有能向下喷出滑流的内埋式涵道风扇，所述内埋式涵道风扇的叶片为两组，并以共轴对转方式设置。
10.根据权利要求9所述的运用涵道机翼系统的飞行器，其特征在于所述内埋式涵道风扇的进气口设置有上百叶窗(13)，出气口设置有下百叶窗(18)，上百叶窗(13)整体平面形状为圆形，下百叶窗(18)相对机身向前的一部分面积平面形状为半圆形，相对机身向后的一部分面积平面形状为矩形，下百叶窗前部的半圆形和后部的矩形光滑连接，所述上百叶窗叶片和下百叶窗叶片相对机身横向布置，上百叶窗和下百叶窗均能关闭和打开。
11.根据权利要求9或10所述的运用涵道机翼系统的飞行器，其特征在于所述飞行器机头两侧对称地设置有由水平安定面(14)和升降舵(15)组成的鸭翼。
12.一种运用权利要求1至7中任一权利要求所述的涵道机翼系统的飞行器，其特征在于所述涵道机翼系统为4个并两两对称地设置在飞行器机身(12)两侧。
全文摘要
本发明公开了一种涵道机翼系统，包括涵道机翼和设置在涵道机翼前缘的风扇，涵道机翼为环形结构，纵向剖面具有翼型，风扇叶片旋转到涵道机翼下半部时，风扇叶片桨尖高于涵道机翼下半部前缘，风扇叶片旋转到涵道机翼上半部时，风扇叶片位于涵道机翼上半部的外部空间，风扇叶片桨尖高于涵道机翼上半部前缘部分的外壁；本发明涵道机翼系统，其风扇能同时加速环形结构的涵道机翼下半部内壁表面和上半部内外壁表面气流，从而能产生很大的升力，涵道机翼后缘的襟翼等增升装置向下偏转可使风扇滑流向后下方喷出，产生向前上方的推力；本发明公开的运用涵道机翼系统的飞行器能够实现垂直起落、水平飞行，以及垂直起落和水平飞行状态之间的平稳转换。
文档编号B64C3/58GK102180258SQ201110086570
公开日2011年9月14日 申请日期2011年4月7日 优先权日2011年4月7日
发明者龙川 申请人:龙川