本发明涉及一种实现航空器垂直起降和飞行的方法，尤其是一种利用翼面弦向吹气实现航空器垂直起降和飞行的方法，属于航空技术领域。
背景技术：
载人航空器可分为固定翼和旋转翼两大类，固定翼常见于水平起降航空器（如喷气式客机），而旋转翼常见于垂直起降航空器（如直升机）。就现有技术水平来说，固定翼航空器可以高速飞行，操作简便，但需依托跑道起降。旋转翼航空器可以垂直起降，不需依托跑道起降，适应性强，但是机理失调，操控复杂，飞行速度慢，燃油效率低。
目前，垂直起降航空器还存在一些无法克服的固有缺陷。一是效率太低，现在使用的垂直起降航空器推重比普遍等于甚至大于1，飞行效率低下，与固定翼航空器普遍小于0.5的推重比相比差距十分明显；二是受翼尖绝对速度必须小于音速的限制，旋转翼航空器的理论速度不能超过420公里/小时，飞行速度有极限；三是旋翼桨叶的挥舞产生机械振动，增加了铰链的磨损使可靠性总是不如固定翼航空器，可靠性低；四是两侧旋翼升力不均匀会导致旋转翼航空器发生横滚，在几秒钟内就会倾覆失控，横滚稳定性差；五是直升机的旋翼既提供了飞行的机动性，同时也造成了飞行操控的复杂性，操控复杂，使得操控负荷远远大于固定翼飞机，加大了人为失误的概率；六是旋翼直径和转速受到翼尖速度不能超过音速的限制，旋翼直径一般最大就是十几米，航空器尺寸受限，无法做大；七是直升机虽然发展了近70年，但飞行机理内在的协调性差，充满了先天性的矛盾，飞行机理失调；八是很多新型复合式垂直起降航空器尝试采用固定翼，但是面临小面积固定翼效果有限而大面积固定翼会对垂直起降时的下洗气流造成遮挡的矛盾。
总之，垂直起降航空器的上述缺陷来源于机翼既要兼顾垂直起降又要满足水平飞行两种飞行模式而产生的矛盾。而利用翼面弦向吹气的方法实现垂直起降能够很好兼容垂直起降和水平飞行两种飞行模式，是垂直起降航空器新的发展方向。
技术实现要素：
本发明要解决的技术问题是为了克服现有垂直起降航空器飞行效率不高和飞行操控复杂的弊端，提出一种利用翼面弦向吹气实现航空器垂直起降和飞行的方法，使航空器能够兼容垂直起降和高速飞行两种飞行工况，简化飞行操控，提高航空器的飞行效率，减少垂直起降时航空器的推重比，可以将垂直起降时航空器的推重比减少至0.2以下，飞行效率比现有的垂直起降航空器提高5倍以上。
为解决上述技术问题，本发明提供一种利用翼面弦向吹气实现航空器垂直起降和飞行的方法，将若干驱动装置排列设置于航空器机翼的前缘上方，由驱动装置将高速气流沿弦向吹送到机翼上表面，使之快速流经机翼上表面，利用流过机翼上表面和下表面的空气的流速差，形成机翼升力；通过调整机翼迎角，或调整驱动装置向机翼表面吹气的吹气角度，或调整铰接在机翼尾部或机身上的水平尾翼的迎角，改变高速气流相对机身的流动方向，同时配合驱动装置功率的增减，使机翼升力s和驱动装置的拉力f在水平方向的合力相互抵消而在垂直方向的合力大于、等于或小于航空器的重力w和阻力z之和从而实现航空器的垂直起降或者悬停，使机翼升力s和驱动装置的拉力f在垂直方向的合力等于航空器的重力w而在水平方向的合力大于或小于航空器的阻力z从而实现航空器的向前飞行或者向后飞行。
所述驱动装置吹送到机翼上表面的气流相对机身的流动方向，可通过纵向改变机翼的迎角θ、或纵向改变驱动装置向机翼表面吹气的吹气角度α、或纵向改变水平尾翼的迎角β进行调整，具体根据实际需要确定。通过改变驱动装置吹送气流的流动方向以操控各个方向的力达到平衡，同时将航空器尾流吹离垂直起降区域，达到改善垂直起降的安全环境的良好效果。
所述吹送到机翼上表面的气流的流速与驱动装置的功率成正比，而机翼下表面的气流速度与航空器的飞行速度相同，航空器垂直起降时机翼下表面的气流速度可以为零，此时机翼上表面的弦向吹气气流仍然可以产生足够的机翼升力。
所述弦向吹气的气流最好呈扁平状，可以增设整流装置保证气流尽量贴近于翼面，即通过控制弦向吹气气流的流动形状，使之呈扁平状吹向机翼上表面，并使扁平状气流尽量贴近翼面，从而获得最佳增升效果，提高升力。必要时可以加装整流板以改善吹气效果。气流流经翼面的速度越高，气流流经翼面的弦长越长，产生的升力越大。采用弦向吹气增升以后，航空器的垂直起降效率可以大大提高，推重比可达0.2以下，明显优于现有的垂直起降航空器。
通过左、右翼面的弦向吹气气流控制升力时，既可以左驱动装置和右驱动装置联动形成俯仰力矩，也可以左驱动装置和右驱动装置差动形成滚转力矩。
所述机翼是采用纵向铰连与机身连接的纵向倾转式机翼，对于轻型航空器可以采用单铰连接，对于中型航空器可以采用双铰或多铰连接，对于大型航空器可以采用固定连接；所述驱动装置是通过支架与机翼采用纵向铰链连接的纵向倾转式驱动装置；所述水平尾翼是采用纵向铰链与机翼或机身连接的纵向倾转式水平尾翼；所述纵向铰链的轴线与水平飞行方向垂直。可以通过常规机械式操纵杆或电动转角控制机构的控制，使机翼、驱动装置和水平尾翼围绕其铰轴在纵向相对于机身或机翼在一定角度内转动，从而改变机翼的迎角θ，或者驱动装置向机翼表面吹气的吹气角度α，或者水平尾翼的迎角β。
所述机翼为宽弦机翼，机翼展弦比小于2，甚至小于1；一般均为低翼载大面积连续表面机翼，大面积连续表面机翼可以使航空器在故障出现时能够像树叶飘落一样实现缓降迫降；左、右机翼以一定的上反角安装为v形、y形或者t形等气动外形以使航空器在空中飘落时能够实现自动转正，上反角具体可以根据实际需要确定大小；所述机翼的形状为菱形、三角形、矩形、梯形中的任一种或其它形状，机翼形状的限制因素减少，可以灵活设计，具体可以根据不同的实际需求进行适应性改变；所述机翼的翼型为下平上凸翼型、下凹上凸翼型、对称翼型、s翼型、平板翼型中的任一种，可以根据不同的需求进行适应性改变，即采用机翼上表面吹气增升以后，对于翼型升力的要求大大降低，机翼的厚度随之大大降低，甚至可以采用平板翼型，使得机翼的飞行阻力大大降低，而平板翼型的采用可以使机翼面积做得很大，为光伏电池的安装提供足够的空间。
所述机翼的翼梢设有大型小翼，用以提高航空器垂直起降时的升力并降低航空器水平飞行时的诱导阻力，小翼的最小高度h与机翼展长l和弦长b的关系满足如下条件：当l/b≥2时，h=b×(b/l)；当l/b≤2时，h=b×(1-0.25×l/b）。
所述机翼为位于机身上方的顶置式机翼，或者位于机身两侧的横置式机翼，或者位于机身下方的底置式机翼。所述机翼的数量可以增加，对于无人机或者轻型载人航空器，一幅顶置式机翼即可满足要求；而对于中型或者大型载人航空器，机翼的数量可以按照横置式机翼左右机翼成对地前后串连的方式增加，以便在垂直起降时产生足够的升力。
所述若干驱动装置分左、右两组对称排列于左、右机翼的前缘上方。具体数目可以根据实际需要确定，每个机翼上一般可设置1-10个小型驱动装置，驱动装置的数目越多，滑流越扁平，越贴近翼面，增升的效果越好。
所述驱动装置可以是螺旋桨、涵道螺旋桨、涡喷发动机、涡扇发动机、涡桨发动机、吹气喷嘴或者是前缘吹气襟翼等，具体可以根据实际需要选择其中的任一种使用。所述驱动装置的进气口或螺旋桨的位置位于机翼前缘上方的后部，距机翼前缘的距离大于进气口或螺旋桨的直径且小于五分之一弦长，驱动装置的进气口或螺旋桨的下缘接近翼面。
所述机翼的数量可以增加；对于无人机或者轻型载人航空器，一幅顶置式机翼即可满足要求；而对于中型或者大型载人航空器，所述机翼的数量可以按照横置式机翼左右机翼成对地前后串连的方式增加，以便在垂直起降时产生足够的升力。
采用本发明方法，当航空器静止时，在航空器机翼的上翼面由驱动装置吹送高速气流，利用伯努利原理，通过流过机翼上表面和下表面的空气形成的流速差，在航空器的机翼上产生升力，同时利用机翼的迎角θ（或驱动装置向机翼表面吹气的吹气角度α，或水平尾翼的迎角β）的调整实现拉力f、升力s、重力w和阻力z的平衡，从而实现航空器的前飞、倒飞、垂直起降和悬停。
当机翼上、下表面产生的气流风速差为90km/h时，机翼升力计算如下：
由伯努利方程：动能+重力势能+压力势能=常数，
在重力场中流动的理想气体中任取一段具有高度差的流管：
式中：p-压强，ρ-密度，v-流速，g-重力加速度，h-流管高差。
对于水平流管，h=0，故：
由风压与风速的关系可知：当风速为90km/h时，风压为：400n/m2，因此，根据上式可以获得的翼面升力为每平方米40公斤，即使是平板翼型也可以满足翼载小于40公斤的航空器起飞。对于200公斤的垂直起飞重量，只需5平方米的机翼即可。如果采用曲面翼型，则升力还可以进一步提高。
垂直起降时，各分力的具体关系为：
w+z=f×sinθ+s×cosθ
f×cosθ=s×sinθ
悬停时，各分力的具体关系为：
z=0,故：
w=f×sinθ+s×cosθ
f×cosθ=s×sinθ
匀速前飞和倒飞时，各分力的具体关系为：
f=z，s=w
因此，只要通过控制油门调整拉力f和调整机翼迎角θ，即可实现航空器的前飞、倒飞、垂直起降和悬停。
本发明利用滑流增升原理依托机翼的气动特性（升阻比）提高了驱动装置的工作效率，同时利用机翼的迎角θ（或者驱动装置向机翼表面吹气的吹气角度α，或水平尾翼的迎角β）的调整实现拉力f、升力s、重力w和阻力z的平衡，即可实现航空器的前飞、倒飞、垂直起降和悬停，实现了垂直起降和高速飞行两种飞行工况的完全兼容。
与现有技术相比，本发明具有可以完全兼垂直起降和高速飞行两种飞行工况，效率提高、结构简单、操控直观、工作可靠、安全稳定、成本低廉等优点，可以广泛应用于垂直起降航空器特别是普及型、轻便型航空器，同时也具有构建大型垂直起降航空器的潜力。由于这种新构型航空器可以在机翼为平板（不具备任何曲面翼型）的情况下，利用滑流升力实现航空器的垂直起降和飞行，因此也可以称之为板翼机。本发明还克服了现有旋翼类航空器受空间布局和翼尖音速的限制，可以采用多个旋翼或多排旋翼提高升力，使得垂直起降航空器能够突破尺寸和载荷的限制，更加大型化。
附图说明
图1为本发明实施例实现本发明方法顶置式倾转机翼航空器原理示意图。
图2为本发明实施例实现本发明方法顶置式倾转机翼航空器垂直起降原理示意图。
图3为本发明实施例实现本发明方法顶置式倾转机翼航空器水平飞行原理示意图。
图4为本发明实施例实现本发明方法横置式倾转机翼航空器原理示意图。
图5为本发明实施例实现本发明方法横置式倾转驱动装置航空器原理示意图。
图6为本发明实施例实现本发明方法横置式倾转机翼航空器的驱动装置操控示意图。
图7为本发明实施例实现本发明方法横置式倾转驱动装置航空器上仰飞行原理示意图。
图8为本发明实施例实现本发明方法横置式倾转驱动装置航空器下俯飞行原理示意图。
图9为本发明实施例实现本发明方法横置式倾转驱动装置航空器水平飞行原理示意图。
图10为本发明实施例实现本发明方法顶置式倾转水平尾翼航空器原理示意图。
图11为本发明实施例实现本发明方法顶置式倾转水平尾翼航空器水平飞行原理示意图。
图12为本发明实施例实现本发明方法顶置式倾转水平尾翼航空器垂直起降原理示意图。
图13为本发明实施例实现本发明方法顶置式倾转水平尾翼航空器上仰飞行原理示意图。
图14为本发明实施例实现本发明方法顶置式倾转水平尾翼航空器下俯飞行原理示意图。
图15为本发明实施例前缘吹气襟翼原理示意图。
图16为本发明机翼翼梢设有小翼的航空器示意图。
图中：1-支撑机构，2-操控机构，3-机身，4-铰链，5-机翼，6-水平尾翼，7-驱动装置，8-操纵杆，9-铰链架，10-水平尾翼绞盘，11-水平尾翼钢丝，θ-机翼的迎角，α-驱动装置向机翼表面吹气的吹气角度，β-水平尾翼的迎角，f-拉力，s-升力，w-重力，z-阻力，h-小翼高度，l-机翼展长，b-机翼弦长。
具体实施方式
下面结合附图，对本发明的具体实施方式作进一步详尽描述。实施例中未注明的技术或产品，均为现有技术或可以通过购买获得的常规产品。
实施例1：参见图1-3，本利用翼面弦向吹气实现航空器垂直起降和飞行的方法是：采用位于机身上方的顶置式、下平上凸翼型、展弦比为1.8的低翼载大面积连续表面机翼，将10个螺旋桨式驱动装置（发动机）排列设置于航空器菱形机翼的前缘上方（每个机翼上设置5个），螺旋桨位于机翼前缘上方的后部，距机翼前缘的距离大于螺旋桨的直径且小于五分之一弦长，螺旋桨的下缘接近翼面；由驱动装置将高速气流尽量贴近于翼面且呈扁平状沿弦向吹送到机翼上表面，使之快速流经机翼上表面，利用流过机翼上表面和下表面的空气的流速差，形成机翼升力；采用弦向吹气增升以后，飞行效率大大提高，航空器的推重比可以减小到k=0.05，明显优于现有的垂直起降航空器。采用与机身纵向单铰连接的垂直倾转式机翼（其铰轴的轴线与水平飞行方向垂直，使机翼可以经操纵杆控制围绕铰链在纵向相对于机身转动），通过纵向改变机翼的迎角θ，调整气流相对机身的流动方向，并配合驱动装置功率的增减，使机翼升力s和驱动装置的拉力f在水平方向的合力相互抵消而在垂直方向的合力大于、等于或小于航空器的重力w和阻力z之和从而实现航空器的垂直起降或者悬停，使机翼升力s和驱动装置的拉力f在垂直方向的合力等于航空器的重力w而在水平方向的合力大于或小于航空器的阻力z从而实现航空器的向前飞行或者向后飞行。
本方法中，机翼的翼梢设有小翼，以提高航空器垂直起降时的升力并降低诱导阻力，小翼高度h与机翼展长l和弦长b的关系满足如下条件：当l/b≥2时，h=b×(b/l)；当l/b≤2时，h=b×(1-0.25×l/b）。通过调整机翼的迎角θ可以调整俯仰力矩；调整左、右翼面上的螺旋桨功率可以控制吹送到左右机翼上表面的气流速度，当左、右翼面上的螺旋桨功率不相同时，左、右差动形成滚转力矩；调整垂直尾翼可以控制偏航力矩。气流的流速与驱动装置的功率成正比，而机翼下表面的气流速度与航空器的飞行速度相同，航空器垂直起降时机翼下表面的气流速度为零；低翼载大面积连续表面机翼，可以使航空器在故障出现时能够像树叶飘落一样实现缓降迫降；左、右机翼以15°的上反角安装为y形的气动外形，以使航空器在空中飘落时能够实现自动转正。
实施例2：参见图1-9，本利用翼面弦向吹气实现航空器垂直起降和飞行的方法是：采用固定于机身两侧的横置式、下凹上凸翼型、展弦比为0.9的低翼载大面积连续表面机翼，将8个涡喷发动机排列设置于航空器矩形机翼的前缘上方（每个机翼上设置4个涡喷发动机），涡喷发动机的进气口位于机翼前缘上方的后部，距机翼前缘的距离大于进气口的直径且小于五分之一弦长，涡喷发动机进气口的下缘接近翼面；由涡喷发动机喷射高速气流尽量呈扁平状贴近于机翼上表面，使高速气流沿弦向快速流经机翼上表面，利用流过机翼上表面和下表面的空气的流速差，形成机翼升力；采用弦向吹气增升以后，飞行效率大大提高，航空器的推重比可以减小到k=0.1，明显优于现有的垂直起降航空器。采用通过支架与机翼纵向铰连的垂直倾转式装置纵向转动涡喷发动机，改变涡喷发动机向机翼表面吹气的吹气角度α，调整气流相对机身的流动方向，并配合涡喷发动机的功率的增减，使机翼升力s和驱动装置的拉力f在水平方向的合力相互抵消而在垂直方向的合力大于、等于或小于航空器的重力w和阻力z之和从而实现航空器的垂直起降或者悬停，使机翼升力s和涡喷发动机的拉力f在垂直方向的合力等于航空器的重力w而在水平方向的合力大于或小于航空器的阻力z从而实现航空器的向前飞行或者向后飞行。
本方法中，机翼的翼梢设有小翼，以提高航空器垂直起降时的升力并降低诱导阻力，小翼高度h与机翼展长l和弦长b的关系满足如下条件：当l/b≥2时，h=b×(b/l)；当l/b≤2时，h=b×(1-0.25×l/b）。气流的流速与涡喷发动机的功率成正比，而机翼下表面的气流速度与航空器的飞行速度相同，航空器垂直起降时机翼下表面的气流速度为零；吹送到机翼上表面的采用翼面气流控制时，既可以左、右联动形成俯仰力矩，也可以左、右差动形成滚转力矩；低翼载大面积连续表面机翼，可以使航空器在故障出现时能够像树叶飘落一样实现缓降迫降；左、右机翼以10°的上反角安装为v形的气动外形后还可以使航空器在空中飘落时实现自动转正。
实施例3：参见图1、图10-14，本利用翼面弦向吹气实现航空器垂直起降和飞行的方法是：采用位于机身上方的顶置式机翼、对称翼型、展弦比为1.2的低翼载大面积连续表面机翼，将6个螺旋桨驱动装置排列设置于航空器梯形机翼的前缘上方（左、右机翼上各设置3个螺旋桨驱动装置），螺旋桨位于机翼前缘上方的后部，距机翼前缘的距离大于进气口的直径且小于五分之一弦长，螺旋桨的下缘接近翼面；由螺旋桨将高速气流尽量贴近于翼面且呈扁平状沿弦向吹送到机翼上表面，使之快速流经机翼上表面，利用流过机翼上表面和下表面的空气的流速差，形成机翼升力；采用弦向吹气增升以后，飞行效率大大提高，航空器的推重比可以减小到k=0.2，明显优于现有的垂直起降航空器。通过在机翼尾部或机身上铰接水平尾翼并调整水平尾翼的迎角，改变气流相对机身的流动方向从而在航空器上形成俯仰力矩，并配合螺旋桨功率的增减，使机翼升力s和螺旋桨的拉力f在水平方向的合力相互抵消而在垂直方向的合力大于、等于或小于航空器的重力w和阻力z之和从而实现航空器的垂直起降或者悬停，使机翼升力s和螺旋桨的拉力f在垂直方向的合力等于航空器的重力w而在水平方向的合力大于或小于航空器的阻力z从而实现航空器的向前飞行或者向后飞行。
本方法中，机翼的翼梢设有小翼，以提高航空器垂直起降时的升力并降低诱导阻力，小翼高度h与机翼展长l和弦长b的关系满足如下条件：当l/b≥2时，h=b×(b/l)；当l/b≤2时，h=b×(1-0.25×l/b）。吹送到机翼上表面的采用翼面气流控制时，既可以左、右联动形成俯仰力矩，也可以左、右差动形成滚转力矩；气流的流速与螺旋桨的功率成正比，而机翼下表面的气流速度与航空器的飞行速度相同，航空器垂直起降时机翼下表面的气流速度为零；低翼载大面积连续表面机翼，可以使航空器在故障出现时能够像树叶飘落一样实现缓降迫降；左、右机翼以20°的上反角安装为y形的气动外形，以使航空器在空中飘落时能够实现自动转正。
实施例4：参见图1、图4-6、图15，本利用翼面弦向吹气实现航空器垂直起降和飞行的方法是：采用固定于机身两侧的横置式机翼、下凹上凸翼型、展弦比为3的低翼载大面积连续表面机翼，将2个前缘吹气襟翼驱动装置排列设置于航空器矩形机翼的前缘上方（左、右机翼上各设置1个），吹气襟翼的进气口位于机翼前缘上方的后部，距机翼前缘的距离大于进气口的高度且小于五分之一弦长，吹气襟翼进气口的下缘接近翼面；由吹气襟翼将高速气流尽量贴近于翼面且呈扁平状沿弦向吹送到机翼上表面，使之快速流经机翼上表面，利用流过机翼上表面和下表面的空气的流速差，形成机翼升力；采用弦向吹气增升以后，飞行效率大大提高，航空器的推重比可以减小到k=0.15，明显优于现有的垂直起降航空器。采用与机身纵向多铰连接的垂直倾转式机翼（左、右机翼均通过3个铰链与机身铰连，其铰轴的轴线与水平飞行方向垂直，使机翼可以经操纵杆控制围绕铰链在纵向相对于机身转动），通过纵向改变机翼的迎角θ，调整气流相对机身的流动方向，配合吹气襟翼功率的增减，使机翼升力s和驱动装置的拉力f在水平方向的合力相互抵消而在垂直方向的合力大于、等于或小于航空器的重力w和阻力z之和从而实现航空器的垂直起降或者悬停，使机翼升力s和驱动装置的拉力f在垂直方向的合力等于航空器的重力w而在水平方向的合力大于或小于航空器的阻力z从而实现航空器的向前飞行或者向后飞行。
本方法中，机翼的翼梢设有小翼，以提高航空器垂直起降时的升力并降低诱导阻力，小翼高度h与机翼展长l和弦长b的关系满足如下条件：当l/b≥2时，h=b×(b/l)；当l/b≤2时，h=b×(1-0.25×l/b）。吹送到机翼上表面的采用翼面气流控制时，既可以左、右联动形成俯仰力矩，也可以左、右差动形成滚转力矩；气流的流速与驱动装置的功率成正比，而机翼下表面的气流速度与航空器的飞行速度相同，航空器垂直起降时机翼下表面的气流速度为零；低翼载大面积连续表面机翼，可以使航空器在故障出现时能够像树叶飘落一样实现缓降迫降；左右机翼以0°的上反角安装为t形的气动外形，以使航空器在空中飘落时能够实现自动转正。
上面结合附图对本发明的技术内容作了说明，但本发明的保护范围并不限于所述内容，在本领域的普通技术人员所具备的知识范围内，还可以在不脱离本发明宗旨的前提下对本发明的技术内容做出各种变化，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。