专利名称：利用新型气体推进系统实现垂直起降的飞行器的制作方法
技术领域：
本发明涉及垂直起飞或降落的飞行器，特别是一种利用新型气体推进系统和回收机构而能更好地实现垂直起降的飞行器。
翼式(固定翼或旋翼)飞机飞行器的升力之产生是由于翼面上下曲度不同而使流经翼面上下气流之流速不同，造成翼面上下之压差便产生所需升力。所以飞机前飞越快，升力越大，反过来，若没有足够前飞速度，便没有足够升力，所以飞机起降必须冲跑道。固定翼飞机需要长跑道，供起飞加速与降落减速之用。跑道及机场造价昂贵，而飞机失事也多发生在起降时，直升机虽不需跑道，但速度和载重有限，脆弱的桨叶也不安全。目前，固定翼飞机的喷气引擎动力源所直接产生的力是用在推动飞机前进，由前进速度再产生升力。螺旋桨飞机的升力与动力源之间的关系更是两层间接关系首先，螺旋桨的叶片可看作是扭曲的翼面，动力源(一般为内燃气引擎)所直接产生的力是用在使螺旋桨叶片旋转。旋转的叶片的前后便有压力差而形成拉力；用这个拉力拉动飞机前进才如前一样在翼面下产生升力而起飞。对旋翼飞机(直升机)来说旋翼产生的拉力便是升力，但这个拉力是动力源间接产生的。所以说所有翼式飞机(固定翼或旋翼)的升力不是动力源所直接产生的。关于动力源，对螺旋桨飞机来说，带动螺旋桨的动力源是内燃机，这是成熟的工艺，具有效率高的优点，缺点是不适于高速飞行使用，这时就必须以空气喷气引擎来代替。分析喷气引擎还可连带考虑火箭引擎，后者也是一种喷气引擎。两者皆是以喷管的射流产生推力。不同者，喷气引擎射流的工质为空气，虽然也是燃料的一部分，但不是燃料的主要能源；而火箭引擎射流的工质为燃料燃烧后的物质。工质与燃料合而为一。射流推力(以下称为动推力)主要是根据动量不灭原理计算工质的动量变化而得，故与工质的流量和喷速的乘积成正比。流量越大，喷速越快，推力就越大，飞行速度也就越快，升力也增加(对火箭而言，推力即升力)。但是，射流喷出后，其所携带的动能和热能就浪费了，加上燃烧没有内燃机完全，使得这种引擎的效率低。
在喷气引擎推力的来源中还有一个一般被忽略的，但有时会出现的次要部分。它一般被称为“压差推力”或“静推力”，其值等于喷口的流压和喷口截面积的乘积。如果以P、A、V、Q分别表示喷口的流压，截面积、流速、流量，则这两个推力可简单地表示为(假定射流初速为零，即忽略引擎进口流速；P值为表压，即已扣除大气压)射流推力＝QV+PA式中QV项为动推力，PA项为静推力。静推力一般会被忽略的原因有三一是喷气引擎的喷口压力同大气压力差不多而对消，也就是前式中P值为0。第二个原因牵涉到流量。第三个原因也是现行喷气引擎的一个难点，在高温状况下，再要增加总压，会使引擎的机械结构不胜负荷，设计上会有困难。
本发明的目的在于克服现有技术之不足，提供一种以反馈方式兼用动静推力的气体推进系统，并加上回收装置，从而设计升力和动力源合而为一、能产生足够升力实现垂直起降的飞行器。
本发明的目的是通过以下技术方案来实现的。本发明利用新型气体推进系统实现垂直起降的飞行器的机体为对称结构，各部件均以中心轴线对称布置，气体推进系统为一半封闭结构，它主要由加压增能装置、喷气装置、回收装置和进气装置组成，加压增能装置包括置于机体内部的压力贮气箱和与其相连通的主压气机、与压力贮气箱连接并向上伸出机体的输气管，输气管向上延伸到位于飞行器机体壳体外的上部中心处的喷气装置，喷气装置因喷口处的高压而提供静推力，因喷口的向下射流而提供动推力。回收装置的帆翼机构设在喷气装置喷出气流的下方周围的空间内，帆翼机构的剖面曲度按照类同于螺旋桨剖面曲度或机翼剖面曲度的同样空气动力学原理设计，使射出气流通过时在帆翼上下产生类同于机翼上下的升力。所提供的静推力、动推力和帆翼升力三个力的总和保证了本发明的飞行器的垂直起飞能力。进气装置设在机体的外缘，可将射流工质回收使用，保证工质的供应。机舱在机体内环绕对称装设。
在本发明的飞行器中，空气工质经过主压气机加压增能，由输气管送入喷气装置由副压气机再加压后从喷口喷出，由喷口高压提供静推力，由射流提供动推力，喷出后的气流一面自由扩散而将势能(压力能)化为动能，一面通过帆翼机构，根据空气动力学原理产生类同于机翼升力的帆翼升力，从而回收动能，然后由进气装置将工质回收到系统内。
下面将结合附图和实施例对本发明作进一步详细说明。
图1表示本发明利用新型气体推进系统实现垂直起降的飞行器第一个实施例的俯视图。
图2表示沿图1所示OA剖线的剖视图。
图3表示本发明利用新型气体推进系统实现垂直起降的飞行器第二个实施例的俯视图。
图4表示沿图3所示OB剖线的剖视图。
图5表示本发明利用新型气体推进系统实现垂直起降的飞行器第三个实施例的俯视图。
图6表示沿图5所示OC剖线的剖视图。
因为本发明飞行器的外形、结构对称布置，附图只画四分之一。与本发明无关的部件尽量略去不画。
本发明飞行器的第一个实施例如图1和图2所示，机体14呈圆盘形，压力贮气箱10和与其相连通的主压气机1，设在机体14内部，四条输气管2呈十字型配置，由压力贮气箱10伸出机体14，沿弧形向上延伸到飞行器机体外的上部中心处汇合，喷气装置由喷头3和喷口4组成，喷头3的一个作用是保证来流整齐汇合后流向喷口4，不会发生涡流情况而损失能量，并因喷口4的壅塞作用而增压蓄能以保证工作压力。加压增能装置中还包括设在喷头内或喷头3与输气管2接口处的副压气机15，对气流再加压增能。帆翼机构由帆翼片6、机体14本身的外壳和顶罩8组成，其中帆翼片6和机体14外壳的剖面曲度按照类同于螺旋桨剖面曲度或机翼剖面曲度的同样空气动力学原理设计，帆翼机构用来在机体14外回收工质动能，帆翼片6有两层，每层均形成360度对称的整块或不整块环形片状，为了调节进入帆翼机构各部件之间空间的气体流量，在各帆翼片6和机体14外壳上方与气流方向相切处均设有节流板5，节流板5与帆翼片6和机体14外壳可相接，也可不相接，两者皆可固定或不固定，不固定部分可加以操纵和调节，这种节流功能还可通过帆翼的上下摆动或在帆翼上装置襟翼、小翼等方式来实现。顶罩8设在喷口4的周边，其作用为一方面作为帆翼机构的最上层帆翼片，另一方面是遮护顶端。在飞行器下部中心处设有偏流锥9，用来将下行气流尽量导向机体14下方而能从外缘的下进气口返回系统。机舱11在机体14内环绕对称装设。进气装置由外进气口7和内进气口12组成，外进气口7布置在机体14外缘的上、下和外侧，一方面回收工质，一方面吸入外部空气，补充外逸的工质，还为主压气机1提供空气燃料，外进气口7连接主压气机1(图中未示出)，因后者进气口的低压作用而产生吸力，从而增加工质回收的效率，内进气口12设在机体14与偏流锥9表面相对的位置，用以调节下行气流流量。在本发明飞行器中，气流在通过顶罩8、节流板5、帆翼片6、机体14外壳和偏流锥9组合的空间时，根据空气动力学原理在各层空间产生不同的压力，通过空气动力学的计算而设计使这些压力的大小由上到下逐层递增而对机体及帆翼片产生压差升力，从而利用工质所带动能给飞行器提供帆翼升力。
图3和图4示出本发明的第二个实施例，机体14为一平底的盘形，主压气机1和压力贮气箱10相通，设在机体14内部，压力贮气箱10置于机体14内的中心处。一条输气管2由压力贮气箱10垂直地向上伸出机体14，其上端为喷气装置，所述的喷气装置为喷口4，帆翼机构由顶罩8和单层帆翼片6组成，其中顶罩8为一弧形结构，置于喷口4的上方构成飞行器的护顶，节流板5设在喷口4的周边。在顶罩8和喷口4、节流板5之间的空间有扩张室13。机舱11在机体14内环绕对称装设。进气装置只设外进气口7，布置在机体14外缘的上和外侧，用以回收工质和吸入外部空气。本实施例可看作为将图1和图2所示实施例的体外回收装置缩成图中的扩张室13加帆翼片6，高压气体从喷口4喷出后进入扩张室13将势能转为动能，然后喷向帆翼片6产生升力，由于无下行射流，故输气管2简化，机体14设计也更紧凑。这一应用失去了对静推力的利用。设计时必须算好帆翼片6与机体14之间的空间，帆翼片6也不连成整片环状，留出足够空隙以确保不会对机体14产生反向推力。
图5和图6示出本发明的第三个实施例，本实施例与第一个实施例的区别是不用帆翼片6，但保留机体14外壳本身的帆翼升力作用；加长顶罩8的长度，其外沿向外延伸到机舱11的内端处，以增强其帆翼片的作用；外进气口7布置在机体14外缘的上、下部分，亦加长，以增加回收工质。本实施例设计目的是最大地回收工质及在机体14内回收其所带能量，以减少主压气机1和副压气机15的功率需求。
本发明的飞行器中，压气机可采用内燃机(最好是柴油机)带动的涡轮机，但不排除以其他方式实现的压气机，内燃机工艺已经非常成熟，即使柴油机的重量问题也有很大的解决，这部分的设计重点为(1)提高总压但减小压气比，从而提高升力而减小功率；(2)在压缩前先对工质进行适度降温可改善对功率的需求，对压气机作功也有利；(3)供内燃机燃烧用的空气与工质分开，但燃烧后的废气可考虑用来作为补偿工质的损失。压力贮气箱的作用是调节工质在系统内部的流速和稳定，同时还可兼作停机时保存工质之用，尤其当工质非空气时更有此必要。本发明的飞行器中，主、副压气机的功率，压力贮气箱的贮量，输气管的数目和口径，喷口的大小，以及工质的工作压力和流量，彼此之间有一定的关系。工作压力设计大时，固然可提高静推力，但压气机的功率就要增大；另外，贮气箱和输气管的厚度要增加，从而增加系统的重量。副压气机的作用便是在等到气流进入喷管时再将压力最后提高到工作压力，以缓解重量问题。在顶罩的设计中若其下的气压大于其上的大气压，则其面积可大，既增加这部分压差升力，又较好地防止气流逸失，这是理想的设计要求若其下气压小于大气压，则面积要尽量减小，以减少反向压差力。顶罩开口的角度要大些，让气流自然扩张，否则会形成拉瓦尔喷管效应，有产生激波可能，造成设计较复杂。本发明的飞行器的水平推力可以从改变系统内水平力之平衡而得之，途径很多，具体用何者，视实际的设计要求而定，也可专门装置水平推进器或将射流部分导向水平喷射。
本发明利用新型气体推进系统实现垂直起降的飞行器的优点是(1)本发明的飞行器，其升力和动力源合而为一，故现行飞行器的机翼的作用只在其巡航时的滑翔作用还可保留，但机翼的形状、面积、位置等皆失去原来面貌，另外，机体形状也不受机翼的限制；(2)本发明分析了现有技术中静推力未被利用的原因，较好地利用静推力设计了回收工质的方法，回收过程中在工质未回到飞行器的机体内部之前(即在半封闭结构时)尽量利用工质射流后所带未被利用完的能量；(3)本飞行器为垂直起降的，因而，它的优点是不需跑道，即不需大型机场，安全且少噪音；(4)本气体推进系统的升力的支点基本上是在喷头顶端，而较重的发动机部分则可放在机体下端靠中心处，取得最佳的稳定布置；(5)机体形状所受的限制少可采取圆盘形、椭圆形等现行飞行器不能采取的形状；(6)具有不需传统的脆弱机翼故无其所连带的机翼结冰和翼尖涡流等问题本发明的流经帆翼片的高温气流自动地起了除冰功能；(7)飞行高度增加由于回收工质，一个附带好处便是减少需要吸入的空气量，若再自身携带发动机的燃料用氧气，则可在更高的稀薄大气层内飞行。
根据本发明构思，气体推进系统还可应用于其他方面，例如水上喷气艇，其回收工质及工质能量的方法要按应用结构的条件来设计。
权利要求
1.利用新型气体推进系统实现垂直起降的飞行器，其特征在于飞行器的机体为对称结构，各部件均以中心轴线对称布置，气体推进系统为一半封闭结构，它主要由加压增能装置、喷气装置、回收装置和进气装置组成，加压增能装置包括置于机体内部的压力贮气箱和与其相连通的主压气机、与压力贮气箱连接并向上伸出机体的输气管，输气管向上延伸到位于飞行器机体壳体外的上部中心处的喷气装置，回收装置的帆翼机构设在喷气装置喷出气流的下方周围的空间内，帆翼机构的剖面曲度按照类同于螺旋桨剖面曲度或机翼剖面曲度的同样空气动力学原理设计，进气装置设在机体的外缘，机舱在机体内环绕对称装设。
2.根据权利要求1所述的利用新型气体推进系统实现垂直起降的飞行器，其特征在于所述的机体呈圆盘形，所述的输气管为四条输气管呈十字型配置，由压力贮气箱伸出机体，沿弧形向上延伸到飞行器机体外的上部中心处汇合，所述的喷气装置由喷头和喷口组成，所述的加压增能装置中还包括设在喷头内或喷头与输气管接口处的副压气机，所述的帆翼机构由帆翼片、机体本身的外壳和顶罩组成，其中帆翼片和机体外壳的剖面曲度按照类同于螺旋桨剖面曲度或机翼剖面曲度的同样空气动力学原理设计，帆翼片有两层，每层均形成360度对称的整块或不整块环形片状，在各帆翼片和机体外壳上方与气流方向相切处均设有节流板，节流板与帆翼片和机体外壳相接或不相接，顶罩设在喷口的周边，在飞行器下部中心处设有偏流锥，所述的进气装置由外进气口和内进气口组成，外进气口布置在机体外缘的上、下和外侧，内进气口设在机体与偏流锥表面相对的位置。
3.根据权利要求1所述的利用新型气体推进系统实现垂直起降的飞行器，其特征在于所述的机体为一平底的盘形，所述的压力贮气箱置于机体内的中心处，所述的输气管为一条由压力贮气箱垂直向上伸出机体的输气管，其上端为喷气装置，所述的喷气装置为喷口，所述的帆翼机构由单层帆翼片和顶罩组成，顶罩为一弧形结构，置于喷口的上方构成飞行器的护顶，在喷口的周边设有节流板，在顶罩和喷口、节流板之间的空间有扩张室，所述的进气装置为外进气口，布置在机体外缘的上和外侧。
4.根据权利要求1所述的利用新型气体推进系统实现垂直起降的飞行器，其特征在于所述的机体呈圆盘形，所述的输气管为四条输气管呈十字型配置，由压力贮气箱伸出机体，沿弧形向上延伸到飞行器机体外的上部中心处汇合，所述的喷气装置由喷头和喷口组成，所述的加压增能装置中还包括设在喷头内或喷头与输气管接口处的副压气机，所述的帆翼机构由机体本身的外壳和顶罩组成，其中机体外壳的剖面曲度按照类同于螺旋桨剖面曲度或机翼剖面曲度的同样空气动力学原理设计，顶罩设在喷口的周边，其外沿向外延伸到机舱的内端处，在机体外壳上方与气流方向相切处设有节流板，节流板与机体外壳相接或不相接，在飞行器下部中心处设有偏流锥，所述的进气装置由外进气口和内进气口组成，外进气口布置在机体外缘的上、下、和外侧，内进气口设在机体与偏流锥表面相对的位置。
全文摘要
本发明是利用新型气体推进系统实现垂直起降的飞行器,其机体呈对称形。飞行器内设加压增能装置、喷气装置,回收装置和进气装置,是组成气体推进系统的主要部件。喷气装置设在机体外壳上部,提供静推力和动推力。回收装置的帆翼机构剖面曲度按类同于机翼剖面曲度的同样空气动力学原理设计,使射出气流通过时在帆翼上下产生压差升力。进气装置可将射流工质回收使用。本发明还具有无面结冰和翼尖涡流之虞及、机体坚固、安全等优点。
文档编号B64C39/06GK1183364SQ9711522
公开日1998年6月3日 申请日期1997年8月20日 优先权日1996年8月30日
发明者陈重庆 申请人:陈重庆