專利名稱：一種飛行方法及裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種飛行方法及裝置，尤其是涉及使飛行器的水平推進(jìn)氣流產(chǎn)生垂直升力的方法及裝置。
目前的飛行器，水平推進(jìn)氣流不產(chǎn)生垂直升力，如可垂直起降的英國鷂式飛機(jī)，起飛時向下噴氣以產(chǎn)生反作用式的升力，飛行時水平推進(jìn)氣流并不產(chǎn)生垂直升力。
本發(fā)明的目的就是克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種更為高效、簡便、實用的飛行方法及裝置。
本發(fā)明基于如下實驗的原理取一張普通16開紙，兩手分別持住紙的兩個相鄰角，這時紙的另一端受重力下垂；兩手持紙至嘴邊，用嘴向手持端紙的上表面加力水平吹氣，紙的下垂端升起，即紙受到升力作用。
將紙視作機(jī)翼，吹的水平氣流視作推進(jìn)氣流，則這個氣流不僅產(chǎn)生前推反作用力，而且產(chǎn)生垂直升力。要使“推進(jìn)氣流同時產(chǎn)生升力”有實用性，須同時滿足以下條件1、推進(jìn)氣流有足夠的動量，即高速和連續(xù)的大流量；2、推進(jìn)氣流不可高溫，否則會燒蝕翼面；3、噴氣口應(yīng)是扁平形狀，且噴口與翼面的夾角等于推進(jìn)氣流的噴射偏角，以使推進(jìn)氣流扁平地、平行地作用在機(jī)翼上表面上。圓錐形推進(jìn)氣流可流過的翼面積很小，因而可產(chǎn)生的升力很小。另外，如果噴口與翼面無夾角，則因推進(jìn)氣流有噴射偏角，在流過的翼面積上會產(chǎn)生壓力而不是升力。
公開號CN1089913A，發(fā)明名稱“吹氣式機(jī)翼前置氣流誘導(dǎo)裝置”揭示了一種在機(jī)翼前端吹氣以產(chǎn)生推力和升力的裝置，它的射流氣源通過設(shè)在機(jī)翼內(nèi)的主輸氣管進(jìn)入支管、流經(jīng)連接管、輸氣接頭、翼型連接板進(jìn)入翼型射流管的承壓空腔，再從其后緣噴出，作用于機(jī)翼前上端。高速、大流量的連續(xù)氣流，流入曲折、狹長、多口的通道后，因渦流等的擾動，出口處的流速和流量會大大降低，射流氣源的能量大部內(nèi)耗，以此裝置很難高效地產(chǎn)生推力和升力，而且此裝置制作復(fù)雜，成本高，可靠性低；另外，它不是發(fā)動機(jī)直接噴氣，而是由發(fā)動機(jī)驅(qū)動專用氣泵產(chǎn)生射源氣流，這種方法也降低了效率。
其他相關(guān)的發(fā)明或報道，大多是在機(jī)翼上表面后緣切向吹氣，配合其他裝置，意在對機(jī)翼進(jìn)行環(huán)量控制，使之產(chǎn)生超環(huán)量升力，如《國際航空》1985年3期題為“把割面升力系數(shù)提高三倍的CCW機(jī)翼”等，嚴(yán)格地說它們不是氣流反沖推進(jìn)的同時貢獻(xiàn)升力，而是將推進(jìn)氣流和發(fā)動機(jī)功率分出一部分來制造環(huán)量，以產(chǎn)生超環(huán)量升力--故這類裝置的噴氣口均在機(jī)翼后緣--這部分貢獻(xiàn)環(huán)量升力的能量并不產(chǎn)生推力，而且機(jī)翼下方的環(huán)量氣流與前進(jìn)方向相反，產(chǎn)生阻力；整個環(huán)量產(chǎn)生的扭矩需要另一個扭矩來平衡，所以此類飛行器不能高速，高效地飛行。另外，此類裝置需要高速大流量氣流作用于翼面，卻未解決現(xiàn)在噴氣發(fā)動機(jī)噴射氣流的高溫?zé)g問題及尾噴口射流偏角對翼面的壓力問題。
本發(fā)明解決了上述有關(guān)問題，滿足使推進(jìn)氣流同時產(chǎn)生升力所需的條件。
本發(fā)明是通過以下技術(shù)方案實現(xiàn)的它是將電動噴氣發(fā)動機(jī)復(fù)合在機(jī)翼上表面前緣，所述的電動噴氣發(fā)動機(jī)工作原理與現(xiàn)有的燃?xì)鉁u輪噴氣發(fā)動機(jī)相同，不同的是前者以電能代替后者的燃料能，以高速電動機(jī)取代后者的燃?xì)鉁u輪，并將尾噴口做成扁平的形狀，從而制造出扁平的低溫推進(jìn)氣流。尾噴口與翼面有一夾角，該夾角等于推進(jìn)氣流的噴射偏角。推進(jìn)氣流的反作用力推動飛行器前進(jìn)，同時該氣流扁平地、平行地作用在機(jī)翼的上表面上，使機(jī)翼上、下表面的氣流產(chǎn)生速度差，因而產(chǎn)生升力。加上機(jī)翼傳統(tǒng)的升力作用，使得飛行效率大大提高。調(diào)整這種復(fù)合機(jī)翼的迎角、發(fā)動機(jī)功率和噴氣口尺寸，可實現(xiàn)垂直起降、懸停和倒飛。也因為推進(jìn)氣流貢獻(xiàn)升力，此種裝置的飛行器不需要大的翼展，因而飛行阻力和受自然風(fēng)向的影響減少，操控性和靈活性加強(qiáng)。
下面結(jié)合附圖詳述本發(fā)明的方案，所述的實施方式并不局限于此。


圖1是為本發(fā)明飛行器呈雙翼式的一個翼的結(jié)構(gòu)示意圖；圖2為單翼式的結(jié)構(gòu)示意圖；圖3為復(fù)合機(jī)翼上，電動噴氣發(fā)動機(jī)的噴口及噴射氣流示意圖；圖4-1，4-2為電動噴氣發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)示意圖；圖5為復(fù)合機(jī)翼的調(diào)整示意圖。
參見附圖，在機(jī)翼W上復(fù)合電動噴氣發(fā)動機(jī)E，氣流V由進(jìn)氣道1吸入，壓氣機(jī)2對氣流V加速作功，壓氣機(jī)2由高速電動機(jī)3驅(qū)動，被加壓、加速的V+由尾噴口4噴出。尾噴口4如圖3的扁平狀?？紤]到噴口4有壓力，而且V+氣流呈現(xiàn)圖3的噴射狀，噴口4應(yīng)與機(jī)翼有一夾角θ，θ即是射狀氣流V+的噴射偏角。V+氣流產(chǎn)生前推反作用力P，推動飛行器前進(jìn)，同時扁平地、平行地作用于機(jī)翼W上表面，使機(jī)翼W上表面氣流速度大于下表面，從而產(chǎn)生垂直于機(jī)翼W的升力L，使得飛行效率大大提高。
調(diào)整復(fù)合機(jī)翼W的迎角α、電動噴氣發(fā)動機(jī)E的功率和噴氣口4的尺才，可以改變推力P、升力L的大小和方向，從而改變其合力F的大小和方向，當(dāng)F等于重力+阻力時，飛行器懸?；騽蛩龠\(yùn)動，當(dāng)F克服重力+阻力并有向前的分力時，則飛行器向前加速，有向后的分力時，則向后加速，有正上方分力則向上，有正下方分力則向下。
因電動噴氣發(fā)動機(jī)的工作氣流為常溫，故其制作工藝和成本比燃?xì)鉁u輪噴氣發(fā)動機(jī)大為簡單和降低。通過本專利的實施，可實現(xiàn)小型，高效，操控靈活，準(zhǔn)垂直起降的飛行，有望使飛行轎車等小型飛行器達(dá)到實用和普及。
權(quán)利要求
1.一種飛行方法及裝置，它是將電動噴氣發(fā)動機(jī)復(fù)合在機(jī)翼上表面前緣，所述的電動噴氣發(fā)動機(jī)工作原理與現(xiàn)有的燃?xì)鉁u輪噴氣發(fā)動機(jī)相同，不同的是前者以電能代替后者的燃料能，以高速電動機(jī)取代后者的燃?xì)鉁u輪，并將尾噴口做成扁平的形狀，從而制造出扁平的低溫推進(jìn)氣流。尾噴口與翼面有夾角，該夾角等于推進(jìn)氣流的噴射偏角。推進(jìn)氣流的反作用力推動飛行器前進(jìn)，同時該氣流扁平地平行地作用在機(jī)翼的上表面上，使機(jī)翼上、下表面的氣流產(chǎn)生速度差，因而產(chǎn)生升力。加上機(jī)翼傳統(tǒng)的升力作用，使得飛行效率大大提高。調(diào)整復(fù)合機(jī)翼的迎角，發(fā)動機(jī)功率和尾噴口尺寸，可實現(xiàn)垂直起降、懸停和倒飛。
全文摘要
本發(fā)明涉及使飛行器的水平推進(jìn)氣流產(chǎn)生垂直升力的方法及裝置;它是將電動噴氣發(fā)動機(jī)復(fù)合在機(jī)翼上表面前緣,所述的發(fā)動機(jī)產(chǎn)生扁平的低溫推進(jìn)氣流,發(fā)動機(jī)的扁平尾噴口與翼面的夾角等于推進(jìn)氣流的噴射偏角;推進(jìn)氣流的反作用力推動飛行器前進(jìn),同時該氣流扁平地平行地作用在機(jī)翼的上表面上,產(chǎn)生垂向升力。調(diào)整這種復(fù)合機(jī)翼的迎角,發(fā)動機(jī)功率和噴氣口尺寸,可實現(xiàn)垂直升降、懸停和倒飛。
文檔編號B64C3/00GK1289705SQ0013356
公開日2001年4月4日 申請日期2000年11月10日 優(yōu)先權(quán)日2000年11月10日
發(fā)明者賈龍 申請人:賈龍