專利名稱：流體射流翼的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本實(shí)用新型涉及流體射流翼，屬于飛行器的機(jī)翼裝置。
背景技術(shù)：
目前的機(jī)翼或水翼，在其翼型和沖角被確定后，其產(chǎn)生的升力正比于該翼與氣(水)流的相對(duì)速度的平方。因此，在該相對(duì)速度較低的情況下，很難產(chǎn)生足夠大的所需要的升力。

發(fā)明內(nèi)容
本實(shí)用新型的目的是提供一種新型的流體射流翼，該翼在低速時(shí)能夠產(chǎn)生較大的升力，滿足固定翼飛機(jī)、地效翼艇和水翼船在較大的翼載荷的條件下，能夠低速起落的技術(shù)要求。
為此，本實(shí)用新型采用以下技術(shù)方案一種流體射流翼，包括翼，其特征在于所述翼的內(nèi)部設(shè)置輸送流體的下通道，該下通道的下端部可縮入翼內(nèi)或向翼下伸出，該下通道的下端部沿翼展方向設(shè)置向前方射流流體的后噴口。
在本實(shí)用新型的具體實(shí)施例中所述翼的內(nèi)部還可設(shè)置輸送流體的上通道，該上通道的上端部可縮入翼內(nèi)或向翼上伸出，該上通道的上端部沿翼展方向設(shè)置向后方射流流體的前噴口。
所述上通道的上端部外側(cè)的前后側(cè)面和下通道的下端部外側(cè)的前后側(cè)面可設(shè)置由液壓控制的連板，所述翼的內(nèi)側(cè)的對(duì)應(yīng)處設(shè)置驅(qū)動(dòng)所述連板的液壓裝置。
所述上通道可與下通道連通。
所述通道的端部與通道中部采用可伸縮的軟連接結(jié)構(gòu)相聯(lián)接。
由于本實(shí)用新型采用了如上設(shè)計(jì)，且可以人為控制噴口射流出的流體的流速和流量，因此，流體射流翼的升力就不僅取決于前面所提到的正比于相對(duì)速度平方，而是取決于兩個(gè)速度變量的乘積。其中一個(gè)是相對(duì)速度即較低的起落速度，另一個(gè)即為所有噴口射流流體所產(chǎn)生的新的速度變量。新速度變量的大小取決于前噴口加速流經(jīng)上翼面流體流動(dòng)和后噴口阻滯流經(jīng)下翼面流體流動(dòng)的程度。增大所有噴口射流流體的流速和流量，就可以更有效地阻滯流經(jīng)下翼面的流體流動(dòng)和加速流經(jīng)上翼面的流體流動(dòng)，使其流速差增大。而作用于翼面的壓力垂直于流動(dòng)方向，且正比于流速的平方，因此使上、下翼面所受壓力差更大。流體射流翼的升力也就取決于該壓力差的大小，這樣，在低速情況下，它所產(chǎn)生的升力就可以有較大程度增加的可能。
以下結(jié)合附圖作進(jìn)一步說明。


圖1為本實(shí)用新型一種實(shí)施例的結(jié)構(gòu)示意圖；圖2為本實(shí)用新型另一種實(shí)施例的結(jié)構(gòu)示意圖；
圖3為下通道的下端部與翼連接處的結(jié)構(gòu)示意圖；圖4為流體射流襟翼結(jié)構(gòu)示意圖；圖5為一種模型飛機(jī)的流體射流翼的示意圖；圖6為另一種模型飛機(jī)的流體射流翼的示意圖。
具體實(shí)施方式
我們都知道馬格努斯效應(yīng)，即在流體中運(yùn)動(dòng)的旋轉(zhuǎn)圓柱，會(huì)產(chǎn)生垂直于其軸向和運(yùn)動(dòng)方向的力；如果運(yùn)動(dòng)方向?yàn)樗椒较虿⑷藶榭刂茍A柱的旋轉(zhuǎn)方向，該力就會(huì)垂直向上，即為克服地球引力的升力。該力正比于圓柱在流體中的運(yùn)動(dòng)速度和圓柱的旋轉(zhuǎn)速度的乘積。
而流體射流翼根據(jù)馬格努斯效應(yīng)這一自然現(xiàn)象的啟示，通過新外形和改進(jìn)內(nèi)部結(jié)構(gòu)，就可以產(chǎn)生并任意增大另一個(gè)速度變量，使流體射流翼的升力正比于前面所提到的相對(duì)速度與這個(gè)新速度變量的乘積。當(dāng)?shù)退贂r(shí)，增大這個(gè)新速度變量就可以產(chǎn)生所需要的足夠大的升力，提高前述交通工具的經(jīng)濟(jì)性和安全性。
實(shí)施例1如
圖1所示本實(shí)用新型為一種流體射流翼，其包括翼1，翼1的內(nèi)部設(shè)置輸送流體的下通道3，下通道3的下端部可縮入翼內(nèi)或向翼下伸出，該下端部沿翼展方向設(shè)置向前方射流流體的后噴口4。
經(jīng)后噴口4向前射流的流體會(huì)有效地阻滯流經(jīng)下翼面的流體的流動(dòng)速度，使得流經(jīng)上、下翼面的流體的流速差增大，從而增加翼1的升力。
為了進(jìn)一步增加翼1的升力，還可在翼1的內(nèi)部設(shè)置輸送流體的上通道5，上通道5的上端部可縮入翼內(nèi)或向翼上伸出，上通道5的上端部沿翼展方向設(shè)置向后方射流流體的前噴口6。
經(jīng)前噴口6向后射流的流體會(huì)加速流經(jīng)上翼面的流體的流動(dòng)速度，進(jìn)一步增大流經(jīng)上、下翼面的流體的流速差，從而進(jìn)一步增加翼1的升力。
如
圖1a所示，在非工作狀態(tài)下，下通道3的下端部和上通道5均縮入翼內(nèi)。如
圖1b所示，在工作狀態(tài)下，下通道3的下端部向翼下伸出，下端部上的后噴口4露出翼下，上通道5的上端部向翼上伸出，上端部上的前噴口6從翼上露出。
由于本實(shí)用新型流體射流翼內(nèi)的通道的上、下端部及其前、后噴口，在非工作情況下縮入翼內(nèi)，因此對(duì)翼型、展弦比和平面形狀的選定不會(huì)產(chǎn)生任何影響。
為使本實(shí)用新型達(dá)到較好的低速增升效果，在設(shè)計(jì)中，下通道3應(yīng)盡可能靠后，最好位于翼的近后緣處。上通道5則應(yīng)位于翼的最大厚度的稍后處。
由于前噴口6和后噴口4僅用于噴射流體，故其形狀可以是任意形狀，但以狹長形為佳。
本實(shí)用新型的工作原理是經(jīng)后噴口4向前射流的流體會(huì)起到有效地阻滯流經(jīng)下翼面的流體的流動(dòng)速度的作用，甚至可以使整個(gè)下翼面所受的壓力非常接近翼的前駐點(diǎn)的壓力。
經(jīng)前噴口6向后射流的流體可覆蓋上翼面的大部分面積，它所產(chǎn)生的負(fù)壓對(duì)非射流覆蓋的上翼面上的流體的流動(dòng)能產(chǎn)生加速作用，因而可以更有效地產(chǎn)生加速流經(jīng)上翼面流體的流動(dòng)速度的作用，并且與相對(duì)速度無關(guān)。
本實(shí)用新型可產(chǎn)生的升力的大小由式1得Fy＝2ρV∝μA(1)式中Fy—流體射流翼產(chǎn)生的升力 (N)；ρ—流體密度 (Kg/m3)；V∝—相對(duì)速度或設(shè)定的起落速度(m/s)；μ—射流流體沿翼弦方向環(huán)向流動(dòng)的平均速度 (m/s)；A—流體射流翼的面積 (m2)。
本實(shí)用新型所需要的高速、高壓流體可由設(shè)置在機(jī)身、艇(船)身或翼上的發(fā)動(dòng)機(jī)及風(fēng)扇或壓氣機(jī)提供。
流體射流翼在工作情況下，提供高速高壓流體的發(fā)動(dòng)機(jī)的功率由式(2)、(3)、(4)確定P＝F V∝(2)F＝-Q(V-V∝)(3)Q＝ρV∝S (4)式中P—發(fā)動(dòng)機(jī)功率 (W或KW)；F—發(fā)動(dòng)機(jī)所產(chǎn)生的推力或拉力(N)；V—所有噴口射流流體的平均流速(m/s)；Q—所有通道進(jìn)氣(水)口處未經(jīng)加速的流體流量 (kg/s)；S—所有通道進(jìn)氣(水)口的迎流面積 (m2)。
根據(jù)式(2)、(3)、(4)的計(jì)算，以設(shè)定一飛行器的起落速度為90km/h為例，如果選定翼載荷為300kg/m2，也就是說，在此速度下，每平方米的流體射流翼能產(chǎn)生300kg的升力，則1噸的起飛重量約耗11馬力的能量。20馬力或14.7kw發(fā)動(dòng)機(jī)的重量是17kg，即額外增大17kg的重量負(fù)荷就能產(chǎn)生這樣大的升力。而在這樣低的速度下，普通超輕型飛機(jī)的翼載荷僅為30kg/m2。
實(shí)施例2如圖2所示，本實(shí)施例將
圖1中的下通道3和上通道5連通而合并為一個(gè)通道2。圖2a、2b分別是通道2于非工作狀態(tài)和工作狀態(tài)下的動(dòng)作示意圖。
下面再通過圖3說明通道的端部與翼連接處的結(jié)構(gòu)。本實(shí)用新型在下通道3的外側(cè)的前后側(cè)面設(shè)置由液壓控制的連板3’，液壓裝置1’裝在翼1的內(nèi)側(cè)。操控液壓裝置1’就可通過連板3’驅(qū)動(dòng)下通道3上下移動(dòng)，從而實(shí)現(xiàn)下通道3的下端部可向翼下伸出(見圖3a)或縮入翼內(nèi)(見圖3b)的功能。
同理，上通道的上端部與翼連接處也可采用相同的結(jié)構(gòu)。
對(duì)于上、下通道合并的通道，為便于其端部縮入翼內(nèi)或伸出翼外，可將其端部與通道中部采用可伸縮的軟性連接結(jié)構(gòu)，如手風(fēng)琴風(fēng)箱型的折疊結(jié)構(gòu)。
圖4所示為本實(shí)用新型用于襟翼的結(jié)構(gòu)示意圖。圖4a表示襟翼未工作時(shí)，后噴口閉合并縮入翼內(nèi)。圖4b所示為襟翼下偏時(shí)，后噴口4打開，向前射流流體。如何控制襟翼的工作狀態(tài)是公知技術(shù)，不再贅述。本實(shí)用新型在襟翼的下表面設(shè)置可開關(guān)的開關(guān)板，在其內(nèi)(上)側(cè)設(shè)置適當(dāng)數(shù)量的拉簧4’。處于工作狀態(tài)時(shí)，由于通道內(nèi)壓力大于大氣壓力，開關(guān)板受其作用而開啟；反之，因通道內(nèi)外的壓力相等，開關(guān)板在拉簧的作用下自行閉合。此外，該開關(guān)板也可用液壓拉桿控制。
圖5所示是本實(shí)用新型用于一種模型飛機(jī)的流體射流翼的示意圖，圖5a是其側(cè)視圖，圖5b和圖5c是圖5a的俯視圖和前視圖，圖5c是流體射流翼的上反角為零、現(xiàn)有翼形的邊翼的上反角大于零的前視圖，圖5d是現(xiàn)有翼形的邊翼與流體射流翼的上反角相同的前視圖。在翼1的前面，發(fā)動(dòng)機(jī)或電動(dòng)機(jī)使高速旋轉(zhuǎn)的空氣螺旋槳8產(chǎn)生的高速氣流中的一部分進(jìn)入弓形進(jìn)氣口9，并流入通道3，至導(dǎo)流板7處轉(zhuǎn)向180度，再從后噴口4向前噴出。從后噴口4向前射流的氣體阻滯流經(jīng)下翼面的氣流流動(dòng)，可以起到一定程度的減速增壓作用。螺旋槳8產(chǎn)生的另一部分高速氣流流經(jīng)上翼面，可以起到一定程度的增速減壓作用，又可以產(chǎn)生使模型飛機(jī)飛行所需的部分或全部推(拉)力。現(xiàn)有翼形的邊翼10具有橫向穩(wěn)定作用。
圖6所示為另一種模型飛機(jī)的流體射流翼的示意圖。其中圖6a是其側(cè)視圖，圖6b和圖6c是圖6a的俯視圖和前視圖，圖6c是流體射流翼的上反角為零、現(xiàn)有翼形的邊翼的上反角大于零的前視圖，圖6d是邊翼與流體射流翼的上反角相同的前視圖。
與圖5的區(qū)別是，進(jìn)入通道3的高速氣流至導(dǎo)流板7處，水平轉(zhuǎn)向180度后，從后噴口4向前射流氣體，其余相同。
若以本實(shí)用新型流體射流翼為部分或全部升力翼的模型飛機(jī)，可以實(shí)現(xiàn)更低速度的飛行。易于操控起落。
若將本實(shí)用新型流體射流翼用于水翼船，可以使水翼船實(shí)現(xiàn)低速航行，而能夠低速翼航航行的水翼船，具有非常小的對(duì)城市河道堤岸的破壞作用。
以上描述的僅為本實(shí)用新型的部分實(shí)施例，任何基于本實(shí)用新型的等同變換，均應(yīng)在本實(shí)用新型的專利保護(hù)范圍之內(nèi)。
權(quán)利要求1.一種流體射流翼，包括翼，其特征在于所述翼的內(nèi)部設(shè)置輸送流體的下通道，該下通道的下端部可縮入翼內(nèi)或向翼下伸出，該下通道的下端部沿翼展方向設(shè)置向前方射流流體的后噴口。
2.如權(quán)利要求1所述的流體射流翼，其特征在于所述下通道的下端部外側(cè)的前后側(cè)面設(shè)置由液壓控制的連板，所述翼的內(nèi)側(cè)的對(duì)應(yīng)處設(shè)置驅(qū)動(dòng)該連板的液壓裝置。
3.如權(quán)利要求1所述的流體射流翼，其特征在于所述翼的內(nèi)部還設(shè)置輸送流體的上通道，該上通道的上端部可縮入翼內(nèi)或向翼上伸出，該上通道的上端部沿翼展方向設(shè)置向后方射流流體的前噴口。
4.如權(quán)利要求3所述的流體射流翼，其特征在于所述上通道的上端部外側(cè)的前后側(cè)面設(shè)置由液壓控制的連板，所述翼的內(nèi)側(cè)的對(duì)應(yīng)處設(shè)置驅(qū)動(dòng)該連板的液壓裝置。
5.如權(quán)利要求3所述的流體射流翼，其特征在于所述上通道與下通道連通。
6.如權(quán)利要求5所述的流體射流翼，其特征在于所述通道的端部與通道中部采用可伸縮的軟連接結(jié)構(gòu)相聯(lián)接。
專利摘要流體射流翼，包括翼，翼的內(nèi)部設(shè)置輸送流體的通道，通道的上端部可縮入翼內(nèi)或向翼上伸出并沿翼展方向設(shè)置向后方射流流體的前噴口，通道的下端部可縮入翼內(nèi)或向翼下伸出并沿翼展方向設(shè)置向前方射流流體的后噴口。它在低速時(shí)能夠產(chǎn)生較大的升力，滿足固定翼飛機(jī)、地效翼艇和水翼船在較大的翼載荷的條件下能夠低速起落的技術(shù)要求。解決了現(xiàn)有的翼產(chǎn)生的升力僅與氣流的相對(duì)速度有關(guān)，因此在該相對(duì)速度較低的情況下，很難產(chǎn)生足夠大的升力的問題。
文檔編號(hào)B64C3/00GK2772961SQ20052000066
公開日2006年4月19日 申請(qǐng)日期2005年2月3日 優(yōu)先權(quán)日2005年2月3日
發(fā)明者崔建新 申請(qǐng)人:崔建新