專利名稱：可調翼型機翼及其應用的雙體飛機機翼布局方案的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及航空領域，具體為一種新型的可調翼型的機翼以及其應用的雙體飛機 機翼布局方案。
背景技術：
眾所周知，固定翼飛機產生升力的原理是機翼的上翼面凸出，下翼面稍平，從而在 空氣中劃過時，被動的利用上.下翼面的氣流速度差來產生升力的。公知的固定翼飛機一 般有亞音速飛機和超音速飛機之分，亞音速飛機又分低速飛機和高亞音速飛機?，F(xiàn)有各種 飛機的翼形剖面的最厚處在翼弦所處的位置是不同的，亞音速飛機翼剖面的最大厚度所在 位置在前緣和后緣的距離處約為25-40%的地方，超音速飛機翼剖面的最大厚度所在位置 在前緣和后緣距離處約為30-50%的地方。亞音速飛機的機翼外形一般為平直翼或者后掠 翼，其機翼厚度大，展弦比高，產生的升力大，飛機的操縱性也強，但飛機飛行速度高時其產 生的阻力也大，限制了飛機的飛行速度；應用后掠翼或三角翼的超音速飛機機翼比較薄，展 弦比相對較小，飛行時阻力雖然比較小，有利于超聲速飛行，但是降低了飛機的可操縱性， 其機翼產生的升力也小，低速飛行時，它們不能承受很大的有效載荷，飛機的效率不高，在 機場起飛和降落時一般還需要很長的跑道，滯空時需要消耗太多的燃料。能在飛行中改變 翼形的飛機擁有的可變后掠翼布局，并沒有改變機翼的薄厚度，卻也使飛機能在給定速度 下獲得較佳性能，然而，實現(xiàn)機翼的這些運動所需要的機械裝置既復雜又笨重，同時這些裝 置還會占用大量空間，降低效率和有效載荷。飛機飛行時機翼前緣所受的壓力比周圍的大 氣壓力大的多，由于尖銳的機翼前緣容易導致氣流分離的情況，機翼前緣的設計一般都是 圓形的，導致了前進運動的強大阻力。飛機機身的兩側除主機翼外，還要有水平翼，水平翼 無論在機身的前部或尾部，都和主機翼的氣流相互干擾，增加干擾阻力。不論那一種機翼布 局的飛機，都是機身在中間，機身的兩個外側面是主機翼和水平尾翼，在飛行的過程中的誘 導阻力較大展弦比比較大的飛機相比展弦比小的飛機升力大.效率高就是有力的證明。

發(fā)明內容
本人發(fā)明一種可調翼型并且?guī)в谐笠硪酝獾脑黾由ρb置的新型機翼，并應用 于一種新型飛機的機翼布局方案，該新型飛機起飛時機翼可以調節(jié)成效率較高的翼型，并 可以啟動增加升力的裝置，主動的增加機翼上下表面的壓力差，以及調節(jié)襟翼，有利于在較 短的距離滑跑起飛，起飛后可以根據(jù)需要調節(jié)或者關閉其增加升力的裝置。飛行速度達到 高亞音速，需要降低機翼的阻力時，又可以將機翼調節(jié)成比較薄的低阻力翼型，使飛機比較 容易突破音障，進行超音速巡航。機翼的前緣處還可以增加一副前緣尖銳的，還可以前后移 動和旋轉的三角形前緣襟翼，來減小圓形的機翼前緣帶來的強大壓強，便于機翼沖破激波 和降低飛機前進時的強大阻力。本發(fā)明的機翼和機身是這樣布局的共有兩個機身并排排列，機身總體設計上在 尾部采用噴氣發(fā)動機、腹部進氣和先進的電傳操縱系統(tǒng)，兩個機身的內側由一個矩形的主機翼連接，主機翼應用一種隨需要可調為亞音速翼型或者超音速翼型和除襟翼以外的增加 升力裝置，機身尾端的外側面和上面分別有一片水平尾翼和一片垂直尾翼，飛機的每個機 身前后各一個起落架，共有四個起落架，飛機降落著地時即使有點傾斜也不至于翼尖觸地 而釀成事故。整架飛機布局新穎，簡單明了。而創(chuàng)新的亮點在于中間的矩形機翼，其外部是 筒形的柔性機翼蒙皮，蒙皮要應用具有柔軟性，氣密性和很高的抗拉性.耐熱.耐寒性的布質復 合材料，機翼蒙皮由內部的承重滾筒和調翼型滾筒將其撐起，即可以增加升力又可以根據(jù) 需要調節(jié)翼型，再加上前后襟翼的配合使用，使飛機不但擁有亞音速飛機短距離起飛甚至 可以超短距離起飛的優(yōu)點和更小的平飛速度，降落時更加安全；還擁有超音速飛機容易突 破音障，超音速巡航時阻力比較低的優(yōu)點，而且更加容易控制大迎角時上翼面的氣流分離 情況，提高了飛機的可操縱性。


圖1為本發(fā)明的立體外觀圖；圖2為本發(fā)明的俯視圖；圖3為本發(fā)明的前視圖；圖 4.圖5.圖6.圖7為本發(fā)明的結構示意圖；其中圖6為機身上與機翼連接處的示意簡圖； 圖7.圖8.圖9.圖10，為本發(fā)明的調翼型效果示意圖。在圖中1機身，2主機翼，3水平尾翼，4垂直尾翼，5翼梁，6鋼絲纜繩，7前承重滾 筒，71后承重滾筒，8調翼型滾筒A，81調翼型滾筒B，82調翼型滾筒C，9柔性機翼蒙皮，10 三角形前緣襟翼，11后緣襟翼，12前承重滾筒安裝孔，13后承重滾筒和后緣襟翼安裝孔，14 調翼型滾筒安裝孔，15三角形前緣襟翼安裝孔。
具體實施例方式如圖1，圖2，圖3所示新式飛機機翼布局方案，有兩個并排排列的機身1，總體設 計上在機身1尾部采用噴氣發(fā)動機推進、腹部進氣、和先進的電傳操縱系統(tǒng)，兩個機身1的 內側面的偏下位置處由一個提供升力的矩形主機翼2連接，并用鋼絲纜繩6將兩個機身1 的頂部相互拉住，以防止兩個機身由于重力的向外側分離，矩形主機翼2要為兩個機身1提 供升力，翼弦很長，而矩形主機翼2的兩弦均與機身1相連，盡管展弦比很小，由于不存在 外露的翼端，所以也能有效的減小誘導阻力，由于兩個機身相距比較遠，為防止萬一的情況 下，只有剩一臺發(fā)動機工作時，導致的飛機旋轉，可以讓兩個發(fā)動機的噴口向外傾斜一定的 角度，使用一臺發(fā)動機就可以推動著飛機斜著向前走，而不是旋轉，當然也可以利用本飛機 的優(yōu)勢條件啟動增加升力的裝置，以最低的速度進行迫降。機身1的外側面和上面分別有 一片水平尾翼3和一片垂直尾翼4。其主機翼2帶有可以增加升力的裝置和調節(jié)翼型的裝 置，如圖4，圖5，圖6所示主機翼2共包括在機翼內部用于連接固定并支撐著兩個機身1 的四根翼梁5，由于翼梁好像扁擔一樣挑起兩個機身，所以翼梁要用強度很大的材料制作， 翼梁5之間的空間可以作為連接兩個機身的通道和裝載小的物品以及放置油箱等 ’翼梁5 的前面有一個承重滾筒7，后面有一承重滾筒71，其兩端分別與左右兩個機身1內側的調翼 型滾筒安裝孔14活動連接，后承重滾筒可以前后調節(jié)；兩個承重滾筒的中間和前半部等的 偏上位置有三個或三個以上調翼型滾筒8 ；調翼型滾筒的兩端分別與左右兩個機身1內側 的調翼型滾筒安裝孔14活動連接；滾筒的外面是具有很高的抗拉性的類似耐高溫耐寒的
4橡膠傳輸帶柔性的圓筒形機翼蒙皮9。機翼蒙皮9的兩弦處與機身1相接觸的地方要有防 漏氣裝置，主機翼2的前緣處有一個三角形的前緣襟翼10，其兩端以軸分別與機身1上面的 三角形前緣襟翼安裝孔連接，可以前后調整，向前調整時，與主機翼的前緣分開，可以避免 機翼表面的氣流分離，向后調整主要用于切割空氣，以彌補主機翼2的前緣平直且圓鈍基 波阻力大的缺點，還可以阻擋住圓形的前緣向下旋轉時帶來的環(huán)流層，合理的避免馬格努 斯效應產生的向下的力；后緣有后緣襟翼11，與后承重滾筒同軸安裝，以使其始終貼近主 機翼2的后緣，用于彌補主機翼2圓鈍的后緣。并且可以繞后承重滾筒的軸在一定的角度 內作旋轉調整。飛機起飛時，后襟翼11和后承重滾筒71適當向前調節(jié)，同時調翼型滾筒A8.B81. C82向上調節(jié)，以抬高機翼2的上表面，增加機翼2上表面的凸起度。由于機翼2上表 面的壓強較小，機翼蒙皮9被向上吸，機翼2下表面壓強較大，機翼2下表面的蒙皮微凹或 平直，使機翼2自然呈現(xiàn)較佳的氣動外形，使之具有較大的升力。如果需要啟動增加升力的裝置時，如圖7中箭頭方向所示承重滾筒7由其內部的 動力機帶動向前連續(xù)旋轉，從而帶動外部的柔性機翼蒙皮9向前不斷的轉動，柔性機翼蒙 皮9帶動調翼型滾筒8向前旋轉，如圖7中箭頭所示方向，機翼2上表面的機翼蒙皮9連續(xù) 向前方運動，與機翼2上表面向后流動的氣流方向正好相反，根據(jù)相對運動的原理和流體 力學的基本原理，機翼2上表面得到的大氣壓強更??；機翼2下表面的機翼蒙皮9連續(xù)向機 翼的后方運動，與機翼2下表面向后方流動的氣流方向相同，所以機翼2下表面與氣流的相 對速度更加是低速，根據(jù)流體力學的基本原理，獲得更高的大氣壓強。由于機翼2的上.下 表面的壓強差更大，機翼2得到的升力就更大，同時前緣襟翼10向后移動，與主機翼2的前 緣貼近，阻擋住圓形的前緣向下旋轉帶來的環(huán)流層，合理的避免馬格努斯效應產生的向下 的力，再加上后緣襟翼的控制，達到很好的增升效果，有效的縮短了飛機起飛的滑跑距離。飛機起飛升空后，可以根據(jù)需要關閉增加升力的裝置，既停止承重滾筒7的向前 旋轉，隨著飛機速度的增加，可以調節(jié)翼型，飛機要突破音障時，如圖9所示調翼型滾筒 A8. B81. C82，均向下調節(jié)，由其是調翼型滾筒A8，應調節(jié)到最低處，同時后承重滾筒71和后 襟翼11向后調節(jié)，以拉緊滾筒7外面的機翼蒙皮9，使機翼2盡量變薄，從而有利于突破音 障。超音速巡航時，調翼型滾筒C82向上做稍微的調節(jié)，使機翼2的最大厚度所在位置 在前緣和后緣距離處約為30-50%的地方，由于機翼2的上表面壓強本來就比較低，機翼2 上表面的機翼蒙皮9被向上吸，從而自動的使機翼2獲得較佳的氣動外形。如果機翼2的迎角大到了一定程度，上翼面的的氣流分離或想要分離時，如圖10 所示可以將三角形的前緣襟翼向前調整，使其離開主機翼一定的距離，暫時變換成為類似 鴨翼作用的小翼，并且可以向前旋轉一定的角度，同時將調翼型滾筒A8.B81.C82，均向sh 上調整，C82調整到最高，后承重滾筒71向前調節(jié)，使主機翼2變換成較厚的翼型，，同時控 制后襟翼，并且可以啟動增加升力的裝置，如圖10中箭頭所示使之倒轉，既承重滾筒7向 后連續(xù)旋轉，機翼2上表面的機翼蒙皮9連續(xù)向機翼2的后方運動，與機翼2上表面向后方 流動的氣流方向相同，所以降低了機翼2上表面與氣流的相對速度，而控制了機翼2上表面 的氣流分離，避免或推遲了飛機的失速現(xiàn)象。
飛機低速巡航時調翼型滾筒A8和B81向上調整，同時向前調整后承重滾筒71 和后襟翼11，以拉緊機翼蒙皮9，使機翼2最大厚度所在位置在前緣和后緣的距離處約為 25-40%的地方，和機翼2整體厚度的增加，而使機翼2獲得較大的升力。飛機需要最低的平飛速度時，可以再啟動增加升力的裝置，主動的增加機翼上下 表面的壓力差，既承重滾筒7由其內部的動力機帶動向前連續(xù)旋轉，以外部的柔性機翼蒙 皮9向前轉動，柔性機翼蒙皮9帶動調翼型滾筒8向前旋轉，機翼2上表面的機翼蒙皮9連 續(xù)向前方運動，與機翼2上表面向后流動的氣流方向正好相反，根據(jù)相對運動的原理，機翼 2上表面得到的大氣壓強更??；機翼2下表面的機翼蒙皮9連續(xù)向機翼2的后方運動，與機 翼2下表面向后方流動的氣流方向相同，所以機翼2下表面與氣流的相對速度更加是低速， 根據(jù)流體力學的基本原理，獲得更高的大氣壓強。由于機翼2的上.下表面的壓強差更大， 機翼2得到的升力就更大，再加上前后襟翼的控制，而獲得更低的平飛速度，降落時也就更 加安全。
權利要求
一種飛機的新型可調翼型的機翼，包括調翼型滾筒和柔性機翼蒙皮，其翼型可以調整，其特征是蒙皮下的調翼型滾筒可以上下調節(jié)，使機翼呈現(xiàn)出不同的厚度。
2.權利要求1中新型機翼，其帶有增加升力的裝置，包括承重滾筒和圓筒形的柔性機 翼蒙皮，和其特征是承重滾筒的連續(xù)旋轉，帶動外部的柔性機翼蒙皮不斷的轉動，以增加 與氣流的相對速度，達到增加升力的目的。
3.應用權利要求1和2的一種新型飛機的機翼布局方案，包括并排排列的兩個機身，兩 個機身的內側由一個矩形的主機翼連接。
全文摘要
本發(fā)明公開一種可調翼型機翼及其應用的雙體飛機機翼布局方案，雙體飛機機翼布局方案為共有兩個機身并排排列，兩個機身的內側由一個矩形的主機翼相連接，其應用的矩形主機翼的特征是其外部的柔性機翼蒙皮由內部的數(shù)個滾筒撐起，滾筒可以旋轉帶動柔性機翼蒙皮一起傳動，主動的增加機翼上下表面與氣流的相對速度，滾筒的位置可以調節(jié)，以改變機翼的翼型來適應不同的飛行速度，和現(xiàn)有固定翼飛機相比具有載重量更大，占地面積更小，高速飛行時阻力更小，低速飛行時獲得更小的平飛速度和更安全的超短距離起降等優(yōu)點。
文檔編號B64C3/38GK101941523SQ20101025150
公開日2011年1月12日 申請日期2010年8月12日 優(yōu)先權日2010年8月12日
發(fā)明者吳新保 申請人:吳新保