專利名稱：刨刀形翼型與飛機(jī)、空天飛機(jī)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及機(jī)翼、飛機(jī)、空天飛機(jī)等。此前普遍認(rèn)為機(jī)翼上表面(上翼面)的隆起、鈍圓的前緣，是上表面產(chǎn)生負(fù)壓升力的必要條件。在低空上表面大約產(chǎn)生了 60 80%的升力，在高空上表面升力的下降幅度遠(yuǎn)大于下表面。隆起和鈍圓會(huì)增加阻力、產(chǎn)生負(fù)升力——降力、降低升阻比，尤其是后掠翼的升阻比更低。還使高速飛機(jī)如SR-71、米格25的蒙皮不得不使用鈦合金或不銹鋼，航天飛機(jī)還要披覆大面積的絕熱瓦。目前飛機(jī)的升阻比大約是這樣的亞音速17 20、跨音速10 12，2馬赫4 8 (摘抄于 http://baike. baidu. com/)。本發(fā)明的目的是為飛機(jī)、地面效應(yīng)飛機(jī)、空天飛機(jī)提供一種更理想的刨刀形翼型，其沖壓溫升低、沖壓熱功率小、噪音低、隱身。從低速到高超音速，升阻比都將達(dá)到20 60甚至更大。使客貨運(yùn)飛機(jī)的效率接近大型客貨運(yùn)汽車的水平。還可以用于地效飛機(jī)、風(fēng)扇、螺旋槳、風(fēng)車葉輪、滑翔機(jī)、無(wú)人駕駛飛機(jī)、遠(yuǎn)程滑翔彈和高速巡航導(dǎo)彈等。本發(fā)明的目的是這樣實(shí)現(xiàn)的氣體動(dòng)能學(xué)表達(dá)了^iMMiI是升力、降力、超音速激波等問(wèn)題的本質(zhì)(見(jiàn)附錄)， 據(jù)此采取盡量減少機(jī)翼上表面一上翼面以及機(jī)頭、機(jī)尾的阻力和降力，減少機(jī)翼下表面 (下翼面)壓縮空氣的逃逸等措施，大幅度提高各種速度的機(jī)翼的升阻比。以下對(duì)本發(fā)明給予詳細(xì)的說(shuō)明以往翼型的上翼面都有顯著的隆起，超臨界翼型隆起較少，它們都是逢ML星。參照

圖1、隆起機(jī)翼，設(shè)飛機(jī)水平、直線、最經(jīng)濟(jì)的巡航飛行。從翼根到翼梢之間，作許多個(gè)與機(jī)身軸線平行、與水平面垂直的剖面圖。每個(gè)剖面圖的前緣都最前突、其切線與水平面垂直，這些剖面圖的前突點(diǎn)大致可以連成一條1-1線,稱為前緣線。每個(gè)剖面圖的隆起部位都有一個(gè)頂點(diǎn)，這些頂點(diǎn)大致可以連成一條2-2線，稱為頂線。前緣線與頂線的高度差稱為前頂高差，前緣線與頂線之間的弧線的長(zhǎng)度稱為前頂距離。3-3 是后緣。通常稱機(jī)翼的弦長(zhǎng)與前進(jìn)方向的夾角為迎角α，現(xiàn)在從微觀上追究它們的作用機(jī)翼、機(jī)身表面上每個(gè)點(diǎn)的切線與前進(jìn)方向的夾角α'，直線、平面共有同樣大的一個(gè) α ‘，曲線、曲面有若干個(gè)α ‘。設(shè)飛機(jī)水平飛行，考察沖壓壓力在鉛直和水平方向的偏轉(zhuǎn)力機(jī)翼下表面——下翼面、機(jī)頭下方與前進(jìn)方向的夾角α ‘為第I象限，該區(qū)域的正壓力與cosa'產(chǎn)生升力和阻力。前緣線與頂線之間、機(jī)頭上方的α ‘為II象限，該區(qū)域的正壓力與-cosa ‘產(chǎn)生降力和阻力。頂線與后緣之間、機(jī)尾上方的α ‘為III象限，該區(qū)域的負(fù)壓力與-cos α ‘產(chǎn)生升力和阻力。機(jī)尾下方的α ‘為IV象限，該區(qū)域的負(fù)壓力與cos α ‘產(chǎn)生降力和阻力。α ‘ =0(0° )、α' = ji (180° )、sina' =0，作用力為0。a' = |(90°) >C0Sa ‘ =0，正壓力全部轉(zhuǎn)變阻力——純阻力。α' = (270°)、⑶S a ‘ =0，負(fù)壓力全部轉(zhuǎn)變?yōu)榧冏枇?。前緣線附近是氣流能量變化最劇烈的區(qū)域，盡量利用這些能量可以獲得巨大的收益，反之會(huì)帶來(lái)巨大的損失，該區(qū)域越圓鈍、曲率半徑越大，與飛行方向接近垂直的面積越大，純阻力就越大，隆起越高前頂高差大、前突距離長(zhǎng)、1-1和2-2之間的面積就越大，沖壓壓力轉(zhuǎn)變?yōu)闊o(wú)效的阻力和降力也越大。鳥類的翅膀與隆起機(jī)翼最接近，是因?yàn)樗鼈儽仨氁菁{骨骼、肌肉、皮膚、羽毛。為了避免高速飛行的震顫，包括超臨界機(jī)翼在內(nèi)的隆起機(jī)翼都必須后掠，否則當(dāng)沖壓壓力驟增時(shí)1、圓鈍的前緣以及很高的隆起會(huì)產(chǎn)生較大的后掠形變后掠增加，沖壓壓力減少， 機(jī)翼回彈；后掠減少，沖壓壓力又增加，于是產(chǎn)生了后掠震顫。2、機(jī)翼各處的升力、降力的不均衡，以及力矩、剛度的差異，發(fā)生了大致以翼型中心連線為軸的扭轉(zhuǎn)形變，翼梢扭轉(zhuǎn)形變最大，隨著扭轉(zhuǎn)力的增減，扭轉(zhuǎn)形變也增減，于是產(chǎn)生了扭轉(zhuǎn)震顫。3、以機(jī)身為軸，翼梢上翹，隨著沖壓壓力的增加或減少，上翹隨之增減，就像鳥類的撲翼那樣產(chǎn)生了撲翼震顫。上述3種現(xiàn)象可能并存，一旦發(fā)生共振，機(jī)翼、機(jī)身就會(huì)損壞。后掠機(jī)翼、三角形機(jī)翼，可以減弱這3種形變、避免震顫，缺點(diǎn)是降低了升阻比。任何面積大于0的飛行物體，由于其邊緣的引射作用，在它的背后都會(huì)出現(xiàn)負(fù)壓， 并非非要隆起。其中以薄板的升阻比最大，因?yàn)楸“宓纳媳砻鏇](méi)有隆起，前緣線、頂線幾乎重合，頂前高差趨近于0、降力也趨近于0，上表面的全部都可以獲得負(fù)壓升力，但它沒(méi)有應(yīng)用空間、不能設(shè)置支撐結(jié)構(gòu)。翼龍、蝙蝠、蜻蜒的翅膀與薄板的形狀最接近。注1 不了解以往如何測(cè)試機(jī)翼表面各處的應(yīng)力，請(qǐng)關(guān)注前緣線、頂線之間的局部應(yīng)力是否存在降力和阻力。注2 空氣是摩擦系數(shù)趨近于0的最優(yōu)良的潤(rùn)滑劑，它只產(chǎn)生沖壓壓力，由此轉(zhuǎn)變?yōu)槠D(zhuǎn)力和阻力，如果空氣中不含有大量的沙塵，至少在幾千米/秒速度下不存在摩擦力。注3 隕石是被高溫高壓空氣熔蝕、壓碎、撕裂，不是摩擦、燒毀，否則應(yīng)該像鵝卵石那樣圓滑，表面沒(méi)有孔洞。刨刀形翼型與飛機(jī)參照?qǐng)D2、實(shí)線部分1-2-3上表面設(shè)飛機(jī)沿速度V方向水平飛行，機(jī)翼的前部呈刨刀形，從前緣1開始，盡量避免隆起的呈水平方向向后延伸至2，然后再轉(zhuǎn)折至后緣3，以便形成必要的厚度。 稱上翼面的1-1和2-2構(gòu)成的平面為，前頂面上處處都是最高點(diǎn)，它沿飛行方向的投影是一條和頂線等效的直線，稱前頂面的投影為II逢。前緣線1-1與頂線2-2越接近重合，前頂高差越小，上迎角α'越接近于0、π，降力趨近于0。1-1越鋒利效率越高，但應(yīng)力大、會(huì)割傷人，可以改為曲率半徑很小的圓弧，例如小于1mm。銳利的前緣把空氣切割成兩部分，前頂面上的空氣較少被擾動(dòng)、與機(jī)翼的相對(duì)速度不增加，即使在高亞音速、音速，此處的空氣也不會(huì)出現(xiàn)超音速激波。用于空天飛機(jī)空天飛機(jī)再入大氣層時(shí)，除前緣線1-1附近之外，掠過(guò)機(jī)翼上表面的氣流溫度增加的很少，電離屏障極薄并且在后部很快消失，這些區(qū)域可以始終保持無(wú)線電訊號(hào)的暢通；包括蒙皮以及各種支撐結(jié)構(gòu)如加強(qiáng)框、機(jī)翼翼梁、加強(qiáng)肋、桁架等，可以減少或不采用耐高溫金屬。3-1下表面為了減輕重量、增加厚度，下翼面的前部先采用較大的迎角，達(dá)到必要的厚度之后，再過(guò)渡到小迎角。前緣對(duì)雷達(dá)波的反射面積及其微小，當(dāng)雷達(dá)不處于與前緣垂直的方向時(shí)，幾乎接收不到回波，使飛機(jī)具有優(yōu)良的隱身性能，但民用飛機(jī)必須采取增加雷達(dá)波反射的措施，否則可能使跟蹤、指揮系統(tǒng)失去目標(biāo)。按單位面積計(jì)算，1-1附近的升力最大，可以吸收后加載機(jī)翼的優(yōu)點(diǎn)，平衡1-1附近的巨大升力。還可以這樣看待刨刀形機(jī)翼使以往所有翼型，沿頂線向前水平延伸，與下翼面在前緣交會(huì)。參照?qǐng)D2、虛線部分假如前緣下翼面的升力太大，超過(guò)了材料的許用應(yīng)力，或?yàn)榱藴p少高速飛行的阻力，不得不在前緣上部產(chǎn)生一些降力以抵消下表面的升力，可以使機(jī)翼前方稍微向下傾斜， 使前緣上表面呈現(xiàn)絕對(duì)值較小的負(fù)迎角，例如10°彡I α I ^O0 (或180°彡α彡170° )，下表面的迎角大一些，犧牲一些升力以便增加厚度，而阻力和降力仍然很小。這樣的姿態(tài)使得它也有了隆起，但和以往所有的翼型相比其隆起更小。下面計(jì)算請(qǐng)參考附錄中的公式當(dāng)前緣上下迎角大致相等時(shí)，可以大幅度的降低沖壓溫升，例如上下迎角 α卜6°，速度V 7，000m/s，沖壓溫升ΔΤ ^ 376. 7K，沖壓溫度T2 = 376. 7K+T1; T1當(dāng)
地氣溫。此時(shí)阻力更小，但升力也減少。這樣的姿態(tài)可以使SR-71、米格25使用鋁合金做蒙皮；如果在空天飛機(jī)的蒙皮內(nèi)使用一些絕熱和蒸發(fā)冷卻措施，只需在前緣使用少量陶瓷，其余部分可以使用鈦合金，而不必披覆絕熱瓦。在低空，以往機(jī)翼的升力主要由上翼面提供，大約占總升力的80 60%，下翼面占20 40%。但在0. 1 0. 01大氣壓的高空，上翼面的升力降為低空的8 0. 6%，下翼面的升力下降幅度小，而且隨著速度的增加而急劇增加。a、參照?qǐng)D4,從前緣下方開始，出現(xiàn)了一層被壓縮至極限的空氣，稱為極限壓縮層,
設(shè)頂線與后緣的高差為Ah，極限壓縮層的厚度Ah'= AhfCm ^3 \+1)Μ，極限壓縮層
2x10 cv -Ti
以下是次牛壓縮層，次牛壓縮層對(duì)極限壓縮層會(huì)產(chǎn)牛約束作用，限制其膨脹,諫度越快次牛壓縮層越薄，乃至消失。極限壓縮層、次生壓縮層會(huì)從側(cè)面逃逸、產(chǎn)生渦流，這將增加阻力、 降低對(duì)壓縮空氣的利用。為了減少或消除壓縮空氣的逃逸，從機(jī)翼前部下方的外側(cè)開始，設(shè)置逐漸加寬的下側(cè)翼6,使極限壓縮層、次牛壓縮層成為氣墊，失去壓迫時(shí)極限壓縮層需要經(jīng)過(guò)一段時(shí)間來(lái)膨脹，飛行速度越快，膨脹過(guò)程中拖延的距離就越長(zhǎng)，依靠剩余壓力或反作用力的原理(動(dòng)量P = m.V)，可以在下表面α =0或α — 0的區(qū)域繼續(xù)產(chǎn)生升力，既不增加前方的沖壓阻力，又可以減少誘導(dǎo)阻力，該區(qū)域的長(zhǎng)度應(yīng)該仔細(xì)選擇；如果速度較低， 極限壓縮層、次生壓縮層非常厚，受寬度的限制，下側(cè)翼只能約束一部分壓縮層；高超音速時(shí)極限壓縮層很薄，不寬的側(cè)翼就可以避免其逃逸，使下表面的升力大幅度增加、升阻比提高，在空氣極其稀薄的高空，實(shí)現(xiàn)過(guò)去無(wú)法實(shí)現(xiàn)的飛行。b、參照?qǐng)D3實(shí)線部分，如果上翼面獲得的負(fù)壓升力不夠大，可以使前頂面1-2之后下降，構(gòu)成一個(gè)陡坎4，利用1-2處掠過(guò)的高速氣流，對(duì)陡坎后的空氣產(chǎn)生引射，為了提高引射作用，可以使陡坎呈圓弧形，以利于坎下的氣流回旋，于是把坎改稱為Ii皿4，4的上緣與1-2持平、交會(huì)，下緣與其后的上翼面交會(huì)，產(chǎn)生的負(fù)壓升力可能比隆起機(jī)翼更大。4的上緣與下緣的高差或落差取決于對(duì)飛行速度的要求，高速落差小，低速落差大。C、參照?qǐng)D3虛線部分，在機(jī)翼上表面的外側(cè)設(shè)置上皿5，5的頂部先與前頂面平行或以較小的角度逐漸變高，延伸一段距離至6之后再逐漸降低至7，上側(cè)翼內(nèi)側(cè)的下部與機(jī)翼上表面用圓弧交接，使氣流沿圓弧順利上升，被上側(cè)翼邊緣6-7外部掠過(guò)的高速氣流帶走——這也是引射，同時(shí)5增加了下翼面氣流旋入上表面的路程、減少了下洗氣流的流量和流速，達(dá)到減少誘導(dǎo)阻力、增加上表面的負(fù)壓升力的目的。d、只有接近音速時(shí)才會(huì)在一條非常狹窄的區(qū)域出現(xiàn)激波，以及較輕的沖壓震顫， 無(wú)論是高速還是低速，無(wú)需后掠也可以消除前述3種形變的震顫，通過(guò)合理分布機(jī)翼的阻力、負(fù)載等措施，各種震顫還可以再度減少。所以刨刀形機(jī)翼的俯視圖最好選擇矩形結(jié)構(gòu)， 這樣從翼根到翼梢都采用相同的剖面，成為平直機(jī)翼，高、低速機(jī)翼的形態(tài)差別主要在于展弦比以及落差的大小。下翼面氣流分布比較均勻，幾乎沒(méi)有氣流向翼梢匯聚的現(xiàn)象，再加上上側(cè)翼5、下側(cè)翼6的作用，基本消除了誘導(dǎo)阻力。此外這種機(jī)翼的容積大、剛度大、重量輕， 構(gòu)造簡(jiǎn)單、成本低。e、使后緣圓滑的上翹，或在后緣之前先使翼面轉(zhuǎn)為水平，再圓滑的上翹，下翼面的壓縮空氣膨脹之后，在后緣與上翼面的氣流較平穩(wěn)的匯合，減少后緣氣流的紊亂及可能產(chǎn)生的阻力，可以在不增加推力的前提下提高速度。結(jié)合a、b、C、d、e五項(xiàng)措施，在掠海面、地面飛行時(shí)，地面效應(yīng)顯著增強(qiáng)，可以極大的增加負(fù)載。陸基或艦載機(jī)起降時(shí)，下側(cè)翼必須折疊，水上飛機(jī)就不存在這個(gè)問(wèn)題。機(jī)身的阻力約占總推力的30% 60%，座艙或擴(kuò)大視界的結(jié)構(gòu)使沖壓壓力在機(jī)頭上方產(chǎn)生的降力大于其下方的升力，在很多的飛機(jī)中，機(jī)尾下方背壓壓力產(chǎn)生的降力大于機(jī)尾上方的升力(此效應(yīng)可以增加賽車后輪與地面的附著力)。采用尖銳的機(jī)頭和機(jī)尾， 把機(jī)身的阻力減少到占總推力10 30%以下是值得的，或是采用刨刀形機(jī)頭、機(jī)尾，使機(jī)身的阻力轉(zhuǎn)變?yōu)樯?。參照?qǐng)D4、翼身合一的刨刀形飛機(jī)或地效飛機(jī)本圖中1 6的功能和圖1 3中的1 6相對(duì)應(yīng)，采用機(jī)翼、機(jī)身合一的矩形，產(chǎn)生升力的面積劇增。翼身合一后，前部升力大、可利用空間小，后部升力小、可利用空間大， 除調(diào)整重心之外，可能需要在飛機(jī)后部設(shè)置調(diào)整升力的水平機(jī)翼，或采取后加載措施，以免
6飛機(jī)前部過(guò)度上仰。下側(cè)翼6的尾部可以設(shè)置成下方向舵11。7前緣襟翼，8前緣副翼，9 襟翼，10副翼。貼近水面或地面飛行時(shí)，升阻比更大。當(dāng)做空天飛機(jī)時(shí)，12是用于減速的水蒸氣反向噴管。注由于沖壓式發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)用不方便，本發(fā)明建議空天飛機(jī)使用火箭發(fā)動(dòng)機(jī)。水平起飛的空天飛機(jī)空天飛機(jī)、航天飛機(jī)、火箭的推進(jìn)效率
權(quán)利要求
1.比超臨界翼型更好的刨刀型翼型，結(jié)構(gòu)重量輕、容積大，無(wú)效的阻力小，可用于飛機(jī)、 空天飛機(jī)、滑翔機(jī)、地效飛機(jī)、風(fēng)扇、風(fēng)車等，其特征是翼型前緣非常尖銳，形似刨刀的刀刃以減少前緣的阻力，當(dāng)飛機(jī)水平、經(jīng)濟(jì)的飛行時(shí)，從機(jī)翼前緣開始，上翼面盡量減少隆起的沿水平方向向后延伸，以減少頂前高差和頂前面積、減少上翼面的降力(負(fù)升力)，達(dá)到所需的厚度之后，再轉(zhuǎn)向下方延伸，從機(jī)翼前緣開始，下翼面先采用較大的迎角，以增加前緣的厚度，然后再過(guò)度到較小的迎角。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述，其特征是該翼型前緣的純阻力、上翼面的降力只有以往對(duì)應(yīng)的各種隆起翼型的90^-0 ^
3.根據(jù)權(quán)利要求1 2所述，增加下翼面的升力，提高升阻比的措施，其特征是從前緣開始至后緣，在下翼面的外側(cè)設(shè)置逐漸加寬的下側(cè)翼，減少或避免壓縮空氣向外側(cè)逃逸。
4.根據(jù)權(quán)利要求1 3所述，增加上翼面的升力，減少下洗氣流的誘導(dǎo)阻力、提高升阻比的措施，其特征是在機(jī)翼外側(cè)設(shè)置上側(cè)翼，其上緣從前頂面開始，與前頂面平行或逐漸升高延伸一段距離之后再逐漸降低直至后緣，上側(cè)翼內(nèi)側(cè)與上翼面圓滑交接，以利于通過(guò)引射作用帶走更多的進(jìn)入上表面的氣流、增加下翼面氣流進(jìn)入上翼面的距離。
5.根據(jù)權(quán)利要求1 4所述，增加上翼面升力的措施，其特征是在前頂面之后有一個(gè)低于前頂面的陡坎或引射槽，利用引射作用增加上翼面的升力。
6.根據(jù)權(quán)利要求1 5所述，增加剛度、減少重量、增加升阻比的措施，其特征是對(duì)應(yīng)以往所有的亞音速、跨音速、超音速機(jī)翼，其后掠角度都比它們小，或是完全平直的。
7.根據(jù)權(quán)利要求1 6所述，不增加沖壓阻力、提高升阻比的措施，其特征是當(dāng)飛機(jī)平飛時(shí)，下翼面的后部圓滑的上翹至后緣，或先轉(zhuǎn)為水平然后再圓滑的上翹至后緣，使下翼面的壓縮空氣得到膨脹，在后緣與上翼面的氣流較平穩(wěn)的匯合，減少后緣氣流的紊亂及可能產(chǎn)生的阻力。
8.根據(jù)權(quán)利要求1 7所述，翼身合一的飛機(jī)和空天飛機(jī)，其特征是其總體輪廓的俯視或仰視圖呈矩形，其前后部的外廓輪廓便于多級(jí)空天飛機(jī)的銜接。
9.根據(jù)權(quán)利要求1 8所述，多級(jí)或單級(jí)空天飛機(jī)，提高運(yùn)載效率的措施，其特征是 用牽引飛機(jī)牽引的空天飛機(jī)，達(dá)到牽引飛機(jī)的極限之后，點(diǎn)燃空天飛機(jī)的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)、脫離牽引，以小坡度爬升，直至飛出大氣層。
10.根據(jù)權(quán)利要求1 9所述，減輕空天飛機(jī)的結(jié)構(gòu)重量，提高運(yùn)載效率，提高可靠性和安全系數(shù)的措施，其特征是所用的牽引飛機(jī)和空天飛機(jī)是水上起降的。
11.根據(jù)權(quán)利要求1 10所述，如果采用2級(jí)或多級(jí)空天飛機(jī)，減少高軌道運(yùn)載器或空天飛機(jī)的負(fù)荷、更經(jīng)濟(jì)的運(yùn)行方式，其特征是把失重實(shí)驗(yàn)、失重生產(chǎn)和太空旅游等項(xiàng)目放在末前級(jí)。
12.根據(jù)權(quán)利要求1 11所述，空天飛機(jī)小角度再入大氣層、避免內(nèi)部過(guò)熱以及蒙皮過(guò)熱的方法，其特征是用冰和降溫。
13.根據(jù)權(quán)利要求1 12所述，空天飛機(jī)再入大氣層的時(shí)間過(guò)長(zhǎng)、少用絕熱瓦的方法， 其特征是利用反向噴射水蒸氣和裝有絕熱瓦的減速板減速。
全文摘要
依據(jù)氣體動(dòng)能學(xué)的啟示，本發(fā)明公開了比超臨界翼型更好的刨刀形翼型。刨刀形翼型的上翼面沒(méi)有隆起——其最高處與前緣持平，上翼面不產(chǎn)生負(fù)升力(降力)，利用引射槽的引射作用在上翼面產(chǎn)生負(fù)壓升力，利用上、下側(cè)翼增加升力；從低速到高超音速都不后掠，既提高了升阻比，又增加了剛度?？梢源蠓鹊奶岣唢w機(jī)、無(wú)人駕駛飛機(jī)、空天飛機(jī)、巡航導(dǎo)彈、風(fēng)扇、風(fēng)車的性能和效率，使水平起飛的空天飛機(jī)更安全。
文檔編號(hào)B64G1/14GK102275635SQ20101050659
公開日2011年12月14日 申請(qǐng)日期2010年10月14日 優(yōu)先權(quán)日2010年10月14日
發(fā)明者王一況 申請(qǐng)人:王一況