專利名稱：機翼上方噴射氣流產(chǎn)生升力的飛機的制作方法
技術領域：
本發(fā)明屬于飛機結(jié)構技術領域。
背景技術：
傳統(tǒng)的固定翼飛機，必須依賴飛機高速滑行或飛行，才能在機翼上、下方產(chǎn)生足夠的氣流速度差，從而產(chǎn)生足夠的機翼下、上方的壓力差，達到滿足飛機起飛和飛行的目的。這種飛機具有以下不足一是起飛和降落必須高速滑行，易發(fā)生事故；二是對機場要求高，既要有足夠長的跑道，又要求跑道地面的強度足夠，機場建設的成本高，飛機的適航能力差；三是由于靠機翼上下方的形狀差別來產(chǎn)生空氣流速差，流速差有限，所產(chǎn)生的升力有限，嚴重限制了飛機的載荷量；四是為了滿足高速滑行起飛的需要，必須安裝大功率的發(fā)動機，飛機的制造和飛行成本高，能耗高；五是為了保證升力要求，必須將機翼做得很長，飛機占地面積大，且滑行時的穩(wěn)定性差。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的，正是為了克服上述現(xiàn)有技術的不足，提供一種翼展減小，翼長增加，只需要短跑道低速滑行，或只需要停機坪就可升空和緩慢降落，大大提高飛行安全性，降低飛行保障成本的機翼上方噴射氣流產(chǎn)生升力的飛機。
本發(fā)明的目的是通過如下技術方案實現(xiàn)的。
機翼上方噴射氣流產(chǎn)生升力的飛機，其機翼安裝于機身上方，在機翼上方設置有一個或一個以上通過氣流管道與氣流機連通的氣流噴口。
本發(fā)明每個氣流機可連接一個氣流噴口；也可連接兩個或兩個以上氣流噴口；在氣流噴口兩側(cè)設置有垂直導向翼和垂直方向舵；氣流噴口為緊貼機翼上表面的扁形喇叭狀噴口；在機翼的前后分別設置有前水平舵和后水平舵；在機身的尾部設置有向機身前方產(chǎn)生氣流的減速氣流機；在機身的尾部設置有推力發(fā)動機；所述的氣流機為使用燃油的噴氣式發(fā)動機或者槳葉式發(fā)動機，或者使用電力的槳葉式電動機。
本發(fā)明充分利用空氣動力學“氣流流速越高壓強越小，流速越小壓強越大”的原理，將氣流機緊貼安置于機翼上方，通過氣流機向后噴射氣流，在機翼上方制造高速氣流，產(chǎn)生遠大于機翼下方的氣流速度，在機翼上方造成遠低于機翼下方的氣體壓強，通過機翼上下方的壓力差為飛機提供升力，同時向后噴射的氣流也為飛行提供推力。機翼安裝于機身上方，可有效避免和降低氣流機氣流溫度影響飛機，并有效增強飛機飛行的穩(wěn)定性。在機翼上方設置的垂直導向翼既保證飛機穩(wěn)定的飛行方向即狀態(tài)，又有效引導氣流機噴出的氣流，并有效克服飛行中側(cè)風的影響。扁形喇叭狀的氣流噴口可使噴出的氣流分散并緊貼于機翼上表面，形成高速氣流層。通過旋轉(zhuǎn)垂直方向舵可通過改變氣流噴射方向改變飛機航向。所設置的前水平舵和后水平舵主要用于協(xié)助控制飛行狀態(tài)。設置于機身尾部的減速氣流機在飛機降落前工作，向前產(chǎn)生氣流，在前、后水平舵的配合下，為飛機減速提供反推力，以降低飛機速度，便于飛機低速降落，提高安全性。所設置的推力發(fā)動機用于當飛機達到一定速度和高度后，關閉或減小氣流機功率，利用前、后水平舵和機翼形成的“上曲面下平面”所產(chǎn)生的升力保證飛機升力，利用推力發(fā)動機增加或獨立提供飛行推力。本發(fā)明的推力發(fā)動機可以按不同機型的需要靈活確定是否選配。
本發(fā)明具有傳統(tǒng)的固定翼飛機無可比擬的以下優(yōu)點一是可以實現(xiàn)低速度情況下的起飛和降落，非常安全。二是起降條件要求低，無需長跑道滑行起降，不僅降低了保障、運行成本，還可以大大提高適航能力，可以在簡陋條件下起降，在日?？瓦\、貨運、搶險救災、軍事行動中具有廣泛的應用價值。三是由于在機翼上方自給高速氣流，可以在機翼上下、方制造極大的氣流差，所獲得的升力巨大，在使用同等發(fā)動機功率的情況下，飛機的載荷能力可以獲得提高，油耗等運輸成本可以降低。四是該飛機強調(diào)的是利用飛機自身動力制造縱向高速氣流，因此機翼主要是縱向布局，機翼寬度可大大減小，方便在跑道機機場的駕駛操作，不易碰撞。五是可以通過調(diào)節(jié)各個氣流機或噴口的氣流流量或氣流速度，有效控制飛機平衡，對飛機起飛時的配重要求降低。六是飛機的升高和降低不需改變角度和高速推進，飛行的加速度小，乘座更舒適，運載的貨物也更加平穩(wěn)安全。七是利用該技術，可以發(fā)展超大型飛機，單機運輸量大大增加，大大降低空運成本，并解決大型貨物空運難或無法運輸?shù)膯栴}。
下面，結(jié)合說明書附圖進一步闡述本發(fā)明的內(nèi)容。


圖1是本發(fā)明的主視圖；圖2是本發(fā)明的俯視圖；圖3是本發(fā)明氣流機設置的另一實施例的示意圖；圖4是本發(fā)明一個氣流機連接多個氣流噴口時機翼的A-A剖視示意圖；圖5是本發(fā)明的左視圖；圖6是傳統(tǒng)飛機的機翼產(chǎn)生升力的示意圖；圖7和圖8是本發(fā)明氣流機在機翼上方產(chǎn)生升力的原理示意圖。
具體實施例方式
如圖1、圖2、圖3、圖4、圖5所示，本發(fā)明包括機身1和機翼2，機翼2安裝于機身1上方，在機翼上方設置有一個或一個以上通過氣流管道4與氣流機3連通的氣流噴口5，每個氣流機3可連接一個氣流噴口5，也可連接兩個或兩個以上的氣流噴口。圖2所示設置有三個氣流機，中間的為主氣流機，兩旁的為次氣流機，每個氣流機連接一個氣流噴口；圖3所示設置有三個氣流機，每個氣流機連接三個氣流噴口。氣流噴口5為緊貼機翼上表面的扁形喇叭狀噴口。氣流機3可選擇使用燃油的噴氣式發(fā)動機或者槳葉式發(fā)動機，或者使用電力的槳葉式電動機。在機翼上方沿氣流噴口兩側(cè)設置與機身縱向同向的垂直導向舵6，可以取代傳統(tǒng)飛機機尾上方很高的垂直尾翼，減小側(cè)風對飛行穩(wěn)定性的影響。在垂直導向舵的后方設置垂直方向舵7，提高轉(zhuǎn)向性能。在機翼的前后分別設置前水平舵9和后水平舵8。在機身的尾部還可設置向機身前方產(chǎn)生氣流的減速氣流機10，以及設置推力發(fā)動機11。
如圖6所示，傳統(tǒng)的固定翼飛機，其機翼2的上方形狀為曲面，下方為平面。飛機起飛是利用空氣動力學“氣流流速越高壓強越小，流速越小壓強越大”的原理，靠發(fā)動機產(chǎn)生向后產(chǎn)生氣流推動飛機高速滑行，從而在在機翼上方產(chǎn)生大于下方氣流速度V1的氣流速度V2，進而使機翼下方的壓強P1超過機翼上方的壓強P2，為飛機起飛和飛行提供升力。本發(fā)明同樣是利用上述空氣動力學原理，但采用的是圖7、圖8所示的機翼結(jié)構以及在機翼上方設置氣流機3，通過氣流噴口5使機翼上下方的氣流速度差V4-V3能在短時間內(nèi)達到起飛要求，即機翼上下方的壓強差P3-P4足夠，從而使飛機獲得起飛和飛行的升力。氣流機噴射的氣流束如圖7、圖8中虛線所示。氣流機噴出的高速氣流，也為飛機前進提供強大推力。當飛機起飛后，可以減小或關閉次氣流機或主氣流機功率，利用主氣流機產(chǎn)生的升力，以及前、后水平舵的形狀產(chǎn)生的升力保證飛機飛行所需升力。
本飛機是通過如下操作控制實現(xiàn)起飛、飛行和降落的氣流機3啟動工作，通過氣流管道4從氣流噴口5向后噴射高速氣流，迅速產(chǎn)生起飛升力及推力，短距離內(nèi)飛離地面并不斷提高高度和速度，完成起飛過程；達到一定飛行速度后，由于機翼的前、后水平舵的上方為曲面并可通過向下旋轉(zhuǎn)提高曲度，仍可產(chǎn)生需要升力，并保持飛機應有的滑翔性能；此時可適當減小氣流機的動力，或關閉氣流機，啟動推力發(fā)動機11來提供飛行推力；降落前，開啟和控制減速氣流機10產(chǎn)生反推力，在前、后水平舵的配合下，逐漸降低飛機速度，并適時恢復氣流機動力保證緩慢降落過程的需要，實現(xiàn)飛機的安全降落。本發(fā)明也可不設置減速氣流機10，而通過調(diào)整飛行角度使飛機處于仰角飛行，產(chǎn)生向后分力而形成的后拉力，或者是調(diào)整前、后水平舵角度來實現(xiàn)減速。飛機起飛、飛行、降落的穩(wěn)定控制和轉(zhuǎn)向控制，可通過單獨或綜合調(diào)整控制各個氣流機的動力、調(diào)整控制前后水平舵、方向舵來實現(xiàn)；飛機飛行的速度，可通過調(diào)整控制氣流機或推力發(fā)動機的動力來實現(xiàn)。
本發(fā)明具有航空界多年積累的成熟的航空技術和產(chǎn)品基礎為依托，具有實用性。
權利要求
1.機翼上方噴射氣流產(chǎn)生升力的飛機，包括機身(1)和機翼(2)，其特征在于，機翼(2)安裝于機身(1)上方，在機翼上方設置有一個或一個以上通過氣流管道(4)與氣流機(3)連通的氣流噴口(5)。
2.根據(jù)權利要求1所述的機翼上方噴射氣流產(chǎn)生升力的飛機，其特征在于，每個氣流機(3)連接一個氣流噴口(5)。
3.根據(jù)權利要求1所述的機翼上方噴射氣流產(chǎn)生升力的飛機，其特征在于，每個氣流機(3)連接兩個或兩個以上氣流噴口(5)。
4.根據(jù)權利要求1所述的機翼上方噴射氣流產(chǎn)生升力的飛機，其特征在于，在氣流噴口(5)兩側(cè)設置有垂直導向翼(6)和垂直方向舵(7)。
5.根據(jù)權利要求1或2所述的機翼上方噴射氣流產(chǎn)生升力的飛機，其特征在于，氣流噴口(5)為緊貼機翼上表面的扁形喇叭狀噴口。
6.根據(jù)權利要求1所述的機翼上方噴射氣流產(chǎn)生升力的飛機，其特征在于，在機翼(2)的前后分別設置有前水平舵(9)和后水平舵(8)。
7.根據(jù)權利要求1所述的機翼上方噴射氣流產(chǎn)生升力的飛機，其特征在于，在機身(1)的尾部設置有向機身前方產(chǎn)生氣流的減速氣流機(10)。
8.根據(jù)權利要求1所述的機翼上方噴射氣流產(chǎn)生升力的飛機，其特征在于，在機身(1)的尾部設置有推力發(fā)動機(11)。
9.根據(jù)權利要求1所述的機翼上方噴射氣流產(chǎn)生升力的飛機，其特征在于，所述的氣流機(3)為使用燃油的噴氣式發(fā)動機或者槳葉式發(fā)動機，或者使用電力的槳葉式電動機。
全文摘要
機翼上方噴射氣流產(chǎn)生升力的飛機，其機翼(2)安裝于機身(1)上方，在機翼上方設置有一個或一個以上通過氣流管道(4)與氣流機(3)連通的氣流噴口(5)。本發(fā)明不需要飛機長距離高速滑行，而只需要較短的跑道低速滑行、甚至只需要停機坪就可實現(xiàn)升空和緩慢降落，并且翼展減小，可大大提高飛行的安全性，降低飛行保障成本。
文檔編號B64C15/00GK1740056SQ20051009676
公開日2006年3月1日 申請日期2005年9月1日 優(yōu)先權日2005年8月1日
發(fā)明者羅富強 申請人:羅富強