CN104590543A - 战机和战机的机翼 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种战机，包括机身、机翼、发动机，其特征在于，所述战机不设进气涵道，在所述机身后部设有与设置在机身尾部的所述发动机相通的导入口。本发明的有益效果在于：在机身尾部设置的发动机吸气口与接近发动机位置的机身后部周围的导入口相通，导入口作为发动机的进气涵道，为发动机提供更多流体；同时去掉传统战机设置在机身上部、两侧部或下部位置的进气涵道，使战机的重量减少，迎风面的面积减少，使战机能耗减少速度提高。

Description

战机和战机的机翼

技术领域

本发明涉及飞行器结构领域，尤其涉及一种无进气涵道、高速节能的战机和战机的机翼。

背景技术

现代战机无一例外的需要进气涵道，而进气涵道设置在飞机两侧、或下部、或上部与发动机吸气口相通，为发动机提供大量气体，同时也使战机迎风面的面积增加，产生很大阻力。发明人已获授权的发明专利ZL20011100618778《一种高速节能战机》提出一种从内部产生的升力来源，使战机去掉机翼和进气涵道，但该战机从升力到结构都不同于现代战机，具体实施需要一定时间；而发明人另一获得授权的发明专利200910105982.X《一种流体运动装置》提出填充后部负压区使正向、侧向流体阻力减少的方法和装置。

发明人经多年研究和开发，进一步设计出对现代战机改变很小，能立即实施的无进气涵道、高速节能的战机。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是针对战机设置在机身上部、两侧部或下部位置的进气涵道对战机的重量的大小、迎风面面积带来不利影响的问题，提供一种无进气涵道、高速节能的战机和战机的机翼。

为了解决上述技术问题，本发明采用的技术方案为：一种战机，包括机身、机翼、发动机，所述战机不设进气涵道，在所述机身后部设有与设置在机身尾部的所述发动机相通的导入口。

本发明采用的另一个技术方案为：一种战机的机翼，机翼后部设有机翼导入口，机翼尾部设有机翼导出口，所述机翼导入口与所述机翼导出口相通。

本发明的有益效果在于：去掉传统战机设置在机身上部、两侧部或下部位置的进气涵道，使战机的重量减少，迎风面的面积减少，使战机能耗减少速度提高，同时采用导入口替代进气涵道为发动机提供更多流体。

附图说明

图1为本发明实施例的战机的结构示意图。

图2为图1中A-A向的剖面视图。

图3为本发明实施例的战机的机翼的尾部边缘的局部剖面视图。

图4为本发明实施例的战机的多种襟翼导入口的形状示意图。

标号说明：

1、机身；

2、上部导入口；201、两侧部导入口；202、下部导入口；

3、发动机；

5、机翼；501、机翼导入口；502、中空区域；503、机翼导出口；504、机翼尾部边缘；505、机翼上表面；506、弧形通道；507、附加机翼导入口；508、机翼下表面；509、襟翼。

具体实施方式

为详细说明本发明的技术内容、构造特征、所实现目的及效果，以下结合实施方式并配合附图详予说明。

本发明最关键的构思在于：采用设置在机身后部的导入口替代原有的进气涵道，减小战机的风阻和重量、提高飞行效率。

请参阅图1，一种战机，包括机身1、机翼5、发动机3，所述战机1不设进气涵道，在所述机身1后部设有与设置于机身尾部的所述发动机3相通的导入口(上部导入口2、两侧部导入口201和下部导入口202)。

从上述描述可知，本发明的有益效果在于：去掉传统战机设置在机身上部、两侧部或下部位置的进气涵道，使战机的重量减少，迎风面的面积减少，使战机能耗减少速度提高，同时采用导入口替代进气涵道为发动机提供更多流体。

进一步地，所述机身后部的上部、下部或两侧部中至少一处的所述导入口与所述发动机的吸气口相通。

进一步地，所述机身上部也设有多个所述导入口，这些导入口与发动机的吸气口相通。

进一步地，所述导入口为环绕所述机身周围设置的环形导入口，所述环形导入口设有一条或多条。

由上述描述可知，环形导入口可增大流体导入面积，从而进一步地增加进入导入口的流体流量，使从导出口排出的流体流量更大；同时，若设置有多条环形导入口，则可充分地吸入气体，尽量减小形成后部负压区的气体的流量。

进一步地，所述导入口的形状由圆形、方形、菱形、三角形、椭圆形、条形或弧形中的一种或多种构成。

请参阅图1至图3，一种战机的机翼，机翼5后部设有机翼导入口501，机翼尾部设有机翼导出口503，所述机翼导入口501与所述机翼导出口503相通。

由上述描述可知，把机翼流体连续性视为整体，则必然产生前面正向，周围侧向，后部负压区的流体阻力，通过设置机翼导入口引入流体、设置机翼导出口向后部排放高速流体填充后部负压区，从而使流体阻力减少。

进一步地，机翼导入口设置于机翼的上表面和下表面中的至少一个。

由上述描述可知，在机翼的上表面和/或下表面设置引导流体路径的导入口和导出口，可进一步减少战机整体的后部负压区的体积，从而减小战机的飞行阻力。

进一步地，机翼导入口经弧形的内部中空区域与机翼导出口相通，机翼导入口的形状包括菱形、条形、圆形、方形、三角形、长方形、弧形或椭圆形中的一种或多种。

进一步地，机翼的襟翼上表面和下表面中至少一者设有机翼导入口，襟翼的尾部设有机翼导出口，机翼导入口通过设在襟翼内部的弧形的中空区域与机翼导出口相通。

由上述描述可知，在襟翼上也设置引导流体路径的机翼导入口和机翼导出口，可进一步减少战机整体的后部负压区的阻力，从而减小战机的飞行阻力；同时，设置弧形的中空区域还可延长流体的通过路径，提高流体的排放速率。

如图1所示，本发明的实施例1为一种战机，包括机身1、发动机3和机翼5，在机身1的尾部设有发动机3，发动机3的吸气口与机身1的后部最接近尾部的发动机所在位置、设于机身周围的上部导入口2、两侧部导入口201和下部导入口202相通，发动机3喷气口与外界相通。

本实施例的原理在于：当飞机飞行时，把原来流体紧裹机身周围经过，到后部形成负压区的流体改变为到了后部导入口位置时，分为内外两部分向后排出：向内，一部流体从上部导入口2、两侧部导入口201和下部导入口202被发动机3强大吸力高速吸入后从后部排出产生推动力，驱动飞机向前飞行；向外，剩下一部分流体顺机身周围向后排出形成后部负压区。

由于后部机身上设置的上部导入口2、两侧部导入口201和下部导入口202的开口面积不少于传统飞机进气涵道的面积，同时也没有了流体高速经过很长进气涵道产生极大的摩擦力，所以各导入口到发动机之间很短距离，容易使大量的流体进入发动机内，使发动机产生更大推动力。因为流体的连续性，经过机身周围不同路径面同时到达后部形成负压区，所以飞机速度越快，紧紧裹住机身周围经过的流体越多，在后部产生的负压区阻力越大。在本实施例中发动机强大的吸力使经过流体向内从各导入口高速吸入向后排出产生更大推动力，所以使剩下的另一部分流体大量减少，向外：在飞机后部形成的负压阻力也减少，相应的飞机流体阻力减少。

更重要的是，发动机的进气口为上部导入口2、两侧部导入口201和下部导入口202，而没有现在战机所必需的凸出机身表面进气涵道，所以又使飞机的重量减少，迎风面的面积减少，由此产生一种高速节能的战机。

现代战机的进气涵道，唯一的作用就是为发动机提供大量的流体，而进气涵道设置在战机的左右两侧、上部、或下部，扩大了迎风面又增加了重量。严重影响了飞机的飞行半径和飞机速度。而本发明的导入口设在机身的后部最接近发动机位置，很短的距离使更多流体更容易吸入，同时没有与现在战机一样扩大了迎风面面积和增加了整机的重量，也同样能达到为发动机提供大量流体的功能，尤其是减少很长进气通道内流体产生的摩擦力，所以本发明甚至比现代战机进气涵道为发动机提供更多的流体，所以本发明改变自战机出现以来必需依靠进气涵道为发动机提供空气的现状,为战机进一步的发展找到一种新的装置和方法。

另一实施例，上部导入口2、两侧部导入口201和下部导入口202在机身表面上相互连通，形成围绕机身后部周围的环形导入口，环形导入口为一条或多条，把周围壳体上的更多流体导入从导出口排出来更好填充后部负压区。

进一步地，各导入口的形状由圆形、方形、菱形、椭圆形或条形等形状中的一个或多个构成。

进一步地，上部、两侧部、上下部、或环形导入口至少其一与尾部设置的发动机吸气口相通，也能为发动机提供足够的流体。

另一实施例，在机身上部的后部设多个条形导入口与发动机的吸气口相通，导入口进气面积不小于传统飞机进气通道的进气面积，为发动机提供充足的气体，对机翼和机身几乎形成一体的战机和无人机尤其重要；因为其后部的重量大于前部，所以在发动机强大吸力作用下，使各导入口内外壳体上形成极高流速，与机身下部产生压力而产生升力，通过提高飞机后部升力来克服中后部重量，使飞来速度大大提高。

如图1至图3所示，本发明的实施例2为一种战机1，在实施例1的基础上，于靠近机翼5的机翼尾部边缘504的机翼上表面505设置机翼导入口501，使流体经中空区域502从机翼导出口503向后排出来填充后部负压区。

本实施例的技术结构使战机飞行时，把原来流体经机翼表面在后部形成负压区改变为：流体经机翼上表面505流到机翼导入口501时，分为两部分向后排出：一部分相对靠近壳体等同飞机速度的较快的流体，从机翼导入口501进入弧形的中空区域502又加快流速后从机翼导出口503排出；另一部分相对离开壳体慢于飞机速度的较慢流体顺机翼上表面505向后排出形成负压区。由于机翼上表面505在后部的流体减少，流速相对较慢，在后部形成负压区时出现薄弱环节，所以从机翼导出口503排出的相对较快流体可以很好的填充后部负压区，使负压阻力减少，从而整体的流体连续性产生的正向、侧向流体阻力相应也减少。

战机飞行时，因为流体连续使流体经机翼上下表面不同路径而同时到达后部产生升力，同时因流体连续性必然在机翼正面、侧面、后部负压区产生流体阻力。人们重视机翼产生升力而忽视很大面积的机翼产生很大的正向和侧向负压区的流体阻力。本实施例的技术方案就是通过填充负压区来减少正向和侧向负压区的阻力，同时结合实施例1的基础方案，使战机行驶中经过机身和机翼在后部产生负压区的流体大大减少，由此产生一种具有良好节能效果的战机。

进一步地，流体从机翼下表面508的附加机翼导入口507进入中空区域502后从机翼导出口503向后排出，这样就可以更好地填充后部负压区。

流体经机翼上下表面不同路径到达后部形成的负压区，因流体部分从机翼导入口501和附加机翼导入口507导入后，剩下一部分流速相对慢的流体形成的整体负压区结构减弱，使从机翼导出口503排出的流体更好的填充后部负压区。

进一步地，从机翼导入口501和附加机翼导入口507导入的流体经弧形通道506延长其经过路径后使流速加快，从导出口加快排出从而更好地填充后部负压区。

因机翼迎风面占战机迎风面的一大半，产生的流体阻力也占战机的一大半，本发明把流体连续性经过机翼上下表面时必然产生正向、侧向、负压区阻力，都视为整体看待，通过最直接有效的方法来填充后部负压区，使正向、侧向流体的压力相应减少。所以从整体上合理的安排好流体经过的弧形通道506，并在中空区域502和弧形通道506内设置扰流面103来延长流体经过的路径，使从机翼导入口501或附加机翼导入口507导入的等同战机速度的流体(从机翼导入口501进入的优先)在经过弧形通道506或/和扰流面103后加速，只要略大于战机速度，就能从机翼导出口503排出后，迫使机翼上下表面经过的流体不得不围绕在更快速度的机翼导出口503排出的流体周围分层有序地围绕在一起，更好填充后部负压区，同时又使正向、侧向阻力减少，使机翼产生的流体阻力大大减少。

进一步地，传统战机机翼后部一般设有襟翼509来通过控制角度变化控制战机升降，所以还可以在襟翼509的上表面和/或下表面设置上述结构以减少流体阻力。

进一步地，参阅图4，在机翼和襟翼上表面和/或下表面设置的机翼导入口501的形状可为菱形、条形、圆形、方形、长方形、弧形或椭圆形等中的一种或多种构成，从机翼导入口501导入的流体经弧形通道506、扰流面103后从机翼导出口503向后排出来填充后部负压区。

本实施例结合实施例1在机身后部、机翼后部设导入口，把紧贴壳体表面而相对快的流体导入后从导出口排出来填充负压区，使剩下一部分相对离开壳体表面的较慢流体，没有机会再靠近壳体来加速。(因为靠近壳体表面的流速大的等同于飞机速度，向外离开速度逐步减少)只能在后部形成薄弱的负压区，从导出口排出的较快的流体，尤其是从发动机排出更高速的流体，更容易填充后部负压区，使机身和机翼的负压阻力大大减少，同时去掉进气涵道，使飞机行驶的阻力进一步减少，由此产生一种高速节能飞机。

综上所述，本发明提供的战机通过设于机身后方、机翼后方或襟翼后方的导入口将从战机表面的流体吸入后从位于这些结构尾部的导出口排出，从机翼后方或襟翼后方进入的流体可用于填充战机整体后方的负压区，从机身后方进入的流体可用于给发动机供气、使战机能够去掉进气涵道、减小整机重量，同时在飞行的过程中受到的阻力减小，提高战机的飞行效率。

以上所述仅为本发明的实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是利用本发明说明书及附图内容所作的等同变换，或直接或间接运用在相关的技术领域，均同理包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (10)

1.一种战机，包括机身、机翼、发动机，其特征在于，所述战机不设进气涵道，在所述机身后部设有与设置在机身尾部的所述发动机相通的导入口。

2.根据权利要求1所述的战机，其特征在于，所述导入口设在所述机身周围的上部、两侧部和下部。

3.根据权利要求2所述的战机，其特征在于，所述机身后部的上部、下部或两侧部中至少一处的所述导入口与所述发动机的吸气口相通。

4.根据权利要求1所述的战机，其特征在于，所述机身上部的中后部之间也设有多个所述导入口，这些导入口与发动机的吸气口相通。

5.根据权利要求1所述的战机，其特征在于，所述导入口为环绕所述机身周围设置的环形导入口，所述环形导入口设有一条或多条。

6.根据权利要求1所述的战机，其特征在于，所述导入口的形状由圆形、方形、菱形、三角形、椭圆形、条形或弧形中的一种或多种构成。

7.一种战机的机翼，其特征在于，机翼后部设有机翼导入口，机翼尾部设有机翼导出口，所述机翼导入口与所述机翼导出口相通。

8.根据权利要求7所述的战机的机翼，其特征在于，所述机翼导入口设置于所述机翼的上表面和下表面中的至少一个。

9.根据权利要求7所述的战机的机翼，其特征在于，所述机翼导入口经弧形的内部中空区域与所述机翼导出口相通，机翼导入口的形状包括菱形、条形、圆形、方形、三角形、长方形、弧形或椭圆形中的一种或多种。

10.根据权利要求7所述的战机的机翼，其特征在于，所述机翼的襟翼上表面和下表面中至少一者设有所述机翼导入口，所述襟翼的尾部设有所述机翼导出口，机翼导入口通过设在襟翼内部的弧形的中空区域与机翼导出口相通。