CN1074373C - 带有喷气襟翼推进***的飞机 - Google Patents

Abstract

在本发明的飞机(1)中，发动机驱动一台鼓风机，并利用压缩空气产生喷气襟翼推进力，以增加机翼(18)和鸭翼(22)的升力。翼型的厚度正好在表面控制装置(12)前面处最大。该翼型具有较大的后缘夹角和较大的前缘半径。表面控制装置的饺链(17)位于靠近机翼的中线(19)处，并且，空气可通过机翼中的气孔(10)吹动表面控制装置。

Description

带有喷气襟翼推进***的飞机

发明背景

本发明涉及一种带有喷气襟翼推进***的飞机，即涉及具有普通主机翼的飞机；或者是该飞机的进一步发展，即一种除了主机翼之外，还有一个前机翼，所谓的鸭翼的飞机。

带有喷气襟翼推进***的飞机，多年来，例如从美国专利No.2,912,189号或美国专利No.2,961,192号已经广为人知。又，多年来，例如从美国专利No.3,362,659号也已知一种带有一个前机翼的喷气襟翼推进的飞机。甚至还知道有前机翼和主机翼都采用喷气襟翼推进***的飞机，例如，参见美国专利No.3,056,566号。

过去，为了减小失速速度和所需要的跑道，已经制造出几种带有特殊和伸长的襟翼及翼缝结构的飞机。这些飞机称为STOL(短矩起降)飞机。在大多数情况下，这种飞机的运转成本比通常的飞机大约高30％。这是由于附加的维修费用和每单位飞行距离的燃料消耗较高的缘故。所增加的机翼面积(机翼负载较低)造成阻力增加和巡航速度降低。

许多早期运用吹气襟翼理论的飞机设计师已经将他们的努力集中在增加机翼的升力系数，以减少着陆速度或获得增大的控制力方面。吹气襟翼可提供额外的推力，但当飞机减速降落时，这会产生问题。在使用吹气襟翼的大多数先前的专利中，只有一小部分的发动机动力被利用来避免额外推力的问题。假如将发动机的全部动力用在吹气襟翼上，则为了获得着陆阻力，必须能够使用喷嘴板偏转大于90°。为了能够利用附壁效应，使空气偏转，外界的压力必须与喷嘴板的离心力平衡。这只有在与翼缝高度比较，控制襟翼的活动范围较大才有可能。另外，喷管压力必需较低。

发明概要

本发明的飞机采用了喷气襟翼原理来减小飞机的机翼面积，从而减小飞机的总阻力，结果使燃料消耗降低。

根据本发明的一方面，提供一种飞机，它具有至少一台发动机和至少一台鼓风机，还具有用于鼓风机的空气进气口和至少一个带有至少一个表面控制装置的机翼，它还具有从鼓风机通向机翼的，用于与表面控制装置结合，产生喷气襟翼推进力的空气导管装置；其特征为：a)机翼的轮廓，向着后端比一般的机翼轮廓厚；b)该表面控制装置，利用一个铰链，正好在机翼的最大厚度处后面铰接连接，其后缘夹角比一般机翼轮廓的后缘夹角大，并且具有较大的前缘半径；c)该表面控制装置的铰链位于靠近机翼的中线处；和(d)机翼中用于吹动表面控制装置的气孔还配备有将吹入的空气引导至表面控制装置的顶部表面上的装置。

根据本发明的另一方面，提供一种飞机，它具有至少一台发动机和至少一台鼓风机，还具有用于鼓风机的空气进气口和至少一个机翼和一个前机翼；机翼和前机翼中的每一个均具有至少一个表面控制装置，它可在前机翼上起升降舵的作用，在主机翼上起副翼和襟翼的作用；该飞机还具有从鼓风机通向机翼的，用于与表面控制装置结合，产生喷气襟翼推进力的空气导管装置；其特征为：a)该机翼和前机翼的轮廓，向着后端比一般的机翼轮廓厚；b)该表面控制装置，利用铰链，正好在机翼和前机翼的最大厚度处后面铰接连接，其后缘夹角比一般机翼部分的后缘夹角大，并具有较大的前缘半径；c)该表面控制装置的铰链位于靠近机翼和前机翼的中线处；和d)机翼中的用于吹动表面控制装置的气孔还配备有将吹入的空气引导至该表面控制装置的顶部表面上的装置。

本发明的飞机使用通常的着落速度，但减小了的机翼面积使巡航更经济。

为了飞机的巡航性能，升力/阻力*马赫数必须最大。大部分阻力是由机翼产生的。如果展弦比(翼展/弦长)增加，并且还采用边界层控制，则机翼阻力可以减小。由于材料的改进，展弦比正在逐渐增大，但也有缺点。机翼端部阻力(诱导阻力)： $C_{\mathrm{DI}}=\frac{{\mathrm{KC}}_L^2}{\mathrm{\πA}}$ 式中，K-取决于尖根比和展弦比的常数；C_L-升力系数；A-展弦比；π=3.1416当C_DI等于3^*C_DO时，式中C_DO=翼型阻力，获得最小功率。对于最佳巡航 $C_L=\sqrt{\frac{\mathrm{\πA}}{K}{3C}_{\mathrm{DO}}}$

从这里可看出，任何要求材料强度更高和更轻的改进都要求有较大的C_L值。目前飞行的飞机，其所使用的巡航的C_L值都比C_L的最优值小。目前飞机上用于巡航的典型的C_L值为0.2～0.5。最优值一般为大约0.8～1.4，因此，这里存在相当大的差别。假如能够使用最优的C_L值，则可以使用总阻力较低的较小的机翼。过去，为了增加着陆阻力和起飞的升力，采用了吹气襟翼。过去的努力主要集中在获得最大的C_L值，面对所使用的功率较少注意。在本发明中，将吹气襟翼，边界层控制和推进全部结合起来，使阻力较低，巡航性能较好，还可以使扩大速度范围成为可能。典型的机翼截面，向着其尾端方向被加厚，并且使用了一个后缘夹角可达一般的翼型的后缘夹角二倍或三倍的较短弦长的控制表面。该控制表面具有一个大的前缘半径。这样，在机翼(或鸭翼)梁之间可以形成一个相当大的导管，以减小在导管中的压力损失。压缩空气通过襟翼、副翼和升降舵上表面上的隙缝吹入。这样，边界层获得能量，并在机翼轮廓表面上可得到层流流动。较短的控制表面弦长可保证控制表面上的表面摩擦阻力较小，并且只利用一个简单的铰接结构，就使大的控制表面行程成为可能。对控制表面采用这种大的前缘半径，可以借助附壁效应，使气流反向，从而可得到反向推力。还可以利用压缩空气对飞机加压和进行通风。

附图的简要说明

本发明从下面给出的详细说明和附图中将会更充分地了解，说明和附图只是为了示例，而不是对本发明的限制。其中：

图1表示根据本发明的带有前机翼和喷气襟翼推进***的一种飞机；

图2表示图1所示飞机的机身的主要截面；

图3A表示机翼或前机翼的升降舵部分沿图1中X-X方向的截面，它还用虚线表示出一个典型的翼面，供比较用；

图3B表示机翼或前机翼的襟翼部分沿图1中X-X方向的截面；

图3C表示机翼或前机翼的副翼部分的沿图1中X-X方向的截面；

图4示意地表示空气导管装置，它带有控制导管中的气流的装置；

图5A表示图5C所示的截面的理论形式，用以说明可能的气流情况；

图5B表示图5C所示的截面的另一种理论形式，用以说明可能的气流情况；和

图5C较详细地表示根据本发明的表面控制装置的截面和气流缝隙结构。

优选实施例的详细说明

大量的空气从机翼18的控制表面前面的缝隙和鸭翼22吹过，以形成对飞机1的推进力。图1表示基本的布局。当加上动力时，举升的中心向后移动，因此要利用鸭翼22保持纵向稳定。当加上动力时，为了补偿举升中心的向后移动，作用在鸭翼上的气流要比作用在机翼上的气流较多，因为鸭翼的举升较多。图2表示通过机身的一个截面。在机身的每一侧有一个空气进气口2，同时一根导管通过耐压舱壁3通至一个或多个鼓风机5。该鼓风机可以是任何形式的鼓风机，例如离心式、轴流式或旁通风扇式，或是涡轮发动机的压缩机的通气器，它们由发动机6驱动。发动机可以是任何动力装置的活塞式发动机、任何电气式或未来形式的发动机。压缩空气经由导管9，通过机身中的耐压舱壁4，通向机翼中的翼展方向的导管7和鸭翼中的翼展方向导管8。通过导管7,8或9的气流可以用图4所示的控制板14调节。图3A-3C表示通过机翼或鸭翼的截面。气流经由隙缝11，通过后翼(或鸭翼)梁辐板中的孔10，并且借助附壁效应，沿着控制表面12的上表面流动。当该控制表面处在完全向下(反向)位置时，气流也是这样流动。机翼18或鸭翼22的轮廓如图3A所示，为了比较，图中用虚线表示了一个典型的翼面23。表面控制装置12(例如，升降舵，襟翼或副翼)。在机翼18或鸭翼22的最大厚度处后面，用铰链17铰接。表面控制装置的铰链17的位置靠近机翼18或鸭翼22的中线19。机翼18或鸭翼22中的用于吹动表面控制装置12的气流隙缝或气孔10装备有上叶片(或延伸部分)15和下叶片(或密封表面)16，用于将吹入的空气引导至装置12的顶面20上去。该装置12可以是升降舵，襟翼或副翼。控制表面前端的一个细小的隙缝13可使该表面能***。对于巡航而言，该隙缝的位置是最优的(参见图5A,5B和5C)，因此，根据喷射器原理，应没有气流或只有少量的气流(如图5C所示)。箭头27表示主气流，箭头28表示根据喷射器原理(图5A)和由导管中的过大压力(图5B)引起的，通过隙缝13的气流。较小的气流(图5C)可以保证在翼(鸭翼)底面上的层流，从而可以减小阻力。机翼底部表面上的压力损失部分地可由控制表面上增大的气流所补偿，同时推力增加，有更多的空气在上表面上向下偏转，使升力增加。空气将通过隙缝13向上流动，以增加控制表面的有效性，同时也会造成总的功率损失。图3表示控制表面的行程26。襟翼(图3B)可以稍微向上运动，以便为高速飞行时在机翼上形成反射气流。当完全向下的位置时，从隙缝11通过的气流沿着襟翼的上表面运动，可得到反向推力。可以利用这个反向推力作为飞行速度的制动器，或减小着陆时在地面上的滑行距离。鸭翼上的控制表面(图3A)的行程超过180°。可将这个行程用作升降舵控制。向下90°位置可使升力最大，但进一步向下运动对升力没有太大影响，但可得到反向推力。这个反向推力，与襟翼的反向运动结合起来，可使飞行速度减小。图3C表示副翼的行程，其中24表示襟翼向上时的行程，25表示襟翼向下时的行程。为了在这些控制表面极端的动作下，保持飞机的纵向稳定性，可以利用放在图4所示的导管9中的控制板14，和放在机翼的导管7中的类似的控制板，来使机翼和鸭翼之间的气流平衡。一个单独的控制杠杆(或一个控制轮)与该控制板连接。当将该控制杠杆向前运动时，可把气流限制在鸭翼上。控制杠杆在中心位置时，通向鸭翼和通向机翼的空气导管都完全打开。当将控制杠杆向机尾运动时，气流将被限制在机翼上。另一种方案是，使该控制板与升降舵的纵向配平装置连接，使得当该配平装置向前作最后运动时，气流被限制在鸭翼上，而当该配平装置向机尾作最后运动时，气流被限制在机翼上。该控制杆完全向前运动可使鸭翼的控制表面运动至完全向上的位置，将隙缝11关闭。在着陆以后，可以利用这点，与鸭翼完全向下相结合，以得到对着陆滑行的最大反向推力，并可保证飞机的前轮与地面接触。副翼和襟翼一起放下，其向下运动的行程大约为襟翼行程的一半。当襟翼完全向下，并对副翼实行完全控制时，副翼上表面的最大向下行程为大约90°。当副翼完全向上时，隙缝11的开度稍微减小，使作用在向上运动的副翼上的气流减小，从而减少作用在飞机那一侧上的推力。这将减少不利的偏航的影响，因此副翼只需要很小的动作或不需要差动动作。

使处在压力区的发动机远离鼓风机，则鼓风机可起发动器的增压器的作用，增加发动机的功率。发动机放出的冷却空气的热量还可防止导管内部结冰，并增加推进的推力。从鼓风机送出的压力空气还可用来使飞机舱加压和通风，并使气流通过活塞发动机的排气管推进，使机舱加热。

在较小型的飞机上，在靠近机舱内侧一端的升降舵的底部表面上，可以安装镜子21(图1)。这些镜子可有助于驾驶员在停机坪的地面上使飞机反向，并且当将控制杆完全推向前时，可以在两侧看到飞机的尾部。

这样，对本发明作了说明，很明显，可以对本发明进行各种改变。这种改变不能认为是偏离本发明的精神和范围，技术熟练的人们知道，所有这些改变都包括在下述权利要求书的范围以内。

Claims (9)

1．一种飞机(1)，它具有至少一台发动机(6)和至少一台鼓风机(5)，还具有用于鼓风机的空气进气口(2)和至少一个带有至少一个表面控制装置(12)的机翼(18)，它还具有从鼓风机通向机翼的，用于与表面控制装置(12)结合，产生喷气襟翼推进力的空气导管装置(9,10)；其特征为：

a)机翼(18)的轮廓，向着后端比一般的机翼轮廓厚；

b)该表面控制装置(12)，利用一个铰链(17)，正好在机翼(18)的最大厚度处后面铰接连接，其后缘夹角比一般机翼轮廓的后缘夹角大，并且具有较大的前缘半径；

c)该表面控制装置的铰链(17)位于靠近机翼(18)的中线(19)处；和

(d)机翼(18)中用于吹动表面控制装置(12)的气孔(10)还配备有将吹入的空气引导至表面控制装置(12)的顶部表面(20)上的装置(15,16)。

2．一种飞机，它具有至少一台发动机(6)和至少一台鼓风机(5)，还具有用于鼓风机的空气进气口(2)和至少一个机翼(18)和一个前机翼(22)；机翼和前机翼中的每一个均具有至少一个表面控制装置(12)，它可在前机翼上起升降舵的作用，在主机翼上起副翼和襟翼的作用；该飞机还具有从鼓风机通向机翼的，用于与表面控制装置结合，产生喷气襟翼推进力的空气导管装置(9,10)；其特征为：

a)该机翼(18)和前机翼(22)的轮廓，向着后端比一般的机翼轮廓厚；

b)该表面控制装置(12)，利用铰链(17)，正好在机翼(18)和前机翼(22)的最大厚度处后面铰接连接，其后缘夹角比一般机翼部分的后缘夹角大，并具有较大的前缘半径；

c)该表面控制装置的铰链(17)位于靠近机翼(18)和前机翼(22)的中线(19)处；和

d)机翼(18)中的用于吹动表面控制装置(12)的气孔(10)还配备有将吹入的空气引导至该表面控制装置(12)的顶部表面(20)上的装置(15,16)。

3．如权利要求1或2所述的飞机，其特征为，该装置(15,16)包括机翼(18)的顶面的一个延伸部分(15)和位于表面控制装置(12)和机翼(18)之间的一个密封表面(16)。

4．如权利要求1或2所述的飞机，其特征为，该空气导管装置(7,8,9)包括控制导管中气流的装置(14)。

5．如权利要求1或2所述的飞机，其特征为，该表面控制装置(12)布置成可借助铰链(17)回转大于180度。

6．如权利要求4所述的飞机，其特征为，该控制装置(14)与由驾驶员操纵的至少一个控制仪器连接。

7．如权利要求6所述的飞机，其特征为，该控制装置将气流从鼓风机分配至前机翼，至机翼或分配至两者上。

8．如权利要求6所述的飞机，其特征为，该控制装置或控制仪器与飞机的其他调节***或仪器连接。

9．如权利要求8所述的飞机，其特征为，该控制装置或控制仪器与升降舵纵向配平***连接。

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