專利名稱：一種固定機(jī)翼飛行器垂直起降的方法及飛行器的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種固定機(jī)翼飛行器垂直起降的方法及飛行器。
背景技術(shù)：
飛機(jī)的升力主要由機(jī)翼產(chǎn)生。飛行器能夠進(jìn)行飛行都是利用了流體力學(xué)中的伯努利(D.Bernoulli)定理，其基本內(nèi)容是流體在一個(gè)管道內(nèi)流動(dòng)時(shí)，流速大的地方壓力小，流速小的地方壓力大?？諝饬饔龅綑C(jī)翼前緣，被分成上、下兩股氣流，分別沿機(jī)翼上、下表面流過，在機(jī)翼后緣重新匯合向后流去。機(jī)翼的橫截面形狀被稱為“翼形”，由翼形可以看到，機(jī)翼的上表面比較凸出，空氣流速較快，壓力較低，而機(jī)翼下表面，氣流較慢，壓力較大，于是機(jī)翼上、下表面出現(xiàn)了壓力差，垂直于相對氣流方向的壓力差的總和就是機(jī)翼的升力。飛機(jī)借助機(jī)翼上獲得的升力克服自身的重力，從而能夠飛行，這是目前已知在空氣中獲得升力效率最高的方法。
現(xiàn)在已有的飛行器，如果按機(jī)翼的類型劃分，大致可分為固定翼飛機(jī)(例如普通的民航客機(jī)、戰(zhàn)斗機(jī)等)和旋轉(zhuǎn)翼飛機(jī)(直升機(jī))兩大類。這兩類飛行器都有著橫截面相似的機(jī)翼，只是實(shí)現(xiàn)機(jī)翼與空氣產(chǎn)生相對運(yùn)動(dòng)的方式不同固定翼飛機(jī)依靠引擎推動(dòng)，使飛機(jī)在空氣中高速移動(dòng)，機(jī)翼與空氣產(chǎn)生相對運(yùn)動(dòng)以獲得升力，因此，現(xiàn)有的固定翼飛機(jī)起飛時(shí)需要較長的跑道，以便飛機(jī)能從靜止加速到一定的速度，才能獲得足夠的升力起飛，并且在空中也必須保持足夠的飛行速度。而旋轉(zhuǎn)翼飛機(jī)(直升機(jī))依靠引擎使旋翼繞旋轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)，使旋翼與空氣產(chǎn)生相對運(yùn)動(dòng)獲得起飛所需升力，無需在跑道上滑行即可垂直起飛，并且在空中可以懸停、垂直升降、向前、后、左、右飛行。固定翼飛機(jī)具有可靠、高速、高空、載重量大的優(yōu)點(diǎn)，而被廣泛應(yīng)用于多種領(lǐng)域，但在一些起降場所較小、對速度要求不太高、或需要在空中進(jìn)行長時(shí)間懸停的場合，旋轉(zhuǎn)翼飛機(jī)(直升機(jī))則得到了廣泛的應(yīng)用。
有一類具有固定機(jī)翼的飛行器也能夠垂直起降，例如英國的“鷂”式戰(zhàn)斗機(jī)和美國的F35“猛禽”式戰(zhàn)斗機(jī)，這兩種飛機(jī)垂直起降采取的是利用氣流噴射的反沖力的方法在垂直起降時(shí)通過改變噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)噴射氣流的方向，使之向下，利用噴射氣流的反沖力實(shí)現(xiàn)垂直起降。此時(shí)它們的固定機(jī)翼并不提供任何升力，其垂直起降功能與其固定機(jī)翼無關(guān)。采用這種垂直起降方式，在起降時(shí)其耗油量巨大，無法進(jìn)行長時(shí)間的空中懸停，并且向下噴射的氣流具有很高的溫度和速度，同時(shí)伴隨著巨大的噪聲，對飛機(jī)下方的環(huán)境干擾很大，采用該種垂直起降方式不能用于取代直升機(jī)通常的救援、懸掛運(yùn)輸、長時(shí)間空中懸停等用途。
旋轉(zhuǎn)翼飛機(jī)(直升機(jī))采用多塊狹長的旋翼進(jìn)行高速旋轉(zhuǎn)這一方法以獲得升力，在能耗方面較為經(jīng)濟(jì)，但這一方法目前存在以下難以解決的問題1、因?qū)π聿牧系膹?qiáng)度性能和抗疲勞性能要求極高，導(dǎo)致制造難度和維護(hù)成本都很高。2、與固定翼飛機(jī)相比，因有更多的機(jī)械活動(dòng)部件，傳動(dòng)機(jī)構(gòu)復(fù)雜，因此故障率也較高。3、旋轉(zhuǎn)翼旋轉(zhuǎn)時(shí)噪聲較大。4、旋轉(zhuǎn)翼飛機(jī)沒有滑翔能力，飛行中發(fā)生故障時(shí)不能滑翔迫降，墜落速度較快，乘員也無法采用彈射跳傘的方法逃生，乘員死亡率高。
中國專利申請“碟形飛行器”(申請?zhí)枮?00410022108.7)中，公開了一種飛行器，根據(jù)其公開的各項(xiàng)文件及附圖，其工作時(shí)“飛行器的總重量通過主機(jī)翼飛行時(shí)產(chǎn)生的向上推力支持”，意味著其不能實(shí)現(xiàn)垂直起降；中國專利申請“飛碟形飛行器”(申請?zhí)枮?3135808.X)中，提及一種飛行器，是利用各個(gè)“動(dòng)力倉”、“平衡倉”產(chǎn)生的“反沖力”來產(chǎn)生升力和推進(jìn)飛行。
本發(fā)明所采用的飛行器獲得升力的方法、飛行器的工作原理、結(jié)構(gòu)、及實(shí)現(xiàn)的功能都與上述已公開的專利和技術(shù)完全不同。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明要解決的技術(shù)問題是提供一種結(jié)構(gòu)更簡單，性能更可靠、噪音更低、且可安全迫降、可替代現(xiàn)有旋轉(zhuǎn)翼飛機(jī)的固定機(jī)翼飛行器垂直起降的方法及飛行器。
本發(fā)明以如下技術(shù)方案解決上述技術(shù)問題一種固定機(jī)翼飛行器垂直起降的方法，其特征是由機(jī)身向外噴射出對稱擴(kuò)散的層狀噴射氣流；圍繞飛行器機(jī)身，安裝對稱的固定機(jī)翼，機(jī)翼前緣朝內(nèi)，迎向噴射氣流的來向；固定機(jī)翼處于噴射氣流層內(nèi)。
一種可垂直起降的固定機(jī)翼飛行器，包括引擎、渦輪風(fēng)扇或渦扇噴氣引擎、機(jī)倉、飛行控制系統(tǒng)、外殼、起落架、上部的降落傘、底部的迫降救生氣囊等，其特征是在飛行器機(jī)身的中部安裝有噴氣室，噴氣室上部開有進(jìn)氣口，周圍外緣開有噴射口，內(nèi)部有由引擎驅(qū)動(dòng)的渦輪風(fēng)扇或安裝渦扇噴氣引擎；在噴射口外有處于噴射氣流層內(nèi)的固定機(jī)翼，機(jī)翼前緣對準(zhǔn)噴射口；擇一地采用以下方法控制飛行器進(jìn)行空中轉(zhuǎn)體和抵消飛行器的自轉(zhuǎn)力矩1、在機(jī)翼上安裝一個(gè)或中心對稱地安裝若干個(gè)垂直翼，垂直翼上安裝有由飛行控制系統(tǒng)控制偏轉(zhuǎn)的垂直附翼；2、在噴射口內(nèi)均勻間隔安裝若干塊與噴射口平面相垂直、由飛行控制系統(tǒng)控制偏轉(zhuǎn)的偏流板；飛行器在空中的飛行姿勢和飛行方向由在機(jī)翼上的若干個(gè)由飛行控制系統(tǒng)控制上下偏轉(zhuǎn)的水平附翼控制。
以上所述的固定機(jī)翼，其特征是由一塊或若干塊機(jī)翼組合而成，整體為中心對稱的形狀，各機(jī)翼前緣朝向?qū)ΨQ中心。
以上所述的固定機(jī)翼，其特征是兩塊機(jī)翼分別安裝于機(jī)身兩側(cè)，左右鏡像對稱，兩邊機(jī)翼的前緣朝向?qū)ΨQ中軸。
以上所述的噴氣室，其特征是上部開有進(jìn)氣口，內(nèi)部有由引擎驅(qū)動(dòng)的渦輪風(fēng)扇或渦扇噴氣引擎，周圍外緣開有狹縫狀噴射口。
以上所述的可垂直起降的固定機(jī)翼飛行器，其特征是固定機(jī)翼安裝于噴射口外，機(jī)翼前緣對準(zhǔn)噴射口。
以上所述的偏流板，其特征是在噴射口內(nèi)均勻間隔安裝，板身與噴射口平面相垂直，可作一定角度的偏轉(zhuǎn)。
以上所述的偏流板，其特征是偏流板的橫截面形狀包括但不限于翼形。
以上所述的可垂直起降的固定機(jī)翼飛行器，其特征是機(jī)翼上安裝有一個(gè)或中心對稱地安裝有若干個(gè)垂直翼，垂直翼上安裝有可偏轉(zhuǎn)的垂直附翼。
以上所述的可垂直起降的固定機(jī)翼飛行器，其特征是在機(jī)翼上安裝有若干個(gè)可上下偏轉(zhuǎn)的水平附翼。
本發(fā)明已有的旋轉(zhuǎn)翼技術(shù)和利用噴射氣流的反沖力實(shí)現(xiàn)垂直起降的技術(shù)相比，具有以下突出的優(yōu)點(diǎn)1、結(jié)構(gòu)更簡單由于采用固定機(jī)翼產(chǎn)生飛行器垂直起降所需升力，避免了采用旋轉(zhuǎn)翼的復(fù)雜傳動(dòng)和控制機(jī)構(gòu)；2、性能更穩(wěn)定可靠牢固的固定機(jī)翼、成熟的渦輪風(fēng)扇技術(shù)和相對簡單的結(jié)構(gòu)，意味著更為穩(wěn)定可靠的性能；3、噪音更低渦輪風(fēng)扇本身的噪音較低，并且被安裝在機(jī)身的內(nèi)部，因此避免了高速旋轉(zhuǎn)翼或高速噴射氣流擾動(dòng)外界空氣而帶來的巨大噪音；4、對下方的環(huán)境干擾較小本發(fā)明飛行器產(chǎn)生的噴射氣流為向水平方向擴(kuò)散，不會(huì)產(chǎn)生巨大的向下氣流；5、更安全可以安裝迫降用降落傘、迫降用救生氣囊等完備的安全迫降設(shè)備，能應(yīng)對飛行器突發(fā)在高空、陸地、水面等的多種情況的安全迫降，因此更安全；6、經(jīng)濟(jì)使用固定機(jī)翼獲得升力，與旋轉(zhuǎn)翼方式和利用噴射氣流反沖力獲得升力方式相比，耗油量較少，留空時(shí)間更長。


圖1是空氣流經(jīng)機(jī)翼的表面時(shí)產(chǎn)生升力和阻力的原理圖。圖中表示氣流124在遇到機(jī)翼前緣110后，分成上、下兩股氣流，分別沿機(jī)翼111上、下表面流過，在機(jī)翼后緣重新匯合后向后流去，此時(shí)機(jī)翼上產(chǎn)生升力F1和阻力f1。
圖2是采用由中部向外的對稱氣流和機(jī)翼前緣朝向內(nèi)的對稱固定機(jī)翼結(jié)構(gòu)時(shí)，機(jī)翼產(chǎn)生的升力和阻力示意圖。圖中表示對稱的氣流224同時(shí)向外，遇到機(jī)翼前緣210，分別沿機(jī)翼211上、下表面流過，由于氣流和機(jī)翼皆為對稱，因此在飛行器上只有升力F1和F2的合力F，而阻力f1和f2因大小相等方向相反而抵消。
圖3是本發(fā)明的第一個(gè)實(shí)施例的部分剖視立體視圖。
圖4是本發(fā)明的第二個(gè)實(shí)施例的外觀示意圖。
圖5是本發(fā)明的第三個(gè)實(shí)施例的外觀示意圖。
圖6是本發(fā)明的第四個(gè)實(shí)施例的外觀示意圖。
具體實(shí)施例方式
圖3給出了本發(fā)明的第一個(gè)實(shí)施例。在本實(shí)施例中飛行器采用環(huán)形固定機(jī)翼，圖3為部分剖視立體視圖。為使圖面清晰、整潔、明確，圖中未繪出引擎、機(jī)倉、飛行控制系統(tǒng)、降落傘、迫降氣囊、起落架等附屬結(jié)構(gòu)。
由圖3可見在飛行器機(jī)身的中部，安裝有外殼331和332，外殼內(nèi)部安裝有噴氣室322，其上部開有與外界連通的進(jìn)氣口321，周圍外緣開有狹縫狀的噴射口324；噴射口內(nèi)均勻間隔安裝有若干塊偏流板313；噴氣室內(nèi)部安裝有由燃油或電動(dòng)引擎驅(qū)動(dòng)的渦輪風(fēng)扇320，在噴射口平面外的一定距離的位置，安裝有環(huán)形固定機(jī)翼311，環(huán)形固定機(jī)翼311上安裝有若干個(gè)可上下偏轉(zhuǎn)的水平附翼312，機(jī)翼前緣310對準(zhǔn)噴射口324，使固定機(jī)翼處于噴射氣流層325內(nèi)；環(huán)形固定機(jī)翼311與飛行器機(jī)身之間由若干個(gè)桁架333相連接，使環(huán)形固定機(jī)翼311與飛行器機(jī)身形成一個(gè)整體。
本實(shí)施例是這樣實(shí)現(xiàn)垂直起降、空中懸停、飛行和安全迫降等功能的由引擎驅(qū)動(dòng)的渦輪風(fēng)扇320進(jìn)行高速旋轉(zhuǎn)，空氣由上部的進(jìn)氣口321被吸入，由于離心作用，空氣被驅(qū)往噴氣室的四周，并由于噴氣室腔體的形狀，被進(jìn)一步壓縮，從噴氣室外緣的狹縫狀噴射口324高速噴出，依噴射口形狀形成一個(gè)由中部向外擴(kuò)散的、方向和強(qiáng)度為中心對稱的層狀噴射氣流325；噴射氣流遇到環(huán)形固定機(jī)翼311前的緣310，被分為兩層，分別沿機(jī)翼311的上下表面經(jīng)過，在機(jī)翼的各部分上產(chǎn)生升力，而各部分上產(chǎn)生的阻力因大小相等方向相反而相互抵消；通過控制渦輪風(fēng)扇320的轉(zhuǎn)速，即可控制噴射氣流325的噴射速度，進(jìn)而控制在機(jī)翼上產(chǎn)生的升力的大小，從而實(shí)現(xiàn)飛行器垂直起降或空中懸停；另外，由于空氣被位于飛行器機(jī)身上部的進(jìn)氣口321不斷地吸入，因而在飛行器機(jī)身上部，相對于飛行器機(jī)身下部形成一個(gè)負(fù)壓區(qū)，這也能為飛行器提供一定的輔助升力；通過控制環(huán)形固定機(jī)翼311上安裝的若干個(gè)水平附翼312的上下偏轉(zhuǎn)，可以使飛行器保持飛行姿勢，或向某一方向傾斜，當(dāng)飛行器向某一方向傾斜時(shí)，升力將在該傾斜方向產(chǎn)生一個(gè)分力，飛行器即可向該方向飛行；本實(shí)施例中，在噴射口內(nèi)安裝若干塊偏流板，各偏流板由飛行控制系統(tǒng)控制進(jìn)行偏轉(zhuǎn)，偏轉(zhuǎn)的偏流板使噴射氣流325產(chǎn)生一個(gè)沿噴射口324的法線方向的夾角，使噴射氣流325的反沖力偏離飛行器的軸心，因而產(chǎn)生一個(gè)力矩，該力矩方向與飛行器的自轉(zhuǎn)力矩相反，調(diào)整偏流板的偏轉(zhuǎn)角度可以調(diào)節(jié)該力矩的大小，從而使飛行器可以抵消因渦輪風(fēng)扇的旋轉(zhuǎn)而產(chǎn)生的飛行器反向自轉(zhuǎn)，并實(shí)現(xiàn)飛行器的空中轉(zhuǎn)體；萬一飛行器在高空出現(xiàn)故障需要迫降時(shí)，首先安裝在飛行器機(jī)身上部的降落傘將打開，減緩飛行器的墜落速度；在接近地面時(shí)，安裝在飛行器機(jī)身下部的迫降氣囊將彈出，使飛行器在接觸地面時(shí)得到緩沖保護(hù)，如果是迫降在水面上，還可以使飛行器能夠漂浮。
圖4給出了本發(fā)明的第二個(gè)實(shí)施例。在本實(shí)施例中飛行器采用采用左右兩塊對稱固定機(jī)翼布局，由機(jī)翼411提供垂直起降的升力，其主要部分如噴氣室、渦輪風(fēng)扇、偏流板結(jié)構(gòu)及安裝方式等與第一個(gè)實(shí)施例相類似，因此未詳細(xì)繪出，為使圖面清晰、整潔、明確，圖中亦未繪出引擎、飛行控制系統(tǒng)、降落傘、迫降氣囊、起落架等附屬結(jié)構(gòu)。圖中繪出的主要結(jié)構(gòu)為外殼431，進(jìn)氣口421，噴射口424，兩塊弧形固定機(jī)翼411，機(jī)翼前緣410，飛行器頭部450，駕駛倉451，飛行機(jī)翼417，水平尾翼414，水平尾翼附翼415，垂直尾翼416，附加引擎460。
本實(shí)施例實(shí)現(xiàn)的垂直起降、空中懸停、飛行和安全迫降等功能的方式與本發(fā)明的第一個(gè)實(shí)施例相類似，在此不再贅述。本實(shí)施例與第一個(gè)實(shí)施例相比，特點(diǎn)是能轉(zhuǎn)變飛行方式，以較高的速度飛行。它是這樣實(shí)現(xiàn)的當(dāng)飛行器按照第一個(gè)實(shí)施例的方式起飛后，飛行器的附加引擎460啟動(dòng)，推動(dòng)飛行器逐漸加速，飛行器的升力逐漸改由飛行機(jī)翼417提供，在此過程中，渦輪風(fēng)扇逐漸減速，直到飛行器達(dá)到一定的飛行速度后，渦輪風(fēng)扇停止工作，飛行器的升力完全改由飛行機(jī)翼417提供。飛行器也可以設(shè)計(jì)增加兩個(gè)活門，在高速飛行時(shí)，活門分別將進(jìn)氣口421、固定機(jī)翼411與外殼431之間的空隙封閉，或者可以將固定機(jī)翼411設(shè)計(jì)成可以向機(jī)身內(nèi)收縮，將噴射口封閉的形式，以獲得更好的空氣動(dòng)力外形，減少空氣阻力，提高飛行速度。
圖5是本發(fā)明的第三個(gè)實(shí)施例的外觀示意圖。在本實(shí)施例中飛行器采用三塊對稱的固定機(jī)翼布局，其主要部分如噴氣室、渦輪風(fēng)扇、偏流板結(jié)構(gòu)及安裝方式等與第一個(gè)實(shí)施例相類似，因此未詳細(xì)繪出，為使圖面清晰、整潔、明確，圖中亦未繪出引擎、飛行控制系統(tǒng)、降落傘、迫降氣囊、起落架等附屬結(jié)構(gòu)。圖中繪出的主要結(jié)構(gòu)為外殼531，進(jìn)氣口521，噴射口524，三塊弧形固定機(jī)翼511，水平附翼512，機(jī)翼前緣510，桁架533。本實(shí)施例實(shí)現(xiàn)垂直起降、空中懸停、飛行和安全迫降等功能的方式與本發(fā)明的第一個(gè)實(shí)施例相類似，在此不再贅述。
圖6給出了本發(fā)明的第四個(gè)實(shí)施例。在本實(shí)施例中飛行器采用多邊形對稱的固定機(jī)翼布局，其主要部分如噴氣室、渦輪風(fēng)扇、偏流板結(jié)構(gòu)及安裝方式等與第一個(gè)實(shí)施例相類似，因此未詳細(xì)繪出，為使圖面清晰、整潔、明確，圖中亦未繪出引擎、飛行控制系統(tǒng)、降落傘、迫降氣囊、起落架等附屬結(jié)構(gòu)。圖中繪出的主要結(jié)構(gòu)為外殼631，進(jìn)氣口621，噴射口624，五塊弧形固定機(jī)翼611，水平附翼612，機(jī)翼前緣610，桁架633。本實(shí)施例實(shí)現(xiàn)垂直起降、空中懸停、飛行和安全迫降等功能的方式與本發(fā)明的第一個(gè)實(shí)施例相類似，在此不再贅述。
在上述實(shí)施例中，使用由引擎驅(qū)動(dòng)的渦輪風(fēng)扇產(chǎn)生噴射氣流，本行業(yè)的工程人員依據(jù)本發(fā)明提供的基本方法、飛行器基本結(jié)構(gòu)和原理，可以根據(jù)實(shí)際需要設(shè)計(jì)出各種變型，例如將本發(fā)明與汽車結(jié)合，設(shè)計(jì)成可飛行的汽車，或可以設(shè)計(jì)成使用若干個(gè)對稱的渦扇噴氣引擎產(chǎn)生噴射氣流，以抵消飛行器自轉(zhuǎn)，并獲得更大、更高速的噴射氣流，或?qū)娚淇诤凸潭C(jī)翼的形狀設(shè)計(jì)成弧形以外的其它形狀，或?qū)娚淇诤凸潭C(jī)翼設(shè)計(jì)成一定的上、下反角，將進(jìn)氣口設(shè)計(jì)在不同的位置、將固定機(jī)翼設(shè)計(jì)成可折疊收放的形式，以節(jié)約空間等，以滿足工程實(shí)際的需要。
權(quán)利要求
1.一種固定機(jī)翼飛行器垂直起降的方法，其特征是由機(jī)身向外噴射出對稱擴(kuò)散的層狀噴射氣流；圍繞飛行器機(jī)身，安裝對稱的固定機(jī)翼，機(jī)翼前緣朝內(nèi)，迎向噴射氣流的來向；固定機(jī)翼處于噴射氣流層內(nèi)。
2.一種可垂直起降的固定機(jī)翼飛行器，包括引擎、渦輪風(fēng)扇或渦扇噴氣引擎、機(jī)倉、飛行控制系統(tǒng)、外殼、起落架、上部的降落傘、底部的迫降救生氣囊等，其特征是在飛行器機(jī)身的中部安裝有噴氣室，噴氣室上部開有進(jìn)氣口，周圍外緣開有噴射口，內(nèi)部有由引擎驅(qū)動(dòng)的渦輪風(fēng)扇或安裝渦扇噴氣引擎；在噴射口外有處于噴射氣流層內(nèi)的固定機(jī)翼，機(jī)翼前緣對準(zhǔn)噴射口；擇一地采用以下方法控制飛行器進(jìn)行空中轉(zhuǎn)體和抵消飛行器的自轉(zhuǎn)力矩1、在機(jī)翼上安裝一個(gè)或中心對稱地安裝若干個(gè)垂直翼，垂直翼上安裝有由飛行控制系統(tǒng)控制偏轉(zhuǎn)的垂直附翼；2、在噴射口內(nèi)均勻間隔安裝若干塊與噴射口平面相垂直、由飛行控制系統(tǒng)控制偏轉(zhuǎn)的偏流板；飛行器在空中的飛行姿勢和飛行方向由在機(jī)翼上的若干個(gè)由飛行控制系統(tǒng)控制上下偏轉(zhuǎn)的水平附翼控制。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的可垂直起降的固定機(jī)翼飛行器，其特征是固定機(jī)翼由一塊或若干塊機(jī)翼組合而成，整體為中心對稱的形狀，各機(jī)翼前緣朝向?qū)ΨQ中心。
4.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的可垂直起降的固定機(jī)翼飛行器，其特征是固定機(jī)翼兩塊機(jī)翼分別安裝于機(jī)身兩側(cè)，左右鏡像對稱，兩邊機(jī)翼的前緣朝向?qū)ΨQ中軸。
5.根據(jù)權(quán)利要求2所述的可垂直起降的固定機(jī)翼飛行器，其特征是噴氣室上部開有進(jìn)氣口，內(nèi)部有由引擎驅(qū)動(dòng)的渦輪風(fēng)扇或渦扇噴氣引擎，周圍外緣開有狹縫狀噴射口。
6.根據(jù)權(quán)利要求2所述的可垂直起降的固定機(jī)翼飛行器，其特征是固定機(jī)翼安裝于噴射口外，機(jī)翼前緣對準(zhǔn)噴射口。
7.根據(jù)權(quán)利要求2所述的可垂直起降的固定機(jī)翼飛行器，其特征是偏流板在噴射口內(nèi)均勻間隔安裝，板身與噴射口平面相垂直，可作一定角度的偏轉(zhuǎn)。
8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的可垂直起降的固定機(jī)翼飛行器，其特征是偏流板的橫截面形狀包括但不限于翼形。
9.根據(jù)權(quán)利要求2所述的可垂直起降的固定機(jī)翼飛行器，其特征是固定機(jī)翼上或機(jī)翼外安裝有一個(gè)或中心對稱地安裝有若干個(gè)垂直翼，垂直翼上安裝有可偏轉(zhuǎn)的垂直附翼。
10.根據(jù)權(quán)利要求2所述的可垂直起降的固定機(jī)翼飛行器，其特征是在固定機(jī)翼上安裝有若干個(gè)可上下偏轉(zhuǎn)的水平附翼。
全文摘要
一種固定機(jī)翼飛行器垂直起降的方法及飛行器圍繞飛行器機(jī)身，安裝對稱的、前緣朝內(nèi)的固定機(jī)翼，由機(jī)身內(nèi)的噴氣室向外噴射出對稱擴(kuò)散的層狀噴射氣流，氣流流經(jīng)固定機(jī)翼產(chǎn)生升力，而阻力因大小相等方向相反相抵消。飛行器的飛行姿勢和方向由機(jī)翼上的若干個(gè)水平附翼控制，而空中轉(zhuǎn)體則由噴射口內(nèi)的若干塊偏流板或若干個(gè)垂直翼及垂直附翼控制；使用降落傘和救生氣囊安全迫降于陸地或水面。本發(fā)明采用固定機(jī)翼產(chǎn)生飛行器垂直起降所需升力，結(jié)構(gòu)簡單、性能穩(wěn)定可靠、噪音低、安全、經(jīng)濟(jì)。
文檔編號B64C29/00GK1907807SQ200610019979
公開日2007年2月7日 申請日期2006年8月9日 優(yōu)先權(quán)日2006年8月9日
發(fā)明者黃革雄 申請人:黃革雄