專利名稱：刨刀形翼型與飛機、空天飛機的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及機翼、飛機、空天飛機等。此前普遍認為機翼上表面(上翼面)的隆起、鈍圓的前緣，是上表面產生負壓升力的必要條件。在低空上表面大約產生了 60 80%的升力，在高空上表面升力的下降幅度遠大于下表面。隆起和鈍圓會增加阻力、產生負升力——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，航天飛機還要披覆大面積的絕熱瓦。目前飛機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、地面效應飛機、空天飛機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，升阻比都將達到20 60甚至更大。使客貨運飛機的效率接近大型客貨運汽車的水平。還可以用于地效飛機、風扇、螺旋槳、風車葉輪、滑翔機、無人駕駛飛機、遠程滑翔彈和高速巡航導彈等。本發(fā)明的目的是這樣實現的氣體動能學表達了^iMMiI是升力、降力、超音速激波等問題的本質(見附錄)， 據此采取盡量減少機翼上表面一上翼面以及機頭、機尾的阻力和降力，減少機翼下表面 (下翼面)壓縮空氣的逃逸等措施，大幅度提高各種速度的機翼的升阻比。以下對本發(fā)明給予詳細的說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、隆起機翼，設飛機水平、直線、最經濟的巡航飛行。從翼根到翼梢之間，作許多個與機身軸線平行、與水平面垂直的剖面圖。每個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大致可以連成一條1-1線,稱為前緣線。每個剖面圖的隆起部位都有一個頂點，這些頂點大致可以連成一條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度稱為前頂距離。3-3 是后緣。通常稱機翼的弦長與前進方向的夾角為迎角α，現在從微觀上追究它們的作用機翼、機身表面上每個點的切線與前進方向的夾角α'，直線、平面共有同樣大的一個 α ‘，曲線、曲面有若干個α ‘。設飛機水平飛行，考察沖壓壓力在鉛直和水平方向的偏轉力機翼下表面——下翼面、機頭下方與前進方向的夾角α ‘為第I象限，該區(qū)域的正壓力與cosa'產生升力和阻力。前緣線與頂線之間、機頭上方的α ‘為II象限，該區(qū)域的正壓力與-cosa ‘產生降力和阻力。頂線與后緣之間、機尾上方的α ‘為III象限，該區(qū)域的負壓力與-cos α ‘產生升力和阻力。機尾下方的α ‘為IV象限，該區(qū)域的負壓力與cos α ‘產生降力和阻力。α ‘ =0(0° )、α' = ji (180° )、sina' =0，作用力為0。a' = |(90°) >C0Sa ‘ =0，正壓力全部轉變阻力——純阻力。α' = (270°)、⑶S a ‘ =0，負壓力全部轉變?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，反之會帶來巨大的損失，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、1-1和2-2之間的面積就越大，沖壓壓力轉變?yōu)闊o效的阻力和降力也越大。鳥類的翅膀與隆起機翼最接近，是因為它們必須要容納骨骼、肌肉、皮膚、羽毛。為了避免高速飛行的震顫，包括超臨界機翼在內的隆起機翼都必須后掠，否則當沖壓壓力驟增時1、圓鈍的前緣以及很高的隆起會產生較大的后掠形變后掠增加，沖壓壓力減少， 機翼回彈；后掠減少，沖壓壓力又增加，于是產生了后掠震顫。2、機翼各處的升力、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形變，翼梢扭轉形變最大，隨著扭轉力的增減，扭轉形變也增減，于是產生了扭轉震顫。3、以機身為軸，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生了撲翼震顫。上述3種現象可能并存，一旦發(fā)生共振，機翼、機身就會損壞。后掠機翼、三角形機翼，可以減弱這3種形變、避免震顫，缺點是降低了升阻比。任何面積大于0的飛行物體，由于其邊緣的引射作用，在它的背后都會出現負壓， 并非非要隆起。其中以薄板的升阻比最大，因為薄板的上表面沒有隆起，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壓升力，但它沒有應用空間、不能設置支撐結構。翼龍、蝙蝠、蜻蜒的翅膀與薄板的形狀最接近。注1 不了解以往如何測試機翼表面各處的應力，請關注前緣線、頂線之間的局部應力是否存在降力和阻力。注2 空氣是摩擦系數趨近于0的最優(yōu)良的潤滑劑，它只產生沖壓壓力，由此轉變?yōu)槠D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，否則應該像鵝卵石那樣圓滑，表面沒有孔洞。刨刀形翼型與飛機參照圖2、實線部分1-2-3上表面設飛機沿速度V方向水平飛行，機翼的前部呈刨刀形，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構成的平面為，前頂面上處處都是最高點，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，但應力大、會割傷人，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、與機翼的相對速度不增加，即使在高亞音速、音速，此處的空氣也不會出現超音速激波。用于空天飛機空天飛機再入大氣層時，除前緣線1-1附近之外，掠過機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)域可以始終保持無線電訊號的暢通；包括蒙皮以及各種支撐結構如加強框、機翼翼梁、加強肋、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，達到必要的厚度之后，再過渡到小迎角。前緣對雷達波的反射面積及其微小，當雷達不處于與前緣垂直的方向時，幾乎接收不到回波，使飛機具有優(yōu)良的隱身性能，但民用飛機必須采取增加雷達波反射的措施，否則可能使跟蹤、指揮系統(tǒng)失去目標。按單位面積計算，1-1附近的升力最大，可以吸收后加載機翼的優(yōu)點，平衡1-1附近的巨大升力。還可以這樣看待刨刀形機翼使以往所有翼型，沿頂線向前水平延伸，與下翼面在前緣交會。參照圖2、虛線部分假如前緣下翼面的升力太大，超過了材料的許用應力，或為了減少高速飛行的阻力，不得不在前緣上部產生一些降力以抵消下表面的升力，可以使機翼前方稍微向下傾斜， 使前緣上表面呈現絕對值較小的負迎角，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。下面計算請參考附錄中的公式當前緣上下迎角大致相等時，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
地氣溫。此時阻力更小，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；如果在空天飛機的蒙皮內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、參照圖4,從前緣下方開始，出現了一層被壓縮至極限的空氣，稱為極限壓縮層,
設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，次牛壓縮層對極限壓縮層會產牛約束作用，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、次生壓縮層會從側面逃逸、產生渦流，這將增加阻力、 降低對壓縮空氣的利用。為了減少或消除壓縮空氣的逃逸，從機翼前部下方的外側開始，設置逐漸加寬的下側翼6,使極限壓縮層、次牛壓縮層成為氣墊，失去壓迫時極限壓縮層需要經過一段時間來膨脹，飛行速度越快，膨脹過程中拖延的距離就越長，依靠剩余壓力或反作用力的原理(動量P = m.V)，可以在下表面α =0或α — 0的區(qū)域繼續(xù)產生升力，既不增加前方的沖壓阻力，又可以減少誘導阻力，該區(qū)域的長度應該仔細選擇；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，下側翼只能約束一部分壓縮層；高超音速時極限壓縮層很薄，不寬的側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，實現過去無法實現的飛行。b、參照圖3實線部分，如果上翼面獲得的負壓升力不夠大，可以使前頂面1-2之后下降，構成一個陡坎4，利用1-2處掠過的高速氣流，對陡坎后的空氣產生引射，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，下緣與其后的上翼面交會，產生的負壓升力可能比隆起機翼更大。4的上緣與下緣的高差或落差取決于對飛行速度的要求，高速落差小，低速落差大。C、參照圖3虛線部分，在機翼上表面的外側設置上皿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，上側翼內側的下部與機翼上表面用圓弧交接，使氣流沿圓弧順利上升，被上側翼邊緣6-7外部掠過的高速氣流帶走——這也是引射，同時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，達到減少誘導阻力、增加上表面的負壓升力的目的。d、只有接近音速時才會在一條非常狹窄的區(qū)域出現激波，以及較輕的沖壓震顫， 無論是高速還是低速，無需后掠也可以消除前述3種形變的震顫，通過合理分布機翼的阻力、負載等措施，各種震顫還可以再度減少。所以刨刀形機翼的俯視圖最好選擇矩形結構， 這樣從翼根到翼梢都采用相同的剖面，成為平直機翼，高、低速機翼的形態(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，幾乎沒有氣流向翼梢匯聚的現象，再加上上側翼5、下側翼6的作用，基本消除了誘導阻力。此外這種機翼的容積大、剛度大、重量輕， 構造簡單、成本低。e、使后緣圓滑的上翹，或在后緣之前先使翼面轉為水平，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生的阻力，可以在不增加推力的前提下提高速度。結合a、b、C、d、e五項措施，在掠海面、地面飛行時，地面效應顯著增強，可以極大的增加負載。陸基或艦載機起降時，下側翼必須折疊，水上飛機就不存在這個問題。機身的阻力約占總推力的30% 60%，座艙或擴大視界的結構使沖壓壓力在機頭上方產生的降力大于其下方的升力，在很多的飛機中，機尾下方背壓壓力產生的降力大于機尾上方的升力(此效應可以增加賽車后輪與地面的附著力)。采用尖銳的機頭和機尾， 把機身的阻力減少到占總推力10 30%以下是值得的，或是采用刨刀形機頭、機尾，使機身的阻力轉變?yōu)樯?。參照圖4、翼身合一的刨刀形飛機或地效飛機本圖中1 6的功能和圖1 3中的1 6相對應，采用機翼、機身合一的矩形，產生升力的面積劇增。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， 除調整重心之外，可能需要在飛機后部設置調整升力的水平機翼，或采取后加載措施，以免
6飛機前部過度上仰。下側翼6的尾部可以設置成下方向舵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，升阻比更大。當做空天飛機時，12是用于減速的水蒸氣反向噴管。注由于沖壓式發(fā)動機應用不方便，本發(fā)明建議空天飛機使用火箭發(fā)動機。水平起飛的空天飛機空天飛機、航天飛機、火箭的推進效率
權利要求
1.比超臨界翼型更好的刨刀型翼型，結構重量輕、容積大，無效的阻力小，可用于飛機、 空天飛機、滑翔機、地效飛機、風扇、風車等，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，當飛機水平、經濟的飛行時，從機翼前緣開始，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(負升力)，達到所需的厚度之后，再轉向下方延伸，從機翼前緣開始，下翼面先采用較大的迎角，以增加前緣的厚度，然后再過度到較小的迎角。
2.根據權利要求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應的各種隆起翼型的90^-0 ^
3.根據權利要求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，在下翼面的外側設置逐漸加寬的下側翼，減少或避免壓縮空氣向外側逃逸。
4.根據權利要求1 3所述，增加上翼面的升力，減少下洗氣流的誘導阻力、提高升阻比的措施，其特征是在機翼外側設置上側翼，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，上側翼內側與上翼面圓滑交接，以利于通過引射作用帶走更多的進入上表面的氣流、增加下翼面氣流進入上翼面的距離。
5.根據權利要求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.根據權利要求1 5所述，增加剛度、減少重量、增加升阻比的措施，其特征是對應以往所有的亞音速、跨音速、超音速機翼，其后掠角度都比它們小，或是完全平直的。
7.根據權利要求1 6所述，不增加沖壓阻力、提高升阻比的措施，其特征是當飛機平飛時，下翼面的后部圓滑的上翹至后緣，或先轉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生的阻力。
8.根據權利要求1 7所述，翼身合一的飛機和空天飛機，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空天飛機的銜接。
9.根據權利要求1 8所述，多級或單級空天飛機，提高運載效率的措施，其特征是 用牽引飛機牽引的空天飛機，達到牽引飛機的極限之后，點燃空天飛機的火箭發(fā)動機、脫離牽引，以小坡度爬升，直至飛出大氣層。
10.根據權利要求1 9所述，減輕空天飛機的結構重量，提高運載效率，提高可靠性和安全系數的措施，其特征是所用的牽引飛機和空天飛機是水上起降的。
11.根據權利要求1 10所述，如果采用2級或多級空天飛機，減少高軌道運載器或空天飛機的負荷、更經濟的運行方式，其特征是把失重實驗、失重生產和太空旅游等項目放在末前級。
12.根據權利要求1 11所述，空天飛機小角度再入大氣層、避免內部過熱以及蒙皮過熱的方法，其特征是用冰和降溫。
13.根據權利要求1 12所述，空天飛機再入大氣層的時間過長、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
依據氣體動能學的啟示，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有隆起——其最高處與前緣持平，上翼面不產生負升力(降力)，利用引射槽的引射作用在上翼面產生負壓升力，利用上、下側翼增加升力；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、無人駕駛飛機、空天飛機、巡航導彈、風扇、風車的性能和效率，使水平起飛的空天飛機更安全。
文檔編號B64G1/14GK102275635SQ20101050659
公開日2011年12月14日 申請日期2010年10月14日 優(yōu)先權日2010年10月14日
發(fā)明者王一況 申請人:王一況