專利名稱：利用新型氣體推進(jìn)系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)垂直起降的飛行器的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及垂直起飛或降落的飛行器，特別是一種利用新型氣體推進(jìn)系統(tǒng)和回收機(jī)構(gòu)而能更好地實(shí)現(xiàn)垂直起降的飛行器。
翼式(固定翼或旋翼)飛機(jī)飛行器的升力之產(chǎn)生是由于翼面上下曲度不同而使流經(jīng)翼面上下氣流之流速不同，造成翼面上下之壓差便產(chǎn)生所需升力。所以飛機(jī)前飛越快，升力越大，反過來，若沒有足夠前飛速度，便沒有足夠升力，所以飛機(jī)起降必須沖跑道。固定翼飛機(jī)需要長(zhǎng)跑道，供起飛加速與降落減速之用。跑道及機(jī)場(chǎng)造價(jià)昂貴，而飛機(jī)失事也多發(fā)生在起降時(shí)，直升機(jī)雖不需跑道，但速度和載重有限，脆弱的槳葉也不安全。目前，固定翼飛機(jī)的噴氣引擎動(dòng)力源所直接產(chǎn)生的力是用在推動(dòng)飛機(jī)前進(jìn)，由前進(jìn)速度再產(chǎn)生升力。螺旋槳飛機(jī)的升力與動(dòng)力源之間的關(guān)系更是兩層間接關(guān)系首先，螺旋槳的葉片可看作是扭曲的翼面，動(dòng)力源(一般為內(nèi)燃?xì)庖?所直接產(chǎn)生的力是用在使螺旋槳葉片旋轉(zhuǎn)。旋轉(zhuǎn)的葉片的前后便有壓力差而形成拉力；用這個(gè)拉力拉動(dòng)飛機(jī)前進(jìn)才如前一樣在翼面下產(chǎn)生升力而起飛。對(duì)旋翼飛機(jī)(直升機(jī))來說旋翼產(chǎn)生的拉力便是升力，但這個(gè)拉力是動(dòng)力源間接產(chǎn)生的。所以說所有翼式飛機(jī)(固定翼或旋翼)的升力不是動(dòng)力源所直接產(chǎn)生的。關(guān)于動(dòng)力源，對(duì)螺旋槳飛機(jī)來說，帶動(dòng)螺旋槳的動(dòng)力源是內(nèi)燃機(jī)，這是成熟的工藝，具有效率高的優(yōu)點(diǎn)，缺點(diǎn)是不適于高速飛行使用，這時(shí)就必須以空氣噴氣引擎來代替。分析噴氣引擎還可連帶考慮火箭引擎，后者也是一種噴氣引擎。兩者皆是以噴管的射流產(chǎn)生推力。不同者，噴氣引擎射流的工質(zhì)為空氣，雖然也是燃料的一部分，但不是燃料的主要能源；而火箭引擎射流的工質(zhì)為燃料燃燒后的物質(zhì)。工質(zhì)與燃料合而為一。射流推力(以下稱為動(dòng)推力)主要是根據(jù)動(dòng)量不滅原理計(jì)算工質(zhì)的動(dòng)量變化而得，故與工質(zhì)的流量和噴速的乘積成正比。流量越大，噴速越快，推力就越大，飛行速度也就越快，升力也增加(對(duì)火箭而言，推力即升力)。但是，射流噴出后，其所攜帶的動(dòng)能和熱能就浪費(fèi)了，加上燃燒沒有內(nèi)燃機(jī)完全，使得這種引擎的效率低。
在噴氣引擎推力的來源中還有一個(gè)一般被忽略的，但有時(shí)會(huì)出現(xiàn)的次要部分。它一般被稱為“壓差推力”或“靜推力”，其值等于噴口的流壓和噴口截面積的乘積。如果以P、A、V、Q分別表示噴口的流壓，截面積、流速、流量，則這兩個(gè)推力可簡(jiǎn)單地表示為(假定射流初速為零，即忽略引擎進(jìn)口流速；P值為表壓，即已扣除大氣壓)射流推力＝QV+PA式中QV項(xiàng)為動(dòng)推力，PA項(xiàng)為靜推力。靜推力一般會(huì)被忽略的原因有三一是噴氣引擎的噴口壓力同大氣壓力差不多而對(duì)消，也就是前式中P值為0。第二個(gè)原因牽涉到流量。第三個(gè)原因也是現(xiàn)行噴氣引擎的一個(gè)難點(diǎn)，在高溫狀況下，再要增加總壓，會(huì)使引擎的機(jī)械結(jié)構(gòu)不勝負(fù)荷，設(shè)計(jì)上會(huì)有困難。
本發(fā)明的目的在于克服現(xiàn)有技術(shù)之不足，提供一種以反饋方式兼用動(dòng)靜推力的氣體推進(jìn)系統(tǒng)，并加上回收裝置，從而設(shè)計(jì)升力和動(dòng)力源合而為一、能產(chǎn)生足夠升力實(shí)現(xiàn)垂直起降的飛行器。
本發(fā)明的目的是通過以下技術(shù)方案來實(shí)現(xiàn)的。本發(fā)明利用新型氣體推進(jìn)系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)垂直起降的飛行器的機(jī)體為對(duì)稱結(jié)構(gòu)，各部件均以中心軸線對(duì)稱布置，氣體推進(jìn)系統(tǒng)為一半封閉結(jié)構(gòu)，它主要由加壓增能裝置、噴氣裝置、回收裝置和進(jìn)氣裝置組成，加壓增能裝置包括置于機(jī)體內(nèi)部的壓力貯氣箱和與其相連通的主壓氣機(jī)、與壓力貯氣箱連接并向上伸出機(jī)體的輸氣管，輸氣管向上延伸到位于飛行器機(jī)體殼體外的上部中心處的噴氣裝置，噴氣裝置因噴口處的高壓而提供靜推力，因噴口的向下射流而提供動(dòng)推力?；厥昭b置的帆翼機(jī)構(gòu)設(shè)在噴氣裝置噴出氣流的下方周圍的空間內(nèi)，帆翼機(jī)構(gòu)的剖面曲度按照類同于螺旋槳剖面曲度或機(jī)翼剖面曲度的同樣空氣動(dòng)力學(xué)原理設(shè)計(jì)，使射出氣流通過時(shí)在帆翼上下產(chǎn)生類同于機(jī)翼上下的升力。所提供的靜推力、動(dòng)推力和帆翼升力三個(gè)力的總和保證了本發(fā)明的飛行器的垂直起飛能力。進(jìn)氣裝置設(shè)在機(jī)體的外緣，可將射流工質(zhì)回收使用，保證工質(zhì)的供應(yīng)。機(jī)艙在機(jī)體內(nèi)環(huán)繞對(duì)稱裝設(shè)。
在本發(fā)明的飛行器中，空氣工質(zhì)經(jīng)過主壓氣機(jī)加壓增能，由輸氣管送入噴氣裝置由副壓氣機(jī)再加壓后從噴口噴出，由噴口高壓提供靜推力，由射流提供動(dòng)推力，噴出后的氣流一面自由擴(kuò)散而將勢(shì)能(壓力能)化為動(dòng)能，一面通過帆翼機(jī)構(gòu)，根據(jù)空氣動(dòng)力學(xué)原理產(chǎn)生類同于機(jī)翼升力的帆翼升力，從而回收動(dòng)能，然后由進(jìn)氣裝置將工質(zhì)回收到系統(tǒng)內(nèi)。
下面將結(jié)合附圖和實(shí)施例對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步詳細(xì)說明。


圖1表示本發(fā)明利用新型氣體推進(jìn)系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)垂直起降的飛行器第一個(gè)實(shí)施例的俯視圖。
圖2表示沿圖1所示OA剖線的剖視圖。
圖3表示本發(fā)明利用新型氣體推進(jìn)系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)垂直起降的飛行器第二個(gè)實(shí)施例的俯視圖。
圖4表示沿圖3所示OB剖線的剖視圖。
圖5表示本發(fā)明利用新型氣體推進(jìn)系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)垂直起降的飛行器第三個(gè)實(shí)施例的俯視圖。
圖6表示沿圖5所示OC剖線的剖視圖。
因?yàn)楸景l(fā)明飛行器的外形、結(jié)構(gòu)對(duì)稱布置，附圖只畫四分之一。與本發(fā)明無關(guān)的部件盡量略去不畫。
本發(fā)明飛行器的第一個(gè)實(shí)施例如圖1和圖2所示，機(jī)體14呈圓盤形，壓力貯氣箱10和與其相連通的主壓氣機(jī)1，設(shè)在機(jī)體14內(nèi)部，四條輸氣管2呈十字型配置，由壓力貯氣箱10伸出機(jī)體14，沿弧形向上延伸到飛行器機(jī)體外的上部中心處匯合，噴氣裝置由噴頭3和噴口4組成，噴頭3的一個(gè)作用是保證來流整齊匯合后流向噴口4，不會(huì)發(fā)生渦流情況而損失能量，并因噴口4的壅塞作用而增壓蓄能以保證工作壓力。加壓增能裝置中還包括設(shè)在噴頭內(nèi)或噴頭3與輸氣管2接口處的副壓氣機(jī)15，對(duì)氣流再加壓增能。帆翼機(jī)構(gòu)由帆翼片6、機(jī)體14本身的外殼和頂罩8組成，其中帆翼片6和機(jī)體14外殼的剖面曲度按照類同于螺旋槳剖面曲度或機(jī)翼剖面曲度的同樣空氣動(dòng)力學(xué)原理設(shè)計(jì)，帆翼機(jī)構(gòu)用來在機(jī)體14外回收工質(zhì)動(dòng)能，帆翼片6有兩層，每層均形成360度對(duì)稱的整塊或不整塊環(huán)形片狀，為了調(diào)節(jié)進(jìn)入帆翼機(jī)構(gòu)各部件之間空間的氣體流量，在各帆翼片6和機(jī)體14外殼上方與氣流方向相切處均設(shè)有節(jié)流板5，節(jié)流板5與帆翼片6和機(jī)體14外殼可相接，也可不相接，兩者皆可固定或不固定，不固定部分可加以操縱和調(diào)節(jié)，這種節(jié)流功能還可通過帆翼的上下擺動(dòng)或在帆翼上裝置襟翼、小翼等方式來實(shí)現(xiàn)。頂罩8設(shè)在噴口4的周邊，其作用為一方面作為帆翼機(jī)構(gòu)的最上層帆翼片，另一方面是遮護(hù)頂端。在飛行器下部中心處設(shè)有偏流錐9，用來將下行氣流盡量導(dǎo)向機(jī)體14下方而能從外緣的下進(jìn)氣口返回系統(tǒng)。機(jī)艙11在機(jī)體14內(nèi)環(huán)繞對(duì)稱裝設(shè)。進(jìn)氣裝置由外進(jìn)氣口7和內(nèi)進(jìn)氣口12組成，外進(jìn)氣口7布置在機(jī)體14外緣的上、下和外側(cè)，一方面回收工質(zhì)，一方面吸入外部空氣，補(bǔ)充外逸的工質(zhì)，還為主壓氣機(jī)1提供空氣燃料，外進(jìn)氣口7連接主壓氣機(jī)1(圖中未示出)，因后者進(jìn)氣口的低壓作用而產(chǎn)生吸力，從而增加工質(zhì)回收的效率，內(nèi)進(jìn)氣口12設(shè)在機(jī)體14與偏流錐9表面相對(duì)的位置，用以調(diào)節(jié)下行氣流流量。在本發(fā)明飛行器中，氣流在通過頂罩8、節(jié)流板5、帆翼片6、機(jī)體14外殼和偏流錐9組合的空間時(shí)，根據(jù)空氣動(dòng)力學(xué)原理在各層空間產(chǎn)生不同的壓力，通過空氣動(dòng)力學(xué)的計(jì)算而設(shè)計(jì)使這些壓力的大小由上到下逐層遞增而對(duì)機(jī)體及帆翼片產(chǎn)生壓差升力，從而利用工質(zhì)所帶動(dòng)能給飛行器提供帆翼升力。
圖3和圖4示出本發(fā)明的第二個(gè)實(shí)施例，機(jī)體14為一平底的盤形，主壓氣機(jī)1和壓力貯氣箱10相通，設(shè)在機(jī)體14內(nèi)部，壓力貯氣箱10置于機(jī)體14內(nèi)的中心處。一條輸氣管2由壓力貯氣箱10垂直地向上伸出機(jī)體14，其上端為噴氣裝置，所述的噴氣裝置為噴口4，帆翼機(jī)構(gòu)由頂罩8和單層帆翼片6組成，其中頂罩8為一弧形結(jié)構(gòu)，置于噴口4的上方構(gòu)成飛行器的護(hù)頂，節(jié)流板5設(shè)在噴口4的周邊。在頂罩8和噴口4、節(jié)流板5之間的空間有擴(kuò)張室13。機(jī)艙11在機(jī)體14內(nèi)環(huán)繞對(duì)稱裝設(shè)。進(jìn)氣裝置只設(shè)外進(jìn)氣口7，布置在機(jī)體14外緣的上和外側(cè)，用以回收工質(zhì)和吸入外部空氣。本實(shí)施例可看作為將圖1和圖2所示實(shí)施例的體外回收裝置縮成圖中的擴(kuò)張室13加帆翼片6，高壓氣體從噴口4噴出后進(jìn)入擴(kuò)張室13將勢(shì)能轉(zhuǎn)為動(dòng)能，然后噴向帆翼片6產(chǎn)生升力，由于無下行射流，故輸氣管2簡(jiǎn)化，機(jī)體14設(shè)計(jì)也更緊湊。這一應(yīng)用失去了對(duì)靜推力的利用。設(shè)計(jì)時(shí)必須算好帆翼片6與機(jī)體14之間的空間，帆翼片6也不連成整片環(huán)狀，留出足夠空隙以確保不會(huì)對(duì)機(jī)體14產(chǎn)生反向推力。
圖5和圖6示出本發(fā)明的第三個(gè)實(shí)施例，本實(shí)施例與第一個(gè)實(shí)施例的區(qū)別是不用帆翼片6，但保留機(jī)體14外殼本身的帆翼升力作用；加長(zhǎng)頂罩8的長(zhǎng)度，其外沿向外延伸到機(jī)艙11的內(nèi)端處，以增強(qiáng)其帆翼片的作用；外進(jìn)氣口7布置在機(jī)體14外緣的上、下部分，亦加長(zhǎng)，以增加回收工質(zhì)。本實(shí)施例設(shè)計(jì)目的是最大地回收工質(zhì)及在機(jī)體14內(nèi)回收其所帶能量，以減少主壓氣機(jī)1和副壓氣機(jī)15的功率需求。
本發(fā)明的飛行器中，壓氣機(jī)可采用內(nèi)燃機(jī)(最好是柴油機(jī))帶動(dòng)的渦輪機(jī)，但不排除以其他方式實(shí)現(xiàn)的壓氣機(jī)，內(nèi)燃機(jī)工藝已經(jīng)非常成熟，即使柴油機(jī)的重量問題也有很大的解決，這部分的設(shè)計(jì)重點(diǎn)為(1)提高總壓但減小壓氣比，從而提高升力而減小功率；(2)在壓縮前先對(duì)工質(zhì)進(jìn)行適度降溫可改善對(duì)功率的需求，對(duì)壓氣機(jī)作功也有利；(3)供內(nèi)燃機(jī)燃燒用的空氣與工質(zhì)分開，但燃燒后的廢氣可考慮用來作為補(bǔ)償工質(zhì)的損失。壓力貯氣箱的作用是調(diào)節(jié)工質(zhì)在系統(tǒng)內(nèi)部的流速和穩(wěn)定，同時(shí)還可兼作停機(jī)時(shí)保存工質(zhì)之用，尤其當(dāng)工質(zhì)非空氣時(shí)更有此必要。本發(fā)明的飛行器中，主、副壓氣機(jī)的功率，壓力貯氣箱的貯量，輸氣管的數(shù)目和口徑，噴口的大小，以及工質(zhì)的工作壓力和流量，彼此之間有一定的關(guān)系。工作壓力設(shè)計(jì)大時(shí)，固然可提高靜推力，但壓氣機(jī)的功率就要增大；另外，貯氣箱和輸氣管的厚度要增加，從而增加系統(tǒng)的重量。副壓氣機(jī)的作用便是在等到氣流進(jìn)入噴管時(shí)再將壓力最后提高到工作壓力，以緩解重量問題。在頂罩的設(shè)計(jì)中若其下的氣壓大于其上的大氣壓，則其面積可大，既增加這部分壓差升力，又較好地防止氣流逸失，這是理想的設(shè)計(jì)要求若其下氣壓小于大氣壓，則面積要盡量減小，以減少反向壓差力。頂罩開口的角度要大些，讓氣流自然擴(kuò)張，否則會(huì)形成拉瓦爾噴管效應(yīng)，有產(chǎn)生激波可能，造成設(shè)計(jì)較復(fù)雜。本發(fā)明的飛行器的水平推力可以從改變系統(tǒng)內(nèi)水平力之平衡而得之，途徑很多，具體用何者，視實(shí)際的設(shè)計(jì)要求而定，也可專門裝置水平推進(jìn)器或?qū)⑸淞鞑糠謱?dǎo)向水平噴射。
本發(fā)明利用新型氣體推進(jìn)系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)垂直起降的飛行器的優(yōu)點(diǎn)是(1)本發(fā)明的飛行器，其升力和動(dòng)力源合而為一，故現(xiàn)行飛行器的機(jī)翼的作用只在其巡航時(shí)的滑翔作用還可保留，但機(jī)翼的形狀、面積、位置等皆失去原來面貌，另外，機(jī)體形狀也不受機(jī)翼的限制；(2)本發(fā)明分析了現(xiàn)有技術(shù)中靜推力未被利用的原因，較好地利用靜推力設(shè)計(jì)了回收工質(zhì)的方法，回收過程中在工質(zhì)未回到飛行器的機(jī)體內(nèi)部之前(即在半封閉結(jié)構(gòu)時(shí))盡量利用工質(zhì)射流后所帶未被利用完的能量；(3)本飛行器為垂直起降的，因而，它的優(yōu)點(diǎn)是不需跑道，即不需大型機(jī)場(chǎng)，安全且少噪音；(4)本氣體推進(jìn)系統(tǒng)的升力的支點(diǎn)基本上是在噴頭頂端，而較重的發(fā)動(dòng)機(jī)部分則可放在機(jī)體下端靠中心處，取得最佳的穩(wěn)定布置；(5)機(jī)體形狀所受的限制少可采取圓盤形、橢圓形等現(xiàn)行飛行器不能采取的形狀；(6)具有不需傳統(tǒng)的脆弱機(jī)翼故無其所連帶的機(jī)翼結(jié)冰和翼尖渦流等問題本發(fā)明的流經(jīng)帆翼片的高溫氣流自動(dòng)地起了除冰功能；(7)飛行高度增加由于回收工質(zhì)，一個(gè)附帶好處便是減少需要吸入的空氣量，若再自身攜帶發(fā)動(dòng)機(jī)的燃料用氧氣，則可在更高的稀薄大氣層內(nèi)飛行。
根據(jù)本發(fā)明構(gòu)思，氣體推進(jìn)系統(tǒng)還可應(yīng)用于其他方面，例如水上噴氣艇，其回收工質(zhì)及工質(zhì)能量的方法要按應(yīng)用結(jié)構(gòu)的條件來設(shè)計(jì)。
權(quán)利要求
1.利用新型氣體推進(jìn)系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)垂直起降的飛行器，其特征在于飛行器的機(jī)體為對(duì)稱結(jié)構(gòu)，各部件均以中心軸線對(duì)稱布置，氣體推進(jìn)系統(tǒng)為一半封閉結(jié)構(gòu)，它主要由加壓增能裝置、噴氣裝置、回收裝置和進(jìn)氣裝置組成，加壓增能裝置包括置于機(jī)體內(nèi)部的壓力貯氣箱和與其相連通的主壓氣機(jī)、與壓力貯氣箱連接并向上伸出機(jī)體的輸氣管，輸氣管向上延伸到位于飛行器機(jī)體殼體外的上部中心處的噴氣裝置，回收裝置的帆翼機(jī)構(gòu)設(shè)在噴氣裝置噴出氣流的下方周圍的空間內(nèi)，帆翼機(jī)構(gòu)的剖面曲度按照類同于螺旋槳剖面曲度或機(jī)翼剖面曲度的同樣空氣動(dòng)力學(xué)原理設(shè)計(jì)，進(jìn)氣裝置設(shè)在機(jī)體的外緣，機(jī)艙在機(jī)體內(nèi)環(huán)繞對(duì)稱裝設(shè)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的利用新型氣體推進(jìn)系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)垂直起降的飛行器，其特征在于所述的機(jī)體呈圓盤形，所述的輸氣管為四條輸氣管呈十字型配置，由壓力貯氣箱伸出機(jī)體，沿弧形向上延伸到飛行器機(jī)體外的上部中心處匯合，所述的噴氣裝置由噴頭和噴口組成，所述的加壓增能裝置中還包括設(shè)在噴頭內(nèi)或噴頭與輸氣管接口處的副壓氣機(jī)，所述的帆翼機(jī)構(gòu)由帆翼片、機(jī)體本身的外殼和頂罩組成，其中帆翼片和機(jī)體外殼的剖面曲度按照類同于螺旋槳剖面曲度或機(jī)翼剖面曲度的同樣空氣動(dòng)力學(xué)原理設(shè)計(jì)，帆翼片有兩層，每層均形成360度對(duì)稱的整塊或不整塊環(huán)形片狀，在各帆翼片和機(jī)體外殼上方與氣流方向相切處均設(shè)有節(jié)流板，節(jié)流板與帆翼片和機(jī)體外殼相接或不相接，頂罩設(shè)在噴口的周邊，在飛行器下部中心處設(shè)有偏流錐，所述的進(jìn)氣裝置由外進(jìn)氣口和內(nèi)進(jìn)氣口組成，外進(jìn)氣口布置在機(jī)體外緣的上、下和外側(cè)，內(nèi)進(jìn)氣口設(shè)在機(jī)體與偏流錐表面相對(duì)的位置。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的利用新型氣體推進(jìn)系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)垂直起降的飛行器，其特征在于所述的機(jī)體為一平底的盤形，所述的壓力貯氣箱置于機(jī)體內(nèi)的中心處，所述的輸氣管為一條由壓力貯氣箱垂直向上伸出機(jī)體的輸氣管，其上端為噴氣裝置，所述的噴氣裝置為噴口，所述的帆翼機(jī)構(gòu)由單層帆翼片和頂罩組成，頂罩為一弧形結(jié)構(gòu)，置于噴口的上方構(gòu)成飛行器的護(hù)頂，在噴口的周邊設(shè)有節(jié)流板，在頂罩和噴口、節(jié)流板之間的空間有擴(kuò)張室，所述的進(jìn)氣裝置為外進(jìn)氣口，布置在機(jī)體外緣的上和外側(cè)。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的利用新型氣體推進(jìn)系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)垂直起降的飛行器，其特征在于所述的機(jī)體呈圓盤形，所述的輸氣管為四條輸氣管呈十字型配置，由壓力貯氣箱伸出機(jī)體，沿弧形向上延伸到飛行器機(jī)體外的上部中心處匯合，所述的噴氣裝置由噴頭和噴口組成，所述的加壓增能裝置中還包括設(shè)在噴頭內(nèi)或噴頭與輸氣管接口處的副壓氣機(jī)，所述的帆翼機(jī)構(gòu)由機(jī)體本身的外殼和頂罩組成，其中機(jī)體外殼的剖面曲度按照類同于螺旋槳剖面曲度或機(jī)翼剖面曲度的同樣空氣動(dòng)力學(xué)原理設(shè)計(jì)，頂罩設(shè)在噴口的周邊，其外沿向外延伸到機(jī)艙的內(nèi)端處，在機(jī)體外殼上方與氣流方向相切處設(shè)有節(jié)流板，節(jié)流板與機(jī)體外殼相接或不相接，在飛行器下部中心處設(shè)有偏流錐，所述的進(jìn)氣裝置由外進(jìn)氣口和內(nèi)進(jìn)氣口組成，外進(jìn)氣口布置在機(jī)體外緣的上、下、和外側(cè)，內(nèi)進(jìn)氣口設(shè)在機(jī)體與偏流錐表面相對(duì)的位置。
全文摘要
本發(fā)明是利用新型氣體推進(jìn)系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)垂直起降的飛行器,其機(jī)體呈對(duì)稱形。飛行器內(nèi)設(shè)加壓增能裝置、噴氣裝置,回收裝置和進(jìn)氣裝置,是組成氣體推進(jìn)系統(tǒng)的主要部件。噴氣裝置設(shè)在機(jī)體外殼上部,提供靜推力和動(dòng)推力?；厥昭b置的帆翼機(jī)構(gòu)剖面曲度按類同于機(jī)翼剖面曲度的同樣空氣動(dòng)力學(xué)原理設(shè)計(jì),使射出氣流通過時(shí)在帆翼上下產(chǎn)生壓差升力。進(jìn)氣裝置可將射流工質(zhì)回收使用。本發(fā)明還具有無面結(jié)冰和翼尖渦流之虞及、機(jī)體堅(jiān)固、安全等優(yōu)點(diǎn)。
文檔編號(hào)B64C39/06GK1183364SQ9711522
公開日1998年6月3日 申請(qǐng)日期1997年8月20日 優(yōu)先權(quán)日1996年8月30日
發(fā)明者陳重慶 申請(qǐng)人:陳重慶