推重比小于0.1的垂直起降飛機的制作方法
本發明涉及一種推重比小于0.1的垂直起降飛機。
對相關申請的交叉引用：
此申請主張申報于2014年4月17日的專利申請EP14075023.3和2014年7月13日的專利申請US 14329949，其內容合并引用。
背景技術：
本發明關于飛機，尤其是，具有垂直起降技術的飛機。
目前，通過高速氣流流過飛機上表面獲得垂直升力有三種傳統技術。第一種，例如專利號：US20120068020，獨立于主發動機的風扇提高沿弦向流過機翼上表面的低溫氣流的速度，由此提高垂直升力。用此方法，風扇提高垂直升力的方法低效；第二種，例如專利號：GB792993，一個高溫旁通涵道把來自于噴氣發動機尾噴管的高溫氣流用閥門引導來呈輻射狀流過飛機上表面，由此產生垂直升力。用此方法，高溫旁通涵道比第一種方法更有效地產生垂直升力，但是飛機的上表面可能會被燒壞；第三種，例如專利號：GB2469621，一個低溫旁通涵道，用一個可轉動的尾噴管，把來自渦扇發動機的低溫氣流引導沿弦向流過機翼上表面，由此產生垂直升力。但另一個尾噴管把來自渦扇發動機的高溫涵道的高溫氣流向下噴出，用此方法，低溫旁通涵道比上述方法更有效第產生垂直升力，但設置為弦向的低溫旁通涵道的條縫出口，使得部分垂直升力喪失于過長的低溫涵道中，并且如何引導高溫氣流在飛機的上表面獲得更多的升力而不燒壞它的問題，沒有解決。由于這些限制，對于推重比小與0.1的飛機，尤其是大飛機，垂直起降是不可能的。
技術實現要素：
本發明提供一種推重比小于0.1的垂直起降飛機，無論如何，都能在推重比小于0.1的條件下實現垂直起降，包含：副翼；渦扇發動機，其包含一個可開關的尾噴管的低溫涵道和一個可開關的尾噴管的高溫涵道；一個低溫旁通涵道，其包含一個連在低溫涵道上，可開關的入口，一個外壁，一個內壁和一個沿翼展方向設置在機翼上表面的出口；一個高溫旁通涵道，其包含一個連在高溫涵道上，可開關的入口，一個外壁和一個沿翼展方向設置在低溫旁通涵道出口上的出口。
根據第一個特征，可以確定以下特征：
低溫涵道，在向前飛行期間，直接噴出低溫氣體，同時低溫涵道的尾噴管打開，低溫旁通涵道的入口關閉。
高溫涵道，在向前飛行期間，直接噴出低高溫氣體，同時高溫涵道的尾噴管打開，高溫旁通涵道的入口關閉。
低溫旁通涵道，在垂直起降其間，低溫涵道的尾噴管關閉，低溫旁通涵道的入口打開的時候，引導來自于低溫涵道的低溫氣體，以低溫平面射流的形式，沿翼展方向流過機翼上表面，由此產生一個升力并且使得副翼能夠控制飛機水平和垂直方向的平衡。
高溫旁通涵道，在垂直起降其間，高溫涵道的尾噴管關閉，高溫旁通涵道的入口打開的時候，引導來自于高溫涵道的高溫氣體，以高溫平面射流的形式，沿翼展方向流過低溫平面射流的上表面，由此產生另一個升力并且使得副翼能夠更有效地控制飛機水平和垂直方向的平衡。
高溫旁通涵道的條縫出口，設置在低溫旁通涵道的條縫出口上，使得高溫平面射流在垂直起降期間，不會燒壞機翼上表面。
附圖說明
圖1是垂直起降期間具有本發明的飛機的側視圖。
圖2是垂直起降期間具有本發明的飛機的頂視圖。
圖3是垂直起降期間具有本發明的飛機的后視圖。
圖4是圖3的J向本地視圖。
圖5是圖4的A-A截面圖。
圖6是圖4的B-B截面圖。
圖7是圖4的局部視圖。
圖8是圖3的K向局部視圖。
圖9是圖8的C-C截面圖。
圖10是向前飛行期間具有本發明的飛機的側視圖。
圖11是向前飛行期間具有本發明的飛機的頂視圖。
圖12是向前飛行期間具有本發明的飛機的后視圖。
圖13是圖12的M向局部視圖。
圖14是圖13的D-D截面圖。
圖15是圖13的E-E截面圖。
圖16是圖13的局部視圖。
圖17是圖12的N向局部視圖。
圖18是圖17的F-F截面圖。
具體實施方式
根據以上視圖，具有本發明的飛機包含：副翼(1,2)；渦扇發動機(3)，其包含一個可開關的尾噴管(7)的低溫涵道(6)和一個可開關的尾噴管(5)的高溫涵道(4)；一個低溫旁通涵道(15)，其包含一個連在低溫涵道(6)上，可開關的入口(14)，一個外壁(16)，一個內壁(17)和一個沿翼展方向設置在機翼上表面的出口(19)；一個高溫旁通涵道(9)，其包含一個連在高溫涵道上(4)，可開關的入口(8)，一個外壁(10)和一個沿翼展方向設置在低溫旁通涵道(15)出口(19)上的出口(12)。
根據圖(1-9),在垂直起降期間，低溫旁通涵道(15)和高溫旁通涵道(9)的入口(8,14)打開，然后，渦扇發動機(3)逐漸開始升高或降低推力。現在，低溫旁通涵道(15)引導來自于低溫涵道(6)的低溫氣體(18)并且使得低溫氣體(18)，以低溫平面射流(20)的形式，沿翼展方向流過機翼上表面，由此產生一個升力并且使得副翼(1,2)能夠控制飛機水平和垂直方向的平衡。類似地，高溫旁通涵道(9)引導來自于高溫涵道(4)的高溫氣體(11)，以高溫平面射流(13)的形式，沿翼展方向流過低溫平面射流(20)的上表面，由此產生另一個升力并且使得副翼(1,2)能夠更有效地控制飛機水平和垂直方向的平衡。高溫旁通涵道(9)的條縫出口(12)，設置在低溫旁通涵道(15)的條縫出口(19)上，使得高溫平面射流(13)在垂直起降期間，不會燒壞機翼上表面。
根據圖(10-18)，在向前飛行期間，低溫涵道(6)和高溫涵道(4)的尾噴管(5,7)打開，同時，低溫旁通涵道(15)和高溫旁通涵道(9)的入口(8,14)關閉。然后，低溫氣體(18)和高溫氣體(11)直接噴出低溫涵道(6)和高溫涵道(4)的尾噴管(5,7)。
這一發明的所有公式和計算列在附錄1。
利用這一發明改裝空中客車A-380所有公式和計算列在附錄2。
本發明可用于把現有飛機改裝成能夠垂直起降和生產推重比小與0.1的垂直起降飛機。
附錄1：
P大氣壓(單位:帕)
R理想氣體常數(單位:焦耳.開爾文-1.摩爾-1)
ρ0出口處的低溫氣體密度(單位:公斤/米3)
ρ1大氣密度(單位:公斤/米3)
ρ截面上的氣體密度(單位:公斤/米3)
ρm軸心處的氣體密度(單位:公斤/米3)
T0低溫出口的氣體溫度(單位:開爾文)
T1大氣溫度(單位:開爾文)
T截面上的氣體溫度(單位:開爾文)
V0低溫旁通涵道出口處的氣體流速(單位:米/秒)
V0′高溫旁通涵道出口處的氣體流速(單位:米/秒)
V截面上的氣體密度流速(單位:米/秒)
Vm軸心處的氣體流速(單位:米/秒)
h0出口處的高度(單位:米)
hm截面上氣體軸心的高度(單位:米)
h截面上氣體的高度(單位:米)
L出口寬度(單位:米)
C氣體比容(單位:米3/公斤)
M摩爾質量(單位:公斤/摩爾)
Q渦扇發動機的質量流量(單位:公斤/秒)
B渦扇發動機的旁通比(無單位量綱)
G最大起飛重量(單位:噸)
X任一點與低溫旁通涵道出口處在氣體流向上的距離(單位:米)
X1翼根與低溫旁通涵道出口處在氣體流向上的距離(單位:米)
X2氣體邊線與機翼后緣交叉點與低溫旁通涵道出口處在氣體流向上的距離(單位:米)
X3翼尖與低溫旁通涵道出口處在氣體流向上的距離(單位:米)
α氣體邊線與機翼后緣的夾角(單位:°)
β機翼弦線與出口長邊的的夾角(單位:°)
γ機翼上反角(單位:°)
δ氣流前掠角(單位:°)
低溫氣流軸線與高溫氣流軸線的夾角(單位:°)
θ氣流后掠角(單位:°)
F全部垂直升力(單位:噸)
F1翼根與低溫出口之間的升力(單位:噸)
F2氣體邊線與機翼后緣交叉點與低溫旁通涵道出口處在氣體流向上的升力(單位:噸)
F3翼尖與低溫旁通涵道出口處的升力(單位:噸)
F4傾斜向上偏轉射流產生的向下的壓力(單位:噸)
F5低溫旁通涵道出口產生的推力(單位:噸)
F6高溫旁通涵道出口產生的推力(單位:噸)
b常數(無單位量綱)
d常數(無單位量綱)
C常數(無單位量綱)
n1總發動機數量(無單位量綱)
n2垂直起降期間使用的發動機數量(無單位量綱)
n3低溫旁通涵道出口數量(無單位量綱)
TWR飛機推重比(無單位量綱)
根據熱力學,以周圍氣體為起始值，等壓條件下，各氣體截面焓的相對值相等
并且跟據平面射流的特性，其只在垂直于出口截面的平面傳播。
ρ0V0h0LC(T0-T1)＝∫ρVL C(T-T1)dh
并且跟據各氣體截面速度和密度的相似性，
h0V0(ρ0-ρ1)＝∫(ρ-ρ1)Vdh
根據氣體動力特性，等壓條件下，各氣體截面的動量相等。
代(1)入(2):
代(3)入(1)
當X≤X1或X≤X2
代(3),(4)入(2)
因為
當X≤X2或X≤X3
當X2≤X≤X3
當重心處合力為0,
F4＝F5+F6
(F4+F5+F6)sinδ＝(F5+F6)sinθ
垂直起降成立的條件:F>G
附錄2:
n1＝1～4
n2＝1～2
n3＝1～4
M＝29公斤/摩爾
Q(特倫特900渦扇發動機的質量流量)＝1204公斤/秒
B(特倫特900渦扇發動機的旁通比)＝8.5:1
G(A380最大起飛重量)＝560噸
T0＝383開爾文
ρ1＝1.293公斤/米2
設:
θ＝36.5°
h0＝0.46米
L＝6米
V0′＝V0＝211米/秒
X1＝11米
X2＝18米
X3＝32米
α＝14°
β＝5°
γ＝5°
θ＝36.5°
根據前掠角，低溫平面射流使得飛機垂直起降期間保持平衡。
F-G＝568-560＝8噸>0
以上清楚表明使用這一技術的空中客車A-380能夠實現垂直起降，尤其是，在只用兩臺渦扇發動機和飛機推重比小與0.1的條件下。
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