刨刀形翼型与飞机、空天飞机制造技术

依据气体动能学的启示，本发明专利技术公开了比超临界翼型更好的刨刀形翼型。刨刀形翼型的上翼面没有隆起——其最高处与前缘持平，上翼面不产生负升力(降力)，利用引射槽的引射作用在上翼面产生负压升力，利用上、下侧翼增加升力；从低速到高超音速都不后掠，既提高了升阻比，又增加了刚度。可以大幅度的提高飞机、无人驾驶飞机、空天飞机、巡航导弹、风扇、风车的性能和效率，使水平起飞的空天飞机更安全。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及机翼、飞机、空天飞机等。此前普遍认为机翼上表面(上翼面)的隆起、钝圆的前缘，是上表面产生负压升力的必要条件。在低空上表面大约产生了 60 80%的升力，在高空上表面升力的下降幅度远大于下表面。隆起和钝圆会增加阻力、产生负升力——降力、降低升阻比，尤其是后掠翼的升阻比更低。还使高速飞机如SR-71、米格25的蒙皮不得不使用钛合金或不锈钢，航天飞机还要披覆大面积的绝热瓦。目前飞机的升阻比大约是这样的亚音速17 20、跨音速10 12，2马赫4 8 (摘抄于 http://baike. baidu. com/)。本专利技术的目的是为飞机、地面效应飞机、空天飞机提供一种更理想的刨刀形翼型，其冲压温升低、冲压热功率小、噪音低、隐身。从低速到高超音速，升阻比都将达到20 60甚至更大。使客货运飞机的效率接近大型客货运汽车的水平。还可以用于地效飞机、风扇、螺旋桨、风车叶轮、滑翔机、无人驾驶飞机、远程滑翔弹和高速巡航导弹等。本专利技术的目的是这样实现的气体动能学表达了^iMMiI是升力、降力、超音速激波等问题的本质(见附录)， 据此采取尽量减少机翼上表面一上翼面以及机头、机尾的阻力和降力，减少机翼下表面 (下翼面)压缩空气的逃逸等措施，大幅度提高各种速度的机翼的升阻比。以下对本专利技术给予详细的说明以往翼型的上翼面都有显著的隆起，超临界翼型隆起较少，它们都是逢ML星。参照附图说明图1、隆起机翼，设飞机水平、直线、最经济的巡航飞行。从翼根到翼梢之间，作许多个与机身轴线平行、与水平面垂直的剖面图。每个剖面图的前缘都最前突、其切线与水平面垂直，这些剖面图的前突点大致可以连成一条1-1线,称为前缘线。每个剖面图的隆起部位都有一个顶点，这些顶点大致可以连成一条2-2线，称为顶线。前缘线与顶线的高度差称为前顶高差，前缘线与顶线之间的弧线的长度称为前顶距离。3-3 是后缘。通常称机翼的弦长与前进方向的夹角为迎角α，现在从微观上追究它们的作用机翼、机身表面上每个点的切线与前进方向的夹角α'，直线、平面共有同样大的一个 α ‘，曲线、曲面有若干个α ‘。设飞机水平飞行，考察冲压压力在铅直和水平方向的偏转力机翼下表面——下翼面、机头下方与前进方向的夹角α ‘为第I象限，该区域的正压力与cosa'产生升力和阻力。前缘线与顶线之间、机头上方的α ‘为II象限，该区域的正压力与-cosa ‘产生降力和阻力。顶线与后缘之间、机尾上方的α ‘为III象限，该区域的负压力与-cos α ‘产生升力和阻力。机尾下方的α ‘为IV象限，该区域的负压力与cos α ‘产生降力和阻力。α ‘ =0(0° )、α' = ji (180° )、sina' =0，作用力为0。a' = |(90°) >C0Sa ‘ =0，正压力全部转变阻力——纯阻力。α' = (270°)、⑶S a ‘ =0，负压力全部转变为纯阻力。前缘线附近是气流能量变化最剧烈的区域，尽量利用这些能量可以获得巨大的收益，反之会带来巨大的损失，该区域越圆钝、曲率半径越大，与飞行方向接近垂直的面积越大，纯阻力就越大，隆起越高前顶高差大、前突距离长、1-1和2-2之间的面积就越大，冲压压力转变为无效的阻力和降力也越大。鸟类的翅膀与隆起机翼最接近，是因为它们必须要容纳骨骼、肌肉、皮肤、羽毛。为了避免高速飞行的震颤，包括超临界机翼在内的隆起机翼都必须后掠，否则当冲压压力骤增时1、圆钝的前缘以及很高的隆起会产生较大的后掠形变后掠增加，冲压压力减少， 机翼回弹；后掠减少，冲压压力又增加，于是产生了后掠震颤。2、机翼各处的升力、降力的不均衡，以及力矩、刚度的差异，发生了大致以翼型中心连线为轴的扭转形变，翼梢扭转形变最大，随着扭转力的增减，扭转形变也增减，于是产生了扭转震颤。3、以机身为轴，翼梢上翘，随着冲压压力的增加或减少，上翘随之增减，就像鸟类的扑翼那样产生了扑翼震颤。上述3种现象可能并存，一旦发生共振，机翼、机身就会损坏。后掠机翼、三角形机翼，可以减弱这3种形变、避免震颤，缺点是降低了升阻比。任何面积大于0的飞行物体，由于其边缘的引射作用，在它的背后都会出现负压， 并非非要隆起。其中以薄板的升阻比最大，因为薄板的上表面没有隆起，前缘线、顶线几乎重合，顶前高差趋近于0、降力也趋近于0，上表面的全部都可以获得负压升力，但它没有应用空间、不能设置支撑结构。翼龙、蝙蝠、蜻蜒的翅膀与薄板的形状最接近。注1 不了解以往如何测试机翼表面各处的应力，请关注前缘线、顶线之间的局部应力是否存在降力和阻力。注2 空气是摩擦系数趋近于0的最优良的润滑剂，它只产生冲压压力，由此转变为偏转力和阻力，如果空气中不含有大量的沙尘，至少在几千米/秒速度下不存在摩擦力。注3 陨石是被高温高压空气熔蚀、压碎、撕裂，不是摩擦、烧毁，否则应该像鹅卵石那样圆滑，表面没有孔洞。刨刀形翼型与飞机参照图2、实线部分1-2-3上表面设飞机沿速度V方向水平飞行，机翼的前部呈刨刀形，从前缘1开始，尽量避免隆起的呈水平方向向后延伸至2，然后再转折至后缘3，以便形成必要的厚度。 称上翼面的1-1和2-2构成的平面为，前顶面上处处都是最高点，它沿飞行方向的投影是一条和顶线等效的直线，称前顶面的投影为II逢。前缘线1-1与顶线2-2越接近重合，前顶高差越小，上迎角α'越接近于0、π，降力趋近于0。1-1越锋利效率越高，但应力大、会割伤人，可以改为曲率半径很小的圆弧，例如小于1mm。锐利的前缘把空气切割成两部分，前顶面上的空气较少被扰动、与机翼的相对速度不增加，即使在高亚音速、音速，此处的空气也不会出现超音速激波。用于空天飞机空天飞机再入大气层时，除前缘线1-1附近之外，掠过机翼上表面的气流温度增加的很少，电离屏障极薄并且在后部很快消失，这些区域可以始终保持无线电讯号的畅通；包括蒙皮以及各种支撑结构如加强框、机翼翼梁、加强肋、桁架等，可以减少或不采用耐高温金属。3-1下表面为了减轻重量、增加厚度，下翼面的前部先采用较大的迎角，达到必要的厚度之后，再过渡到小迎角。前缘对雷达波的反射面积及其微小，当雷达不处于与前缘垂直的方向时，几乎接收不到回波，使飞机具有优良的隐身性能，但民用飞机必须采取增加雷达波反射的措施，否则可能使跟踪、指挥系统失去目标。按单位面积计算，1-1附近的升力最大，可以吸收后加载机翼的优点，平衡1-1附近的巨大升力。还可以这样看待刨刀形机翼使以往所有翼型，沿顶线向前水平延伸，与下翼面在前缘交会。参照图2、虚线部分假如前缘下翼面的升力太大，超过了材料的许用应力，或为了减少高速飞行的阻力，不得不在前缘上部产生一些降力以抵消下表面的升力，可以使机翼前方稍微向下倾斜， 使前缘上表面呈现绝对值较小的负迎角，例如10°彡I α I ^O0 (或180°彡α彡170° )，下表面的迎角大一些，牺牲一些升力以便增加厚度，而阻力和降力仍然很小。这样的姿态使得它也有了隆起，但和以往所有的翼型相比其隆起更小。下面计算请参考附录中的公式当前缘上下迎角大致相等时，可以大幅度的降低冲压温升，例如上下迎角 α卜6°，速度V 7，000m/s，冲压温升ΔΤ ^ 376. 7K，冲压温度T2 = 376. 7K+T1; T1当地气温。此时阻力更小，但升力也减少本文档来自技高网...

【技术保护点】
１．比超临界翼型更好的刨刀型翼型，结构重量轻、容积大，无效的阻力小，可用于飞机、空天飞机、滑翔机、地效飞机、风扇、风车等，其特征是：翼型前缘非常尖锐，形似刨刀的刀刃以减少前缘的阻力，当飞机水平、经济的飞行时，从机翼前缘开始，上翼面尽量减少隆起的沿水平方向向后延伸，以减少顶前高差和顶前面积、减少上翼面的降力（负升力），达到所需的厚度之后，再转向下方延伸，从机翼前缘开始，下翼面先采用较大的迎角，以增加前缘的厚度，然后再过度到较小的迎角。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：王一况，
申请(专利权)人：王一况，
类型：发明
国别省市：11