專利名稱：一種飛行裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本實用新型是一種飛行裝置，特別是適合低空飛行的、高速的輕微型 飛行器。
背景技術(shù)：
飛行器包括火箭、飛機和直升飛機。
升力技術(shù)是飛行器的核心技術(shù)。研究升力原理，提高升力轉(zhuǎn)化率是飛 行器發(fā)展的突破口。
火箭的運動方向和升力方向一致，即動力就是升力。飛機和直升飛機 的運動方向和升力方向垂直。這就設及升力轉(zhuǎn)化率的概念。什么是升力轉(zhuǎn) 化率？升力轉(zhuǎn)化率就是升力和所產(chǎn)生升力的發(fā)動機的功率的比值。例如 直升飛機的升力轉(zhuǎn)化率就是直升飛機垂直升空時的最大升力和發(fā)動機的 功率的比值。
水平運動的飛機機翼產(chǎn)生升力(如圖1所示)。
飛機以v機前進，則v下-v機，
V上-V機+ △ V △V= (L上一L下)/AT =(L上一L下)/L下/V機 =(L上—L下)/L下xV機 F#= AF =F下一F上 =0*下-P上)xS
根據(jù)伯努利定律，流體的速度和壓力成反比，可知，機翼上、下氣流
的速度差產(chǎn)生上、下氣流的壓強差，而且AV和AP成正比。 即F =[ (L上一L下)/L下xV機xS 由上可知
(1) F.a和V極成正比。
(2) 要使Ffl)mg機，V機必須達到一定值。
(3) 因為機翼的L上略大于L下，所以(L上-L下)/L下略大于零，即 飛機的升力轉(zhuǎn)化率特別小。
直升飛機的升力是螺旋槳旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的，螺旋槳是固定機翼演變體，當螺旋槳旋轉(zhuǎn)后產(chǎn)生向上的拉力即升力。大氣的密度小(只有0.29g/cm )決 定螺旋槳旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的升力小，而且螺旋槳在直升飛機前進時產(chǎn)生的阻力較 大?？傊鄙w機的升力轉(zhuǎn)化率特別小。 發(fā)明內(nèi)容
本實用新型的目的是提供一種飛行裝置，通過分析普通飛機和直升飛 機的升力原理和缺陷，設計新的升力原理和升力裝置，實現(xiàn)提高升力轉(zhuǎn)化 率，節(jié)能降耗。并用此升力原理和升力裝置設計飛行器。
本實用新型是這樣實現(xiàn)的，設計一種飛行裝置，至少包括殼體、動力 系統(tǒng)、支撐機構(gòu)，其特征是殼體前上端有升力機構(gòu);前下方有動力系統(tǒng)；轉(zhuǎn) 向尾翼布置在殼體后尾端兩側(cè)，支撐輪前后對稱分布在殼體下方。
所述的升力機構(gòu)包括大流量風鼓、升力發(fā)動機、導流罩、升力螺旋槳
蓋、升力螺旋槳和升力螺旋槳導流管、氣流調(diào)節(jié)板；殼體前端頂部內(nèi)固定 有升力發(fā)動機，殼體前下端兩側(cè)分別對稱固定有升力螺旋槳；大流量風鼓
通過大流量風鼓軸與升力發(fā)動機連接，導流罩固定連接在大流量風鼓外側(cè)
的殼體上；殼體前下端兩側(cè)大流量風鼓外側(cè)的殼體上分別固定有兩個導流 管，兩個導流管分別與殼體上對稱布置的兩個升力螺旋槳外的升力嫘旋槳 蓋連接；大流量風鼓外側(cè)的殼體上端開口處有氣流調(diào)節(jié)板。
所述的動力系統(tǒng)包括兩個飛行螺旋槳和兩個飛行螺旋槳導流管；殼體 前下端兩側(cè)分別對稱固定有飛行螺旋槳，大流量風鼓外側(cè)的殼體上分別固 定有兩個飛行螺旋槳導流管，兩個飛行螺旋槳導流管分別與殼體上兩個飛 行螺旋槳外的螺旋槳蓋連接。
所述的大流量風鼓軸上呈90°軸向固定有4^8片風葉，大流量風鼓軸 的一端與升力發(fā)動機軸連接，另一端通過轉(zhuǎn)向機構(gòu)與轉(zhuǎn)向器軸連接。
飛行器原理的工作過程是，打開兩個升力螺旋槳蓋9，啟動升力裝置 的升力發(fā)動機5和兩個升力螺旋槳U，升力螺旋槳11通過兩個導流管12 為大流量風鼓4提供足夠的壓縮氣流，經(jīng)過大流量風鼓4、導流罩6的作 用，在飛行器上表面產(chǎn)生高壓氣流層把殼體上、下表面的大氣壓力差轉(zhuǎn)化 成升力使飛行器升空；通過調(diào)節(jié)氣流調(diào)節(jié)板10可以微調(diào)升力的大小。飛 行器升到合適高度，啟動動力系統(tǒng)的飛行螺旋槳13，飛行器平飛，飛行螺 旋槳13通過兩個飛行螺旋槳導流管14為大流量風鼓4提供足夠的壓縮氣 流，當飛行器達到一定速度時可關(guān)閉兩個升力螺旋槳11和升力螺旋槳蓋9， 減小飛行阻力。操作轉(zhuǎn)向機構(gòu)的轉(zhuǎn)向尾翼3,飛行器轉(zhuǎn)向。啟動升力裝置 的兩個升力螺旋槳1I和大流量風鼓4，關(guān)閉動力系統(tǒng)，飛行器懸空。逐漸 關(guān)閉升力裝置，飛行器下降著地，啟動動力系統(tǒng)，飛行器像汽車一樣在地上行駛。
本實用新型的特點這種飛行器不但沒有機翼，而且沒有直升飛機的 螺旋槳。更突出的特點是升力大(升力轉(zhuǎn)化率高)，適用于(除火箭外) 所有飛行器、航模及玩具，它不增加阻力，升力發(fā)動機和飛行發(fā)動機的功 率較小，且飛行器動力、升力無級調(diào)速，節(jié)能降耗。此飛行器操作簡單， 方便，無需專業(yè)培訓即可駕駛。


下面結(jié)合實施例附圖對本實用新型作進一步說明。 圖i是飛機平飛狀態(tài)下機翼升力示意圖。
圖2a是飛行器靜態(tài)下殼體升力原理圖。 圖2b是飛行器動態(tài)下殼體升力原理圖。 圖3是飛行器裝配示意圖。 圖4是圖3的俯視圖。
圖中1、支撐輪；2、殼體；3、轉(zhuǎn)向尾翼；4、大流量風鼓；5、升力 發(fā)動機；6、導流罩；7、風Bf; 8、大流量風鼓軸；9、升力螺旋錢；10、 氣流調(diào)節(jié)板；11、升力螺旋槳；i2、升力螺旋槳導流管；13、飛行螺旋槳; 14、飛行螺旋槳導流管。
具體實施方式

實施例如圖3、圖4所示，殼體2前上方有升力裝置、前下方兩側(cè)有 動力系統(tǒng)、后尾端有轉(zhuǎn)向機構(gòu)。所述的升力機構(gòu)包括大流量風鼓4、升力 發(fā)動機5、導流罩6、升力螺旋槳蓋9、升力螺旋槳11和升力螺旋槳導流 管12、氣流調(diào)節(jié)板10;殼體2前端頂部內(nèi)固定有升力發(fā)動機5，殼體2前 下端兩側(cè)分別對稱固定有升力螺旋槳11;大流量風鼓4通過大流量風鼓軸 8與升力發(fā)動機5連接，大流量風鼓軸8上呈90°軸向固定有4-8片風葉7。
導流罩6固定連接在大流量風鼓4外側(cè)的殼體2上；殼體2前下端兩 側(cè)大流量風鼓4外側(cè)的殼體2上分別固定有兩個導流管12,兩個導流管 12分別與殼體2上對稱布置的兩個升力螺旋槳11外的升力螺旋槳蓋9連 接；大流量風鼓4外側(cè)的殼體2上端開口處有氣流調(diào)節(jié)板10。
動力系統(tǒng)包括兩個飛行螺旋槳13和兩個飛行螺旋槳導流管14;殼體 2前下端兩側(cè)分別對稱固定有飛行螺旋槳13,大流量風鼓4外側(cè)的殼體2 上分別固定有兩個飛行螺旋槳導流管14，兩個飛行螺旋槳導流管14分別 與殼體2上兩個飛行螺旋槳13外的螺旋槳蓋連接。
轉(zhuǎn)向機構(gòu)包括轉(zhuǎn)向尾翼3，轉(zhuǎn)向尾翼3布置在殼體2后尾端兩側(cè)。大 流量風鼓軸8的一端與升力發(fā)動機5軸連接，另一端通過轉(zhuǎn)向機構(gòu)與轉(zhuǎn)向器3軸連接；轉(zhuǎn)向器3固定在殼體2后端。
支撐機構(gòu)的四個支撐輪1前后兩兩對稱分布在殼體2下方。固定在殼 體2的底部，它可支撐殼體2。
本實用新型實施例工作時，打開兩個升力螺旋槳蓋9，啟動升力裝置 的兩個升力螺旋槳11和升力發(fā)動機5，升力螺旋槳11通過兩個導流管12 為大流量風鼓4提供足夠的壓縮氣流，經(jīng)過大流量風鼓4、導流罩6的作 用，在飛行器上表面產(chǎn)生高壓氣流層把殼體上、下表面的大氣壓力差轉(zhuǎn)化 成升力使飛行器升空，通過調(diào)節(jié)氣流調(diào)節(jié)板10可以微調(diào)升力的大小。飛 行器升到合適高度，啟動動力系統(tǒng)的飛行螺旋槳13，飛行器平飛，飛行螺 旋槳13通過兩個飛行螺旋槳導流管14為大流量風鼓4提供足夠的壓縮氣 流，當飛行器達到一定速度時可關(guān)閉兩個升力螺旋槳ll和升力螺旋槳蓋9， 減小飛行阻力。操作轉(zhuǎn)向機構(gòu)的轉(zhuǎn)向尾翼3,飛行器轉(zhuǎn)向。啟動升力裝置 的兩個升力螺旋槳11和大流量風鼓4，關(guān)閉動力系統(tǒng)，飛行器懸空。逐漸 關(guān)閉升力裝置，飛行器下降著地，啟動動力系統(tǒng)，飛行器像汽車一樣在地 上行駛。這種飛行器不但沒有機翼，而且沒有直升飛機的螺旋槳。更突出 的特點是升力大(升力轉(zhuǎn)化率高)，適用于(除火箭外)所有飛行器、航 模及玩具，它不增加阻力，升力發(fā)動機和飛行發(fā)動機的功率較小，且飛行 器動力、升力無級調(diào)速，節(jié)能降耗。此飛行器操作簡單，方便，無需專業(yè) 培訓即可駕駛。
本實用新型的升力原理構(gòu)思為-
升力的大小取決于機翼上、下的壓差一壓強差，而且壓差的大小取決 于機翼上、下氣流的速度差。 自F升=F下一 F上
-(P下-P上)xS
如果要使F^增大，P"f應盡可能增大，Pj:應盡可能增小，根據(jù)伯努利 定律P和V成反比，即氣流速度越大，壓強越小，反之，氣流速度越小， 壓強越大。
假設Vt=0， Vi無窮大，
貝!jP下-P大氣壓，P±=0
即F開最大=P大氣壓,xS (見圖2a) 殼體水平靜止時的升力，V下翁-V充體港^0 F升靜-(P下一P上)xS
-(P大hh-常數(shù)/V上靜)XS
由上可知F萌和V上薪成正比，因V上恭較大，所以，常數(shù)除以V上靜接
6近o,即升力轉(zhuǎn)化率大幅提高。而且產(chǎn)生同值的V雙和V "所需發(fā)動機功
率差異很大。
因為v^-=o所以能實現(xiàn)殼體的垂直升降。
(2)、動態(tài)下殼體的升力(見圖2b所示)，殼體以V充體水平飛行，升力 裝置以V上靜繼續(xù)運行，則V下動=V殼體
V上動^V上靜+ V充傳+ (Lr上一 F下)/ L下x V充休 F辨動=F下一 F上
-(P下-P上)xS
=V上，+ (L上一V下)/L下x v機]xS 由上可知- F絲和V上翁、V機成正比，F(xiàn)升動〉F糊 新的升力原理
依據(jù)升力原理構(gòu)思地分析結(jié)果通過在飛行器上表面產(chǎn)生高速氣流層 克服或降低飛行器上表面的大氣壓力，而飛行器下表面保持正常大氣壓 力，形成飛行器上下表面壓力差即升力。
因為產(chǎn)生與普通飛機起飛時上下氣流差等值的高速氣流層所需升力 發(fā)動機的功率很小，所以新的升力原理可以大幅度提高升力轉(zhuǎn)化率。 升力裝置的設計-
本實用新型中，大流量風鼓4產(chǎn)生的高速氣流通過導流罩6在飛行器 上表面形成高速氣流層.通過調(diào)節(jié)氣流調(diào)節(jié)板10可以微調(diào)升力的大小.
升力螺旋槳11在飛行器升降時通過兩個導流管12為大流量風鼓4提 供足夠的壓縮氣流.
飛行螺旋槳13在飛行器飛行時通過兩個飛行螺旋槳導流管14為大流 量風鼓4提供足夠的壓縮氣流.
權(quán)利要求1、一種飛行裝置，至少包括殼體(2)、動力系統(tǒng)、支撐機構(gòu)，其特征是殼體(2)前上端有升力機構(gòu)；前下方有動力系統(tǒng)；轉(zhuǎn)向尾翼(3)布置在殼體(2)后尾端兩側(cè)，支撐輪(1)前后對稱分布在殼體(2)下方。
2、 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種飛行裝置，其特征是所述的升力機構(gòu)包括大流量風鼓(4)、升力發(fā)動機(5)、導流罩(6)、升力螺旋槳蓋(9)、 升力螺旋槳(11)和升力螺旋槳導流管(12)、氣流調(diào)節(jié)板(10);殼體(2) 前端頂部內(nèi)固定有升力發(fā)動機(5)，殼體(2)前下端兩側(cè)分別對稱固定 有升力螺旋槳(11);大流量風鼓(4)通過大流量風鼓軸(8)與升力發(fā)動 機(5)連接，導流罩(6)固定連接在大流量風鼓(4)外惻的殼體(2) 上；殼體(2)前下端兩側(cè)大流量風鼓(4)外側(cè)的殼體(2)上分別固定 有兩個導流管(12),兩個導流管(12)分別與殼體(2)上對稱布置的兩 個升力螺旋槳(11)外的升力螺旋槳蓋(9)連接；大流量風鼓(4)外側(cè) 的殼體(2)上端開口處有氣流調(diào)節(jié)板(10)。
3、 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種飛行裝置，其特征是所述的動力系 統(tǒng)包括兩個飛行螺旋槳(13)和兩個飛行螺旋槳導流管(14);殼體(2) 前下端兩側(cè)分別對稱固定有飛行嫘旋槳(13)，大流量風鼓(4)外側(cè)的殼 體(2)上分別固定有兩個飛行螺旋槳導流管(14),兩個飛行螺旋槳導流 管(14)分別與殼體(2)上兩個飛行螺旋槳(13)外的螺旋槳蓋連接。
4、 根據(jù)權(quán)利要求2所述的一種飛行裝置，其特征是所述的大流量 風鼓軸(8)上呈9(f軸向固定有4-8片風葉(7),大流量風鼓軸(8)的 一端與升力發(fā)動機(5)軸連接，另一端通過轉(zhuǎn)向機構(gòu)與轉(zhuǎn)向器(3)軸連 接》
專利摘要本實用新型是一種飛行裝置，特別是適合低空飛行的、高速的輕微型飛行器。至少包括殼體(2)、動力系統(tǒng)、支撐機構(gòu)，其特征是殼體(2)前上端有升力機構(gòu)；前下方有動力系統(tǒng)；轉(zhuǎn)向尾翼(3)布置在殼體(2)后尾端兩側(cè)，支撐輪(1)前后對稱分布在殼體(2)下方。通過分析普通飛機和直升飛機的升力原理和缺陷，設計新的升力原理和升力裝置，實現(xiàn)提高升力轉(zhuǎn)化率，節(jié)能降耗。并用此升力原理和升力裝置設計飛行器。
文檔編號B64D27/00GK201268400SQ20082003010
公開日2009年7月8日 申請日期2008年8月28日 優(yōu)先權(quán)日2008年8月28日
發(fā)明者崔順利 申請人:崔順利