本发明涉及一种中喷流升空托举装置及基于中喷流升空托举装置的飞行器，属于航空飞行器技术领域。
背景技术：
直升飞机通过高速旋转的旋浆，将空气自上向下推动，在向下喷射气流的反作用下，将直升飞机提升升空。其不足在于，旋浆直径必须足够大、向下喷射的气流在机身顶部位会产生相互低销的降效负作用。因此，现有技术的旋浆式直升飞机有效载荷舱较小、能源效率低。
为克服旋浆直升飞机可见旋浆直径大、能源效率低下的不足。历年来相继出现了多种结构碟状飞行器。这些碟状飞行器，主要基于两种技术方案：
其一是在呈圆弧形的碟状飞行器的顶部设置旋浆或涵道风扇，自上而下的将高速气流从飞行器的顶部向下喷射，基于康达效应高速气流沿弧形向碟状飞行的的边沿向下喷射，并从碟状飞行器的边沿向下部集中形成锥状向下喷射。
其二是在碟状飞行器的中心设置旋浆或涡喷发动机，通过碟状飞行器结构中设置径向通道，将旋浆或涡喷发动机自上吸收的气流，通过内通道推向碟状飞行物的边沿，高速气流从碟状飞行器的边沿向下喷射。
上述两种现有技术的共同缺点在于，碟状飞行器的下部因向中间集中的向下喷射气流的封闭作用，在飞行器的底部产生紊乱的气流，与顶部高速喷射气流的之间不能产生足够的压强差，因而不能产生足够的向上升空的举升力。并且，向顶部喷射的高速气流，应顶部的阻力作用而大大削减了产生升力的作用。
技术实现要素：
本发明目的是提供没有机身抵消作用的直升飞机飞行模式、并能在飞行器的上表面和下表面之间产生较大压强差、具有放大举升力的一种中喷流升空托举装置及基于中喷流升空托举装置的飞行器。
为实现上述技术目的，本发明采用的技术方案如下：
一种飞行器的中喷流升空托举装置，包括马达、扇叶、托举盘、整流盘，其托举盘呈中空”y”形状旋转体，展开的上表面a呈向上的喇叭口状，中心为自上而下的下喷流通道；所述下喷流通道内通过支架a装配马达，马达的轴上装配扇叶；所述的下喷流通道、支架a、马达和扇叶组成自上吸气并向下喷流的涵道风扇。
本发明在所述托举盘的上表面a的喇叭口上通过支架b装配有整流罩，所述整流罩为中间上下贯通、开口向上的喇叭状，喇叭状整流罩中间自上而下的通道上喷流通道，整流罩的下表面b与托举盘的上表面a之间的中空喇叭通道构成中间吸流通道。
本发明的另一种飞行器的中喷流升空托举装置，包括马达、扇叶、托举盘、整流罩，其托举盘呈中空“y”形旋转体状，展开的上表面a呈向上的喇叭口状，中心为自上而下的下喷流通道；上表面a喇叭口上通过支架b装配有整流罩，所述整流罩为中间上下贯通、开口向上的喇叭状，喇叭状整流罩的下开口为上喷流通道，整流罩的下表面b与托举盘的上表面a之间的中空喇叭通道构成中间吸流通道；整流罩的上喷流通道的上通过支架a装配马达，马达的轴上装配扇叶；所述的上喷流通道、支架a、马达和扇叶组成自上吸气并向下喷流的涵道风扇。
本发明的中喷流升空托举装置，其下喷流通道的下口内径d1与托举盘的最大外径d2的比例范围为1∶1.2-5；下喷流通道的下口内径d1与托举盘的高度h的比例范围为1∶0.5-3.5。
本发明所述的飞行器的中喷流升空托举装置，可以将其下喷流通道内装配的马达和扇叶改为涡喷发动机或涡扇发动机。
本发明中喷流升空托举装置另一种方案是，将其所述的上喷流通道内的马达和扇叶改为涡喷发动机或涡扇发动机。
一种基于中喷流升空托举装置的飞行器，用8台中喷流升空托举装置水平环状分布组成，相邻中喷流升空托举装置的托举盘的上喇叭口环状相连，托举盘的内侧沿弧形向上径向延伸至中心相连组成飞行器的封闭顶；所述中喷流升空托举装置的下喷流通道垂直向下，连接成一体的托举盘的封闭顶的下面有主机舱，主机舱的外侧与中喷流升空托举装置托举盘的下表面通过支架c连接。
本发明基于中喷流升空托举装置的飞行器，链接主机舱和下喷流通道的支架下沿有嵌入线缆或者油管的槽，线缆或和油管贯穿主机舱和马达或和涡喷/涡扇发动机(附图未示出)。
本发明中喷流升空托举装置的原理是，当马达驱动的扇叶或涡喷发动机工作时，装置或飞行器上部的空气被自上而下推动，对整流罩而言，其上表面b的气流速度远大于下表面b，依伯努利方程计算原理，可知整流罩将产生举升力；对整流罩和托举盘之间的吸流伞的气流速度远大于托举盘下表面a，同样依伯努利方程计算原理，可知托举盘也将产生举升力；加之马达驱动的扇叶或涡喷发动机推动气流高速向下喷射气流产生的反作用力，共同举升飞行器向上升空。因此，根据本发明设计的飞行器，比现有技术的直升飞机或旋翼飞行器，具有更强的升空能力和更高的能源效率。
本发明由于上述设计所具有的优点是：
不仅具有现有技术直升飞机的举升力，托举盘及整流罩更有放大举升力的作用；马达驱动的扇叶或涡喷发动机向下推动喷射的高速气流，没有飞行器机身的低销负作用；因此本发明的能源效率较现有技术更高，尤其适于制造需要长时间空中悬停的飞行平台。
附图说明
本发明可以通过附图给出的非限定性实施例进一步说明；
图1为本发明扇叶或涡喷发动机设置在下喷流通道的结构示意图；
图2为本发明扇叶或涡喷发动机设置在上喷流通道的结构示意图。
图3为本发明一种基于中喷流升空托举装置的飞行器的正侧视结构示意图。
图4为本发明一种基于中喷流升空托举装置的飞行器的斜角仰视结构示意图。
具体实施方式
为了使本领域的技术人员可以更好地理解本发明，下面结合附图和实施例对本发明技术方案进一步说明。
实施例1
如附图1，图中的一种中喷流升空托举装置，包括马达1、扇叶3、托举盘5、整流盘6，其托举盘5呈中空”y”形状旋转体，展开的上表面a5a呈开口向上的喇叭状，中心为自上而下的下喷流通道5c；所述下喷流通道5c内通过支架a2装配马达1，马达1的轴上装配扇叶3；在所述托举盘5的上表面a5a喇叭口上通过支架b4装配有整流罩6，所述整流罩6为中间上下贯通、开口向上的喇叭状，喇叭状整流罩6的下开口为上喷流通道6c，整流罩6的下表面b6b与托举盘5的上表面a5a之间的中空碟状通道构成吸流伞56。
本实施例下喷流通道5c、支架a2、马达1和扇叶3组成自上吸气并向下喷流的涵道风扇。
本实施例中，托举盘5上口直径800mm，下喷流通道5c直径250mm，高度500mm；整流罩6上口直径350mm，上喷流通道6c直径150mm，高度200mm。
本实施例中，马达1为转速20000转/分市售无刷马达、扇叶3直径为240mm。
实施例2
如附图2，另一种中喷流升空托举装置，包括马达1、扇叶3、托举盘5、整流罩6，其托举盘5呈中空“y”形旋转体状，展开的上表面a5a呈向上的喇叭口状，中心为自上而下的下喷流通道5c；上表面a5a喇叭口上通过支架b4装配有整流罩6，所述整流罩6为中间上下贯通、开口向上的喇叭状，喇叭状整流罩6的下开口为上喷流通道6c，整流罩6的下表面b6b与托举盘5的上表面a5a之间的中空喇叭通道构成中间吸流通道56；整流罩6的上喷流通道6c的上通过支架a2装配马达1，马达1的轴上装配扇叶3；所述的上喷流通道6c、支架a2、马达1和扇叶3组成自上吸气并向下喷流的涵道风扇。
实施例3
如附图1-2所示，中喷流升空托举装置的下喷流通道5c的下口内径d1与托举盘5的最大外径d2的比例范围为1∶4.5；下喷流通道5c的下口内径d1与托举盘5的高度h的比例范围为1∶1.3。
实施例4
如附图1所示，一种中喷流升空托举装置，其下喷流通道5c内装配涡喷发动机。本实施例中，驱动设备为市售、推力为5公斤，以航空煤油为燃料的涡喷发动机。
实施例5
一种中喷流升空托举装置，其下喷流通道5c内装配涡扇发动机(附图未示出)。
实施例6
一种中喷流升空托举装置，其上喷流通道6c内装配涡喷发动机(附图未示出)。
实施例7
如图3、图4所示，一种基于中喷流升空托举装置的飞行器，由8台中喷流升空托举装置组成，其8台中喷流升空托举装置水平环状分布，相邻中喷流升空托举装置的托举盘5的上喇叭口环状相连，相邻托举盘5内侧沿弧形向上径向延伸至中心、相连组成飞行器的封闭顶9；所述中喷流升空托举装置的下喷流通道5c垂直向下，连接成一体的托举盘5的封闭顶9的下面有主机舱7，主机舱7的外侧与中喷流升空托举装置托举盘5的下表面5b通过支架c8连接。
本实施例中，扇叶直径为480mm，匹配驱动马达功率为300w，合计功率为2.4kw，驱动器及无刷马达为市售；整机最大外径1400mm，下喷流通道5c直径500mm。
本发明基于中喷流升空托举装置的飞行器，中喷流升空托举装置的分布亦可设计为三角形或长方形结构。
本发明仅对一种中喷流升空托举装置基于中喷流升空托举装置的飞行器，涉及的空气动力学结构进行了介绍，未对升空托举装置或飞行器的驱动、控制系统等内容进行描述。本发明涉及的电驱动马达及其扇叶或涡喷涡扇发动机、飞行器平衡结构及控制系统等可以为公知技术。
具体实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以对本发明进行若干改进和修饰，这些改进和修饰也属于本发明权利要求的保护范围内。
1.一种中喷流升空托举装置，包括马达(1)、扇叶(3)、托举盘(5)、整流罩(6)，其特征在于托举盘(5)呈中空“y”形状旋转体，展开的上表面a(5a)呈开口向上的喇叭状，中心为自上而下的下喷流通道(5c)；所述下喷流通道(5c)内通过支架a(2)装配马达(1)，马达(1)的轴上装配扇叶(3)；所述的下喷流通道(5c)、支架a(2)、马达(1)和扇叶(3)组成自上吸气并向下喷流的涵道风扇。
2.权利要求1所述的中喷流升空托举装置，其特征在于所述托举盘(5)的上表面a(5a)的喇叭口上通过支架b(4)装配有整流罩(6)，所述整流罩(6)为中间上下贯通、开口向上的喇叭状，喇叭状整流罩(6)中间自上而下的通道上喷流通道(6c)，整流罩(6)的下表面b(6b)与托举盘(5)的上表面a(5a)之间的中空喇叭通道构成中间吸流通道(56)。
3.一种中喷流升空托举装置，包括马达(1)、扇叶(3)、托举盘(5)、整流罩(6)，其特征在于：托举盘(5)呈中空“y”形旋转体状，展开的上表面a(5a)呈向上的喇叭口状，中心为自上而下的下喷流通道(5c)；上表面a(5a)上通过支架b(4)装配有整流罩(6)，所述整流罩(6)为中间上下贯通、开口向上的喇叭状，喇叭状整流罩(6)的下开口为上喷流通道(6c)，整流罩(6)的下表面b(6b)与托举盘(5)的上表面a(5a)之间的中空喇叭通道构成中间吸流通道(56)；整流罩(6)的上喷流通道(6c)的上通过支架a(2)装配马达(1)，马达(1)的轴上装配扇叶(3)；所述的上喷流通道(6c)、支架a(2)、马达(1)和扇叶(3)组成自上吸气并向下喷流的涵道风扇。
4.权利要求1所述的中喷流升空托举装置，其特征在于下喷流通道(5c)的下口内径d1与托举盘(5)的最大外径d2的比例范围为1∶1.2-5；下喷流通道(5c)的下口内径d1与托举盘(5)的高度h的比例范围为1∶0.5-3.5。
5.权利要求1所述的中喷流升空托举装置，其特征在于所述的下喷流通道(5c)内装配涡喷发动机或涡扇发动机。
6.权利要求1所述的中喷流升空托举装置，其特征在于所述的上喷流通道(6c)内装配涡喷发动机或涡扇发动机。
7.一种基于中喷流升空托举装置的飞行器，由2台及2台以上中喷流升空托举装置组成，其特征在于所述飞行器由8台中喷流升空托举装置水平环状分布组成，相邻中喷流升空托举装置的托举盘(5)的上喇叭口环状相连，托举盘(5)的内侧沿弧形向上径向延伸至中心相连组成飞行器的封闭顶(9)；所述中喷流升空托举装置的下喷流通道(5c)垂直向下；连接成一体的托举盘(5)的封闭顶(9)的下面有主机舱(7)，主机舱(7)的外侧与中喷流升空托举装置托举盘(5)的下表面(5b)通过支架c(8)连接。
技术总结