刨刀形翼型与飞机、空天飞机
阅读：643发布：2020-11-13
专利汇可以提供刨刀形翼型与飞机、空天飞机专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且依据气体 动能 学的启示，本 发明 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。，下面是刨刀形翼型与飞机、空天飞机专利的具体信息内容。
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。
2.根据权利要求1所述，其特征是：该翼型前缘的纯阻力、上翼面的降力只有以往对应的各种隆起翼型的90％～0％。
3.根据权利要求1～2所述，增加下翼面的升力，提高升阻比的措施，其特征是：从前缘开始至后缘，在下翼面的外侧设置逐渐加宽的下侧翼，减少或避免压缩空气向外侧逃逸。
4.根据权利要求1～3所述，增加上翼面的升力，减少下洗气流的诱导阻力、提高升阻比的措施，其特征是：在机翼外侧设置上侧翼，其上缘从前顶面开始，与前顶面平行或逐渐升高延伸一段距离之后再逐渐降低直至后缘，上侧翼内侧与上翼面圆滑交接，以利于通过引射作用带走更多的进入上表面的气流、增加下翼面气流进入上翼面的距离。
5.根据权利要求1～4所述，增加上翼面升力的措施，其特征是：在前顶面之后有一个低于前顶面的陡坎或引射槽，利用引射作用增加上翼面的升力。
6.根据权利要求1～5所述，增加刚度、减少重量、增加升阻比的措施，其特征是：对应以往所有的亚音速、跨音速、超音速机翼，其后掠角度都比它们小，或是完全平直的。
7.根据权利要求1～6所述，不增加冲压阻力、提高升阻比的措施，其特征是：当飞机平飞时，下翼面的后部圆滑的上翘至后缘，或先转为水平然后再圆滑的上翘至后缘，使下翼面的压缩空气得到膨胀，在后缘与上翼面的气流较平稳的汇合，减少后缘气流的紊乱及可能产生的阻力。
8.根据权利要求1～7所述，翼身合一的飞机和空天飞机，其特征是：其总体轮廓的俯视或仰视图呈矩形，其前后部的外廓轮廓便于多级空天飞机的衔接。
9.根据权利要求1～8所述，多级或单级空天飞机，提高运载效率的措施，其特征是：
用牵引飞机牵引的空天飞机，达到牵引飞机的极限之后，点燃空天飞机的火箭发动机、脱离牵引，以小坡度爬升，直至飞出大气层。
10.根据权利要求1～9所述，减轻空天飞机的结构重量，提高运载效率，提高可靠性和安全系数的措施，其特征是：所用的牵引飞机和空天飞机是水上起降的。
11.根据权利要求1～10所述，如果采用2级或多级空天飞机，减少高轨道运载器或空天飞机的负荷、更经济的运行方式，其特征是：把失重实验、失重生产和太空旅游等项目放在末前级。
12.根据权利要求1～11所述，空天飞机小角度再入大气层、避免内部过热以及蒙皮过热的方法，其特征是：用冰和降温。
13.根据权利要求1～12所述，空天飞机再入大气层的时间过长、少用绝热瓦的方法，其特征是：利用反向喷射水蒸气和装有绝热瓦的减速板减速。
刨刀形翼型与飞机、空天飞机
[0001] 本发明涉及机翼、飞机、空天飞机等。
[0002] 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。
[0004] 本发明的目的是：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。 [0005] 本发明的目的是这样实现的：
[0006] 气体动能学表达了冲压压力是升力、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——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。 [0007] 以下对本发明给予详细的说明：
[0008] 以往翼型的上翼面都有显著的隆起，超临界翼型隆起较少，它们都是隆起机翼。 [0009] 参照图1、隆起机翼，设飞机水平、直线、最经济的巡航飞行。
[0010] 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。 [0011] 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。
[0012] 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。
[0013] 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。
[0014] 3-3是后缘。
[0015] 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′。
[0016] 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：
[0018] 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-cosα′产生降力和阻力。
[0019] 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-cosα′产生升力和阻力。
[0020] 机尾下方的α′为IV象限，该区域的负压力与cosα′产生降力和阻力。 [0021] α′＝0(0°)、α′＝π(180°)、sinα′＝0，作用力为0。
[0022] cosα′＝0，正压力全部转变阻力——纯阻力。
[0023] cosα′＝0，负压力全部转变为纯阻力。
[0024] 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。
[0027] 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。
[0028] 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。
[0029] 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。
[0030] 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。
[0031] 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。
[0032] 翼龙、蝙蝠、蜻蜒的翅膀与薄板的形状最接近。
[0033] 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。
[0034] 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。 [0035] 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。
[0036] 刨刀形翼型与飞机
[0037] 参照图2、实线部分
[0038] 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，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，称前顶面的投影为顶线。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。
[0039] 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。
[0040] 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。
[0041] 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。
[0042] 参照图2、虚线部分
[0043] 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：
[0044] 10°≥|α|≥0°(或180°≥α≥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。
[0045] 下面计算请参考附录中的公式：
[0046] 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|≈6°，速度V≈7,000m/s，冲压温升ΔT≈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。这样的姿态可以使SR-71、米格25使用铝合金做蒙皮；如果在空天飞机的蒙皮内使用一些绝热和蒸发冷却措施，只需在前缘使用少量陶瓷，其余部分可以使用钛合金，而不必披覆绝热瓦。
[0047] 在低空，以往机翼的升力主要由上翼面提供，大约占总升力的80～60％，下翼面占20～40％。
[0048] 但在0.1～0.01大气压的高空，上翼面的升力降为低空的8～0.6％，下翼面的升力下降幅度小，而且随着速度的增加而急剧增加。
[0049] a、参照图4，从前缘下方开始，出现了一层被压缩至极限的空气，称为极限压缩层，设顶线与后缘的高差为Δh，极限压缩层的厚度 极限压缩层以下是次生压缩层，次生压缩层对极限压缩层会产生约束作用，限制其膨胀，速度越快次生压缩层越薄，乃至消失。极限压缩层、次生压缩层会从侧面逃逸、产生涡流，这将增加阻力、降低对压缩空气的利用。为了减少或消除压缩空气的逃逸，从机翼前部下方的外侧开始，设置逐渐加宽的下侧翼6，使极限压缩层、次生压缩层成为气垫，失去压迫时极限压缩层需要经过一段时间来膨胀，飞行速度越快，膨胀过程中拖延的距离就越长，依靠剩余压力或反作用力的原理(动量p＝m.V)，可以在下表面α＝0或α→0的区域继续产生升力，既不增加前方的冲压阻力，又可以减少诱导阻力，该区域的长度应该仔细选择；如果速度较低，极限压缩层、次生压缩层非常厚，受宽度的限制，下侧翼只能约束一部分压缩层；高超音速时极限压缩层很薄，不宽的侧翼就可以避免其逃逸，使下表面的升力大幅度增加、升阻比提高，在空气极其稀薄的高空，实现过去无法实现的飞行。
[0050] b、参照图3实线部分，如果上翼面获得的负压升力不够大，可以使前顶面1-2之后下降，构成一个陡坎4，利用1-2处掠过的高速气流，对陡坎后的空气产生引射，为了提高引射作用，可以使陡坎呈圆弧形，以利于坎下的气流回旋，于是把坎改称为引射槽4，4的上缘与1-2持平、交会，下缘与其后的上翼面交会，产生的负压升力可能比隆起机翼更大。4的上缘与下缘的高差或落差取决于对飞行速度的要求，高速落差小，低速落差大。 [0051] c、参照图3虚线部分，在机翼上表面的外侧设置上侧翼5，5的顶部先与前顶 面平行或以较小的角度逐渐变高，延伸一段距离至6之后再逐渐降低至7，上侧翼内侧的下部与机翼上表面用圆弧交接，使气流沿圆弧顺利上升，被上侧翼边缘6-7外部掠过的高速气流带走——这也是引射，同时5增加了下翼面气流旋入上表面的路程、减少了下洗气流的流量和流速，达到减少诱导阻力、增加上表面的负压升力的目的。
[0052] d、只有接近音速时才会在一条非常狭窄的区域出现激波，以及较轻的冲压震颤，无论是高速还是低速，无需后掠也可以消除前述3种形变的震颤，通过合理分布机翼的阻力、负载等措施，各种震颤还可以再度减少。所以刨刀形机翼的俯视图最好选择矩形结构，这样从翼根到翼梢都采用相同的剖面，成为平直机翼，高、低速机翼的形态差别主要在于展弦比以及落差的大小。下翼面气流分布比较均匀，几乎没有气流向翼梢汇聚的现象，再加上上侧翼5、下侧翼6的作用，基本消除了诱导阻力。此外这种机翼的容积大、刚度大、重量轻，构造简单、成本低。
[0053] e、使后缘圆滑的上翘，或在后缘之前先使翼面转为水平，再圆滑的上翘，下翼面的压缩空气膨胀之后，在后缘与上翼面的气流较平稳的汇合，减少后缘气流的紊乱及可能产生的阻力，可以在不增加推力的前提下提高速度。
[0054] 结合a、b、c、d、e五项措施，在掠海面、地面飞行时，地面效应显著增强，可以极大的增加负载。
[0055] 陆基或舰载机起降时，下侧翼必须折叠，水上飞机就不存在这个问题。 [0056] 机身的阻力约占总推力的30％～60％，座舱或扩大视界的结构使冲压压力在机头上方产生的降力大于其下方的升力，在很多的飞机中，机尾下方背压压力产生的降力大于机尾上方的升力(此效应可以增加赛车后轮与地面的附着力)。采用尖锐的机头和机尾，把机身的阻力减少到占总推力10～30％以下是值得的，或是采用刨刀形机头、机尾，使机身的阻力转变为升力。
[0057] 参照图4、
[0058] 翼身合一的刨刀形飞机或地效飞机
[0059] 本图中1～6的功能和图1～3中的1～6相对应，采用机翼、机身合一的矩形，产生升力的面积剧增。翼身合一后，前部升力大、可利用空间小，后部升力小、可利用空间大，除调整重心之外，可能需要在飞机后部设置调整升力的水平机翼，或采取后加载措施，以免飞机前部过度上仰。下侧翼6的尾部可以设置成下方向舵11。7前缘襟翼，8前缘副翼，9襟翼，10副翼。贴近水面或地面飞行时，升阻比更大。当做空天飞机时，12是用于减速的水蒸气反向喷管。
[0062] 空天飞机、航天飞机、火箭的推进效率：
[0063] 1、空天飞机：发动机的推力f，空天飞机的起飞质量m，重力加速度g，重力P＝mg，阻力系数或摩擦系数μk是升阻比的倒数，目前其水平大约在0.056～0.25之间，未来可能达到0.01。可以把飞机、空天飞机理解为在摩擦系数为μk的固体平面上滑动，爬升角α——飞行轨迹与水平面的夹角，当α很小时只需付出极小的推力即可抵消重力，例如可以小到0.01mg甚至更低，其余的推力全部可以用于加速，在大气层内用升力的增量爬升。 [0064] 设爬升角α→0而且α≥0，推力f＝1.02mg，忽略离心力的作用，如果升阻比可以达到50、阻力系数μk＝0.02：
[0065] 推进效率
[0066] 设爬升角α≈0，推力f＝1.02mg，如果升阻比只有10、阻力系数μk＝0.1： [0067] 推进效率仍然可以达到
[0068] 注：公式(17)也适用于飞机，α≈0，f＝μkP， 是水平飞行、经济巡航状态的特例。
[0069] 2、火箭、航天飞机垂直发射 带入公式(17)
[0070] 推 进 效 率
[0071] 发动机的推力f，发射装置的质量m，重力加速度g，重力P＝mg，k发射装置与迎面来流的阻力系数，发射装置与迎面来流的投影面积A， 请参考附录A公式(4)。
[0072] 推力f≤mg，推进效率η＝0
[0073] 推力f＝1.02mg，忽略阻力，推进效率
[0074] 对比前面的计算，使用相同的小推力，水平发射的效率的是垂直发射45倍！ [0075] 当然在增加推力之后，运载火箭、航天飞机的发射效率会有所增加，但由于航天飞机的阻力系数远远大于运载火箭，起飞推力大约是其重力的4倍，随着推进剂的消耗，推重比可能达到6～10，但极大的阻力把过载限制在3g，平均发射效率可 能小于50％。 [0076] 飞机、空天飞机的爬升：
[0077] 使用航空发动机：起飞后，爬升的升力主要来源于水平速度的增量，在高空，不能提供更大的速度时，飞机达到其升限。
[0078] 使用火箭发动机：推力不随高度增加而下降，即使在非常稀薄的空气中，速度的增量仍然可以产生升力，又由于离心力逐渐增加使重力减少，没有升限的限制，所以空天飞机是飞出大气层的。
[0079] 空天飞机沿水平面加速飞行可以获得最高的推进效率，如果不考虑穿越时间，只要升阻比足够大，推重比可以小于1，但长时间、高速度的穿过大气，会过热、烧毁，或与岛屿、船舶、飞鸟碰撞。小型空天飞机(净载荷20吨以内)可以采用陆基起降。大型空天飞机(100～1,000吨)最好采用水上起降，以简化起落装置、折叠机构、降低重量，为了减少由喷射速度、推力不匹配产生的损耗，进一步提高效率，先由船舶牵引，再由飞机牵引升空，达到飞机的升限后，点燃空天飞机的火箭发动机、脱离牵引。
[0080] 爬升所需的势能只是动能(速度)的副产品，这不但可以减小推重比，而且效率高。所需推进剂可能不到美国航天飞机的1/2，省掉船舶牵引，损耗也不太大。 [0081] 除进出地球大气层之外，还可以用于木星和土星大气层的取样、在地球与土卫6之间往返。土卫6大气的密度是地球的5倍，重力比地球小得多，如果能够找到甲烷湖泊，不但便于起降，还可以就地汲取返程的燃料。
[0082] 新型空天飞机的优点：
[0083] 1、无需变轨调整即可获得偏心率极低的圆形轨道，偏心率可能小于10米。 [0084] 2、比民航客机还要安全：只要具有优良的滑翔能力，在起飞、爬升阶段出现发动机熄火或其它意外，依靠无动力滑翔可以很好的控制飞行方向，在适合的海洋、湖泊、河流降落，和专用机场相比，可供选择的余地增加。在重返大气层阶段，如果气候条件不理想，可以远距离转移降落，北半球条件不好转移到南半球，东半球条件不好转移到西半球。 [0085] 3、刨刀形翼型及翼身合一的轮廓便于多级空天飞机的前后衔接，如果采用2级，第一级在低轨道环绕地球几天后返回，可以开展失重实验、探测和生产，获得混合非常均匀的合金、半导体、生物制品，搭载乘客作太空旅游；第二级作为高轨道运载器或太空飞船。太空飞船返回时以小角度再入，进入大气层后环绕地球数周后降落，为了避免长时间加热造成飞船内部温度太高，可以在太空制冰，2000kg、173K的冰，在10小时内能够持续吸收32kw的低温和100kw的中高温热流量，利用翼面敷设的冷却管内的水，生成高压水蒸气，反向喷射水蒸汽减速，利用装有绝热瓦的减速板减速。
[0086] 4、由于飞行平稳，易于掌握飞行姿态，各级空天飞机放弃爆炸螺栓，改用不产生太空垃圾的其它连接装置。
[0087] 5、尽量减少各级空天飞机发动机的数目，以便增加喷管的面积比、提高发动机的效率。各级发动机的起始推力可以减小到0.5～2mg，随着推进剂的消耗，最大过载不超过3g。
[0088] 6、建立星际旅行中继站以及中继站位置的选择：
[0089] 人类要在地球与火星或土卫6之间往返，要携带成千上万吨器材、物资，必须建立中继站来组合、集结这些器材和物资。
[0090] 曾经有在月球建立中继站的设想，这个设想并不理想，因为月球的引力也比较大。在绕地或绕月轨道，建立几万至上百万吨的中继站比较理想，因为其引力非常微小。 [0091] 7、如果人类能够繁衍数亿年，在太阳变成红巨星之前，可以先移居火星，再移居土卫6.................。
[0094] 中国 北京 王一况
[0095] 摘要 飞行器的升力、阻力、超音速音障，陨石的烧蚀，风扇、涡轮机的工作，这些问题的本质，是气体的能量转化，不是流体力学；所有飞行器的飞行都符合气体动能学，包括符合空气动力学的固定翼飞机，不符合空气动力学的直升机、旋翼机、蜻蜒。在气体的动能和内能之间建立数学模式，可以精确预计超音速激波、冲压发动机的工况、喷管的喷射速度、飞行器的功率，避免过度依赖风洞实验和飞行实验，安全高效的运载航天器。 [0096] 关键词 冲压温度 冲压压强 冲压压缩比 冲压功率 云的凝 [0097] 聚力 纺锤体 水汽和热能的富集 气旋的热泵效应
[0098] A、推导及飞行
[0099] 假设飞行体是一个平板，使它的平面垂直于前进方向水平飞行。考察平板中心一块面积极小的区域A内的驻点：
[0100] 迎面来流空气的初始动能：
[0101] 迎面来流空气的质量m(kg)，速度V1(m/s)
[0102] 迎面来流剩余的动能：
[0103] 失速后空气与飞行体的相对速度V2(m/s)，失速空气的质量m(kg)。 [0104] 空气动能的改变量：ΔE＝E1-E2
[0105] 迎面来流发生了绝热压缩，气体内能的增量为：ΔQ＝m·cv(T2-T1) [0106] 空气的初始温度T1(k)，失速后空气的温度T2(k)，质量m(kg)，比热cv[kJ/kg·k＝(103kg·m2/s2)/kg·k]
[0107] 根据能量守恒定律：ΔE＝ΔQ
[0108]
[0109] 冲压温度：
[0110] 冲压温升：
[0111] 冲压压缩比： 空气的初始体积v1，失速后空气的体积v2，空气的绝热指数γ。
[0112] 冲压压强： 环境大气压强2 2
p1(N/cm)、(kN/m)。
p1(N/cm)、(kN/m)。
[0113] 冲压压力： 迎面面积A(m2)，背面压强p′1；v1→0，p′1→p1；p1≥p′1≥0。
[0114] 冲压功率： J/s＝W
[0115] 2、假设平板非常薄，迎角是α。考察平板最前方一个非常窄的区域A，迎面来流直接接触平板，迎面来流将偏转α度，有这样的规律：
[0116] V2＝cosα·V1 (6)
[0117] 把(6)代入(1)～(5)：
[0118] 冲压温升：
[0119] 冲压温度：
[0120] 冲压压缩比：
[0121] 冲压压强：
[0122] 冲压压力：
[0123] 冲压压力可以分解为左右方向的偏转力，铝直方向的升力和降力，此处冲压压力F分解为升力F1和阻力F2。
[0124] 升力：
[0125] 阻力：
[0126] 升力与冲压压力之比：k1＝F1/F＝cosα (14)
[0127] 升阻比：k2＝F1/F2＝ctgα (15)
[0128] 阻力与冲压压力之比：k3＝F2/F＝sinα (16)
[0129] 冲压功率： J/s＝W
[0130] 从区域A开始，平板的表面出现了像传送带那样的、逐渐变厚的极限压缩层，极限压缩层的厚度与速度V1、平板与飞行方向垂直的高度有关，区域A以下，迎面来流只能接触到极限压缩层，可能会有以下现象：
[0131] 1、迎面来流与“传送带”之间的迎角加大，似乎应该对迎面来流产生更大的作用力，但传送带是向斜下方流动的，迎面来流的失速反而减少，升阻比可能会加大。 [0132] 2、极限压缩层被迎面来流束缚，不能任意膨胀。
[0133] 3、极限压缩层以下是次生压缩层，随着速度的增加，极限压缩层、次生压缩层减薄。…………………………………………………
[0134] 没有找到计算背压或负压的方法，只知道任何面积大于0的物体的背面都可以产生负压....................。利用前面的推导方法，可能有助于计算负压升力的数值。本来负压差的最大值总是小于正压差的最大值，但目前的技术对负压的利用远远大于正压。 [0135] 背压的升力：
[0136] 负压的平均压强 A负压作用的面积。
[0137] 背压的阻力：
[0138] 空气在机翼下方被压缩，只利用了一部分能量，压缩空气流过机翼后沿之后要膨胀，产生扰动和噪声，这是能量没有得到充分利用的表现。如果在机翼下方的后沿，沿水平方向伸展，尾流在这一区域膨胀，根据公式(3)可以推导出膨胀速度，按照动量公式p＝m·V，尾流的膨胀可以在水平机翼上产生反作用力——升力，这种升力不消耗飞行功率，水平机翼的弦长与飞行速度有关，高速长、低速短。为了避免空气从侧面逃逸，在下外侧方应该有肋刀。
[0139] 上述理论同样适用于螺旋桨、风扇等。
[0140] 美国的航天飞机采用钝形机首和隆起机翼，它们具有优良的制动性能，但会使空气发生巨大的压缩，不得不使用绝热瓦，机翼的升阻比小、滑翔能力差、下降速度快，重力势能在短时间内转变为大量的动能和热能，无法实现低速降落。
[0141] 未来的飞机应该具备极其优良的滑翔能力，在耗能相等的前提下，它们的运载能力、飞行距离、飞行高度和飞行速度是现有飞机的数倍。可能出现这样的飞机： [0142] 用牵引机帮助起飞，高于云层之后脱离牵引机，利用太阳能获得电力，逐步加速、升高，当速度与音速接近时，自东向西追逐太阳飞行，可以跨越大洋。
[0143] B、气象现象以及验证
[0145] a、龙卷风
[0146] 根据测量记录，美国科学家曾预言：一次超级龙卷风将摧毁俄克拉荷马城，风速 超过300英里/小时，气旋与当地大气的压强差为150百帕。
[0147] 1、验证：假定当地气压P1＝101,300Pa、气温T2＝300K，风力较小。 [0148] 已知：V1＝0，T2＝300K，附近地面和龙卷中心气压分别为P1＝101,300Pa、P2＝86,300Pa
[0149] 求：龙卷风的最大风速V2
[0150] 解：代入公式(4) V2≈138.13m/s
[0151] 即压强差为150百帕时最大风速约等于309英里/小时。
[0152] 根据这个计算，我们可以解释龙卷的成因了：在大尺度范围内，除地球的重力之外，积雨云团内处于悬浮状态的水滴、冰晶之间的万有引力仅次于月球、太阳，水滴、冰晶和水蒸气中的H2O处于相互交换的亲和状态，产生了凝聚力，云表面就像一层棉被使其可以长时间聚而不散，阻止空气的任意侵入。但在小尺度范围内，也许这些水滴、冰晶带有同性电荷相互排斥，或是缺乏冷凝条件，不能凝聚成雨滴或雪花。云团的浮力不足以阻挡其下沉的趋势，但阻力使它不会迅速下沉，从而可以长距离的漂浮。当阳光加热了云团的顶部、底部又遇到了低密度的空气，使顶部上升、底部下沉，本来云团可以收缩水平尺度，但由于惯性作用来不及收缩，于是云团像手风琴的风箱那样拉伸，云团内部出现了负压，有了吸收空气进入的趋势，因为云顶空气密度小、云底空气密度大，从云底容易吸入空气，一旦气流进入并且发生旋转，离心力使这些气流形成了形似纺锤的旋转体，旋转体壁会阻止云团内部气体的随意进入，并以以正反馈的形式促进云团在水平方向上增大，使重力势能得以释放，旋转体成为高效率的制冷机、热泵和筛选机，其内部降压、降温，外壳增压、增温，那些转动惯量大的物质，像温度低、密度大的气体以及冰晶、水滴等被筛选到旋转体的轴线上，产生了冰雹，而转动惯量小的低密度的气体等物质被抛往外壳盘旋上升，云顶被加热而迅速升高，云底被冷却而迅速下降，加快了释放重力势能的速度，在雷达回波上出现了所谓的“强对流”。许多旋转体可以先后或同时出现，无论是否出现龙卷，旋转体与云团周围的压差并不大。如果云团的底部比较低，在旋转体旋转轴下出现伸出于云外的、末端呈尖角状的吸管，一旦尖角接触地面、进气口被封闭，吸入空气的流量、转动惯量骤减，吸管立即增加转速、扩大直径来接纳持续传来的转动动能，吸管内气流的惯性动能使风速和压力差急剧扩大，其压差是旋转体内外压差的许多倍，直至吸管内气流的惯性动能消耗殆尽。龙卷与水锤效应非常相似，它是气锤效应。
[0153] 把V2≈138.13m/s带入公式2：Δt≈13.43K，只利用了13.43K的温差就产生了150百帕的压差。由于实际温差可能超过20K，如果云团更厚，可能会产生更强的龙卷风。 [0154] 2、推算木星液氢海洋表面的平均温度：据说木星大红斑风速大于400英里/小时，然而这仅仅是大红斑顶部流出层的速度，该区域的云层远远高出其它区域的云层，它是被大红斑下部的风力推出的，而且氢气云层中携带了大量密度远大于氢气的不明物质，必然还要消耗大量的动能，所以在较低的流入层风速应该更高，假定大红斑最高风速为600英
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里/小时，木星表面云层温度为-148C ＝125K，求木星大红斑底部液氢海洋表面的平均温度。
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里/小时，木星表面云层温度为-148C ＝125K，求木星大红斑底部液氢海洋表面的平均温度。
[0155] 已知：V1＝600英里/小时≈268m/s，t1＝273-150＝125K，cv≈10kJ/kg·K [0156] 求：大红斑底部海洋表面的平均温度t2＝？
[0157] 解：带入公式2，大红斑底部与顶部的平均温差Δt≈3.6K
[0158] t2＝t1+Δt＝125+3.6＝128.6K
[0159] 龙卷是云释放重力势能的产物。
[0160] b、冰雹
[0161] 如果云团在降雨之前曾经多次出现过纺锤体，云团中下部的平均温度已经降低，出现了一个持续时间长、体积发展到更大的纺锤体，纺锤体轴线下部吸入的气流阻止了小水滴、小冰雹的降落，使其在轴线积累变大成为冰雹，直到这些冰雹的重力大于风力才坠落到地面，于是它们往往分布在一条线上。
[0162] 所以冰雹是云释放重力势能的产物。
[0163] c、云的起电
[0164] 在海洋上无论云团有多么浓密，很少发生雷击，也很少出现垂直下降的冷风，因为这些云团产生的时间还太短，出现的纺锤体太少，还没有积累出足够多的电荷。但在大陆，积雨云经过长时间的漂移，众多的纺锤体孕育出大量的冰晶，不断的积累出很大的电荷能。 [0165] 所以云的起电是云释放重力势能的产物。
[0166] d、雷暴的冷风
[0167] 由于纺锤体已经把中下部的热量输送到云顶，纺锤体内部的气温要比原来的低，冰晶、冷水滴或冰雹会使其进一步冷却，纺锤体崩解之后就产生了垂直下降的冷风，雨水中有时会夹杂没有全部融化的冰雹。
[0168] 所以雷暴及其冷风是释放重力势能的产物。
[0170] 发展机制：如果热带海面出现垂直上升的气流，而且具备其他条件，其重力势能会转变为转动动能，生成热带气旋。
[0171] 每个气旋都是高效率的巨型制冷机或热泵，可以用气压差或温差来计算它的制冷系数。气旋中心、云墙底部，空气膨胀、降温，相当于制冷机的蒸发器，新蒸发的水蒸气温度等于该处气压之下的蒸发温度，它低于海水的温度，要从海水中吸热，出现过热现象；在云墙中部产生了压缩，相当于制冷机的冷凝器，它增温、放热。
[0172] 在气旋中心，风速不高，在加速旋转的过程中，密度低、转动惯量小的水蒸气被富集到云墙，转动惯量大的干燥空气被留在气旋中心；在云墙外围也有类似现象，空气远道而来，起初其各种组分的速度没有差别，但在接近气旋加速旋转的过程中，高密度的干燥空气被离心力排挤在云墙之外，低密度的水蒸气被富集到云墙，但云墙外侧的富集作用可能不如云墙内侧，于是在云墙产生了超饱和水蒸气，其含水量是普通饱和水蒸气的数倍。在云墙内侧，过量的水蒸气使水汽分压增加，从流入层就开始压缩、增温、凝结。云墙的浮力随着高度的增加逐渐减少，从某一高度开始，上部的云体是被下部的云体推举上升的，此处水蒸气也被压缩升温，这些也是产生台风暖心的根源。
[0173] 所以台风增暖的主要根源是气旋的热泵效应。
[0174] 人工诱发气旋：在海洋积累的热量还不太大时，在相应海域分时段、分区域的诱发热带气旋，既可以增加降雨又可以避免出现强台风、飓风。
[0175] 1、在风向、风力适宜的海域，用几十艘船沿圆周方向行进，整个圆周的行进与风 速、风向吻合，每条船都向上前方45度扇风，可能诱发气旋。
[0177] 可以利用公式来计算气旋的风力、压差与功率，因为富含水蒸气，绝热指数和定容比热需要加大。
[0178] 消除龙卷：像驱逐冰雹那样实施催雨。
[0179] 撒播催雨剂之后，雨滴释放出大量的冷凝热，满足了云团扩大体积、释放重力势能的需要，纺锤体消失。
[0180] 气候变暖以及对策：除人类的活动、CO2的增加、太阳与地球的周期性变化之外，赤道地区大气中充满了大量的干水蒸气或称过热水蒸气，中低层空气密度降低、中高层逆温层异常增厚，海面上空对水蒸气的浮力下降，水汽上升减少，送往低纬度地区的水汽通道受阻，云系数目减少，含水量特别高的云系经常盘踞在高纬度地区，导致此地接连出现暴雨，含水量少的逆温层——副热带高压经常在中低纬度下沉，导致该区域干旱、酷热。 [0181] 2007年底至2008年春，我国南方海域持续低温，华南出现冻雨，使中低纬度区域空气密度增大，2008年4月出现了这些现象：
[0182] 1、逆温层下沉气流被送往高纬度地区，5～7月中国东北地区出现副热带高压。 [0183] 2、近赤道区域水蒸气浮力增大，导致第一个气旋“浣熊”极早出现，而且只经过很短的路程就发展成强台风。
[0184] 3、至2008年9月，亚洲大陆的总降水量增加，但分布比较均匀。 [0185] 人工诱发大量的热带气旋，可以遮挡更多的阳光、向宇宙释放更多的热量，增加降水量、较均匀的分布降雨，恢复中低层空气的正常密度和逆温层的正常厚度，就可以降低全球气温。
[0186] h、实验验证
[0187]
[0188] 参照图5、一根管子管壁非常薄、两端全部开启，管子的长度L＝ab，向左飞行，其轴线与前进方向平行，突然在管子的末端接上一个锥型排气口c。
[0189] 1、进气口与锥型排气口面积之比a/c，如果是与飞行速度V1相应的压缩比，在管子末端出现了对应于该速度的极限压缩层bc，进气口a存在一个与大气压相等的等压面，从这个等压面至极限压缩层之间存在一个渐变压缩层ab，空气的速度逐步下降、压强逐步增加，在b～c区域空气的速度下降到最小值V2，空气的压强和压缩比达到极大值，在管子的各个部位测量其瞬间压强和速度，其数值将符合：E1＝E2+ΔE
[0190] 2、如果飞行速度V1增加，极限压缩层bc、渐变压缩层ab将退缩、减薄，管子的长度可以缩短。当飞行速度大于某一限度，可能是音速(未经实验)，渐变压缩层将消失。.....
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