專利名稱：讓飛機低碳飛行的翼梢引射器的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本實用新型涉及亞音速飛機空氣動力學(xué)領(lǐng)域的增升減阻科技，具體是旨在消除翼梢渦流，從而消除下洗，因而可大幅減小誘導(dǎo)阻力，讓飛機實現(xiàn)真正意義低碳飛行的翼梢引射器。
技術(shù)背景飛機飛行時，機翼上面的氣流流速快，壓強低，機翼下面的氣流速慢，壓強高，由此形成舉力，但機翼下表面和上表面之間的壓力差會在翼梢自行調(diào)整，因而產(chǎn)生一種翼梢渦流，并在翼后產(chǎn)生下洗，使機前來流向下產(chǎn)生偏轉(zhuǎn)效應(yīng)，其偏轉(zhuǎn)角度叫下洗角。這樣，各翼型剖面的當(dāng)?shù)厣Ψ较蛟谂c來流方向垂直的基礎(chǔ)上，不可避免要向后偏轉(zhuǎn)一個下洗角，從而使當(dāng)?shù)厣κ噶吭趤砹鞣较蛏袭a(chǎn)生一個阻力分量，這個阻力分量就是誘導(dǎo)阻力。經(jīng)實驗證明，該阻力約占飛機巡航總阻力的40%，實在不可小視。為了提高飛機飛行時的經(jīng)濟性即減 小人均百公里油耗指標(biāo)，西方航空強國通常采用增大機翼的展弦比，借以減小誘導(dǎo)阻力，并在實踐中，形成一種比例公式，即誘導(dǎo)阻力與升力成正比，而與展弦比成反比。這就是說，展弦比越大，誘導(dǎo)阻力越小。然而，翼展太長，為機場條件所不許可，于是工程師采用把翼梢折疊的辦法，形成一種時髦的翼梢小翼。這種小翼如同翼展的延長，等于增大了展弦比，證明可以減25%的誘導(dǎo)阻力。但從總的來看，西方的大展弦比機翼科技默認(rèn)翼梢渦流的不可消除，等于默認(rèn)該渦流的永久存在，默認(rèn)下洗的不可避免，默認(rèn)誘導(dǎo)阻力是升致阻力，是獲得升力時必須付出的代價，這阻礙了航空科技的發(fā)展。專利號為95100550. 2的“一種翼梢引射器”，以及專利號為200820065683. 9的“讓
飛機大幅節(jié)能減排的翼梢引射器”，前者結(jié)構(gòu)偏重，且前后兩者噴管(I)的進出口截面積比值不可調(diào)，只適用于巡航速度，這顯然是需要改進的。這兩項專利都是旨在消除翼梢渦流，從而消除下洗，大幅減小誘阻力，使飛機實現(xiàn)低碳巡航，雖然存在不足，卻跨出了可貴的探索的腳步，為最終成功積累了寶貴的經(jīng)驗。
發(fā)明內(nèi)容基于上述背景，本實用新型的目的是提供一種可使噴管(I)進出口截面積比值隨飛行馬赫數(shù)變化自動調(diào)節(jié)的翼梢引射器，因而該翼梢引射器可以在飛機的起飛升空加速到巡航以及降落的全過程，都能讓翼梢外由下向上翻卷的高壓氣流被吸入引射并排到翼尾，從而讓翼梢渦流還未形成便歸于消失，讓大部分誘導(dǎo)阻力化為升力，大大提高飛機的升力特性，使之實現(xiàn)真正意義的低碳巡航。為實現(xiàn)上述目的，本實用新型在飛機左右翼梢固接兼具吸氣管加氣體混合室功能的圓管，該圓管前緣內(nèi)壁與漸縮形噴管的進氣口外壁密封固接，其后緣內(nèi)壁則與漸擴形擴壓管出口外壁密封固接，噴管、吸氣管兼氣體混合室和擴壓管三管同心相連，且共處于同內(nèi)側(cè)機身中線平行的一條中線上，該中線剖面外側(cè)吸氣管兼氣體混合室管壁上，從前至后均布吸氣孔，除此之外，在噴管的中軸線位置設(shè)置呈流線型的面積比調(diào)控器。整個翼引射器的特征是，吸氣管與氣體混合室共構(gòu)，且該構(gòu)件的前端與漸縮形噴管的進氣口外壁密封固接，其尾端則與擴壓管的出口外壁密封固接，噴管的尾部噴口與擴壓管的進氣口同心相對，微微斷開，由此三管同心相連，共處在同內(nèi)側(cè)機身中線平行的一條中線上。在噴管的中軸線位置，設(shè)流線型的面積比調(diào)控器，該調(diào)控器可以根據(jù)飛行馬赫數(shù)的增減信號自動后退或前伸，使噴管的進出口截面面積比，以及與之對應(yīng)的氣流壓力比保持與飛行馬赫數(shù)的函關(guān)系；除此之外，該中軸線縱剖面外側(cè)吸吸氣管的管壁上，從前至后均布吸氣孔，由該孔進入管內(nèi)的圓環(huán)形空腔，從前至后對外部大氣連通。

下面，結(jié)合附圖和實例對本實用新型作進一步的說明圖I是本實用新型安裝在飛機翼梢的整體俯視平面圖圖2是本實用新型安裝在飛翼梢的整體正視圖 圖3是本實用新型的整體俯視平面圖圖4是本實用新型內(nèi)外氣流壓力示意圖圖5是安裝本實用新型前機翼繞流示意圖圖6是安裝本實用新型后機翼繞流示意圖圖7是圖3的E-E剖面視圖圖8是面積比調(diào)控器系統(tǒng)示意圖圖中1、漸縮形噴管；2、吸氣管兼氣體混合室；3、漸擴形擴壓管；4、吸氣孔；5、連接件；6、面積比調(diào)控器；7、加強板；8、支撐緊固件；9、連桿；10、活塞；11、油缸；12、13、液壓油管；14、支撐緊固件；
具體實施方式
從圖1-8所示的實施例可知，本實用新型通過緊固構(gòu)件(5)和加強板(7)與飛機翼梢牢固連接，其特征是固接于翼梢的吸氣管兼氣體混合室(2)，其前緣內(nèi)壁與漸縮形噴管(I)的進氣口外壁密封固接；其后緣內(nèi)壁則與漸擴形擴壓管(其收縮段極短)(3)的出口外壁密封固接，噴管(I)的尾部噴口與擴壓管(3)的進氣口同心想對，微微斷開，由此三管同心相連，并共處于同內(nèi)測機身中線平行的一條中線上，該中線剖面外側(cè)吸氣管(2)的管壁上，從前到后均布吸氣孔(4)，由該孔進入管內(nèi)的圓環(huán)形空腔，從前至后對外部大氣連通，在噴管(I)的中軸線位置，設(shè)流線型面積比調(diào)控器(6)，該調(diào)控器與連桿(9)固接，并由活塞(10)驅(qū)動其前伸后行運動。例如當(dāng)飛行馬赫數(shù)加大，而積比需要減小時，壓力油即從油管(12)進入油缸(11)內(nèi)腔，推動活塞(10)后行，使面積比調(diào)控器(6)壓縮噴管(I)的進口面積；反之，若飛行馬赫數(shù)減小，自動調(diào)控程序便立即命令執(zhí)行機構(gòu)使壓力油從油管
(13)進入油缸，推動活塞(10)連同面積比調(diào)控器(6)前伸，從而加大噴管(I)的進口面積，根據(jù)質(zhì)量守恒定律，在定常流流動中，流道各截面流量應(yīng)相等，即有P =A1 P J1，這就是說，管道內(nèi)任一截面處的馬赫數(shù)是當(dāng)?shù)亟孛婷娣e與聲速喉道面積之比的函數(shù)，非但如此，根據(jù)能量守恒定律，面積比與壓力比也與馬赫數(shù)構(gòu)成氣動函數(shù)，故查氣動函數(shù)表，根據(jù)馬赫數(shù)即可查出相應(yīng)的面積比與壓力比比值。[0018]可見，根據(jù)不同飛機的飛行參數(shù)，正確選用面積比以適應(yīng)飛行馬赫數(shù)的需要，是保證飛機翼梢引射器可靠工作的關(guān)鍵。有鑒于飛機在低速起飛或著陸時，誘導(dǎo)阻力占據(jù)了總阻力的大部分這一實際情況，根據(jù)特定飛機的起飛著陸馬赫數(shù)，調(diào)好噴管的面積比，解決好低速階段誘導(dǎo)阻力大的第一步，十分重要；比如空客A380飛機，在起飛時其速度約為160節(jié)，接近O. 26馬赫，為適應(yīng)這個起飛速度的需要，按氣動函數(shù)表選好噴管面積比k/P為
2.317 (噴口具體尺寸根據(jù)流量需要確定)，與馬赫數(shù)和面積比相一致的是，這時壓力比Ptl/P為I. 048，即噴管出口氣流壓力為進口總壓的95. 4%。這個壓力值初看還不夠低，但飛機起飛時因航速較低，翼梢附近的上翼面氣流壓力幾乎沒什么變動，所以相對從翼下高壓部分上翻而來的氣流，有較為可觀的壓差，而氣流運動的趨勢總是自高向低，因而翼梢引射器從一開始便能可靠工作，不斷地將翼梢處由下向上翻卷的氣流吸入引射排到翼尾，使翼梢渦流無法形成。當(dāng)飛機升空，進入加速階段，設(shè)于噴管I中軸位置的面積比調(diào)控器6(見圖8)，根據(jù)馬赫數(shù)增加的指令，會自動向后移動，壓縮噴管I的進口面積，借以調(diào)整面積比，使噴管出口氣流壓力進一步降低。比如在O. 5馬赫時，該面積比減至I. 34，相應(yīng)的出口氣流壓力降為進口總壓的84. 3%。而當(dāng)飛行速度達到O. 84-0. 9馬赫的巡航速度時，面積比 就相應(yīng)調(diào)至I. 024-1. 009，壓力比相應(yīng)達到I. 587-1. 691，其噴管出口壓力降為進口總壓的63%-59. 1%。就這樣，飛機的航速越快，噴管出口氣流的壓力也就越低。而當(dāng)飛機減速飛行時，面積比調(diào)控器按馬赫數(shù)指令自動向前伸出，增加進口面積，以至噴管出口氣流壓力會略有升高，但總會低于翼梢附近上翼面氣流壓力，使翼梢處向上翻卷的高壓氣流跨不過由翼梢引射器構(gòu)成的那條低壓帶(參見圖4和圖6)。這顯示翼梢引射器的工作不僅可以做到善始善終，而且可以做到游刃有余。由安裝翼梢引射器前后機翼繞流示意圖5和圖6可知，機翼上、下表面的壓力差雖然會使翼梢附近的流體由下向上產(chǎn)生繞過翼梢的卷動，使流過上翼面的流線向翼根偏斜；但是，在安裝翼梢引射器后，沿翼梢前后便形成一條低壓帶，使原來繞過翼梢流向上翼面的流體跨不過這條低壓帶，并被吸入其中，隨后融入大氣。于是，翼梢渦流得以消除，下洗不復(fù)存在，飛機誘導(dǎo)阻力中的大部分轉(zhuǎn)化為升力，其余極小部分則以翼梢引射器的阻力形式存在著。綜上所述，本實用新結(jié)構(gòu)簡單，便于實施，雖為當(dāng)世航空科技之創(chuàng)新，但其創(chuàng)新又為國家知識庫可資借鑒的現(xiàn)有資料所支持，故其實現(xiàn)的技求進步，為西方大展弦比機翼科技所不及。本實用新型的所有構(gòu)件，考慮到結(jié)冰后用電熱除冰之需，均可由鈦鋁輕質(zhì)高強度合金制作，并在翼梢接合部采絕熱措施，防止電熱向機翼傳導(dǎo)。
權(quán)利要求1.一種讓飛機低碳飛行的翼梢引射器，其特征是固接于翼梢的圓筒形吸氣管兼氣體混合室(2)，其前緣內(nèi)壁與漸縮形噴管(I)的進氣口外壁密封固接，其后緣內(nèi)壁則與擴壓管(3)出口外壁密封固接，噴管(I)中軸線位置設(shè)有使該管進出口截面面積比以及相應(yīng)的氣流壓力比與變動的飛行馬赫數(shù)保持函數(shù)關(guān)系的面積比調(diào)控器￠)，該調(diào)控器(6)在中軸線方向呈流線型；在噴管(I)出口尾部，擴壓管(3)的進氣口與之同心相對，微微斷開，由此三管同心相連，共處于同內(nèi)側(cè)機身中線平行的一條中線上，該中線縱剖面外側(cè)吸氣管兼氣體混合鑒(2)管壁上，從前至后均布吸氣孔(4)，由該孔進入管內(nèi)的圓環(huán)形空腔，從前至后對外部大氣連通。
專利摘要一種讓飛機低碳飛行的翼梢引射器，由漸縮形噴管(1)、漸擴形擴壓管(3)和圓筒形吸氣管兼氣體混合室(2)，以及流線型面積比調(diào)控器(6)組成，氣體混合室(2)前后緣內(nèi)壁分別與噴管(1)進口外壁和擴壓管(3)出口外壁密封固接，并使噴管(1)出口與擴壓管(3)進口微微斷開，由此三管由心相連，共處與機身中線平行的中線上，該中線縱剖面外側(cè)吸氣管(2)管壁上，從前至后均布吸氣孔(4)；在噴管(1)中軸線位置與連桿(9)固接的流線型面積比調(diào)控器(6)，受噴管(1)進出口面積比與馬赫數(shù)有氣動函數(shù)關(guān)系的制約，根據(jù)航速可自動前伸后行，維持噴口氣流高速低壓，使翼梢處上翻高壓氣流成功被吸入引射無誤，從而大幅減小誘導(dǎo)阻力，滿足低碳飛行的需要。
文檔編號B64C21/06GK202624627SQ20122021754
公開日2012年12月26日 申請日期2012年5月15日 優(yōu)先權(quán)日2012年5月15日
發(fā)明者樂正偉 申請人:樂正偉