專利名稱：一種飛機(jī)翼梢減阻新設(shè)施的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及飛機(jī)機(jī)翼空氣動(dòng)力設(shè)計(jì)措施，具體是一種飛機(jī)翼梢減阻新設(shè)施。
世界各國(guó)現(xiàn)行的飛機(jī)，在其飛行時(shí)，因?yàn)闄C(jī)翼下表面的的氣流處于高壓，會(huì)在左右翼尖處沿著橫側(cè)方向與機(jī)翼上表面的低壓氣流溝通，形成翼尖處從下至上的流動(dòng)，結(jié)果，一方面機(jī)翼各剖面的升力下降，另一方面，在兩個(gè)翼尖處形成渦流，使流經(jīng)機(jī)翼的氣流受到旋渦的影響而產(chǎn)生下洗流，結(jié)果出現(xiàn)一種被稱之為誘導(dǎo)阻力的水平分為X1。據(jù)“中國(guó)大百科全書”《航空航天》第541頁記載，飛機(jī)的誘導(dǎo)阻力約占巡航阻力的40％，而在翼梢，如同世界名機(jī)A340-200空中客車，C-17軍用運(yùn)輸機(jī)，圖204客機(jī)等所示，設(shè)置翼梢小翼，簡(jiǎn)單地加裝垂直端板，雖然也能減小誘導(dǎo)阻力，但只能減小約20-35％，效果并不理想。因此，為降低飛機(jī)誘導(dǎo)阻力采取新的減阻措施，對(duì)提高升阻比和推重比以及巡航時(shí)的經(jīng)濟(jì)性能，具有重要意義。
本發(fā)明的目的，是提供—種可使飛機(jī)誘導(dǎo)阻力大幅度減小，從而可大節(jié)省能源消耗，顯著提高其推進(jìn)效，增大飛機(jī)有效載荷和最大航程的翼梢減阻新措施。
為實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明在翼梢前端設(shè)置其尾部固連噴管的漸縮形進(jìn)氣管，它借助高速飛行時(shí)對(duì)空氣形成的沖壓，使噴管獲得大于音速的噴射氣流，由此，利用高速噴流在噴管出口周圍形成的負(fù)壓，可將翼尖處橫側(cè)方向由下而上的氣流中途截?cái)嗖⑵湮胍涞揭砦玻怪恢碌竭_(dá)上翼面。這樣，翼梢橫側(cè)方向下翼面高壓氣流與上翼面低壓氣流的溝通行將破壞，誘導(dǎo)阻力行將驟減乃至消除。
下面，結(jié)合實(shí)施例進(jìn)一步描述本發(fā)明的結(jié)構(gòu)及優(yōu)點(diǎn)

圖1是本發(fā)明的安裝位置正視2是本發(fā)明的安裝位置俯視3是圖2的A-A剖視4是圖3的I-I剖視5是圖3的II-II剖視6是圖3的III-III剖視中1垂直端板2漸縮形進(jìn)氣管3噴管4混合室5擴(kuò)壓管6緊固連接件7混合室吸氣入口
8混合室殼體9吸氣管10蒙皮11吸氣孔12連通短管從圖1-6可知，本發(fā)明翼梢減阻新設(shè)施，在翼梢上方裝有被稱為翼梢小翼的后掠形垂直端板1，垂直端板1底線固接在與翼梢內(nèi)部一個(gè)引射器的被引射氣體入口密封連通的吸氣管9的脊背上。在翼前設(shè)有漸縮形進(jìn)氣管2，該進(jìn)氣管伸出翼梢前緣，其大徑一端管口向大氣敞開，漸縮段同噴管3固接，它借助高速飛行中對(duì)空氣形成的沖壓作用，使進(jìn)氣管2尾部獲得高壓，從而推動(dòng)空氣以很高的速度從噴管3噴出，并在噴口周圍維持低壓，把混合室4內(nèi)的空氣吸引進(jìn)來，混合在一起，然后通過擴(kuò)壓管降速。升壓，最后排出機(jī)尾。其中，漸縮形進(jìn)氣管2，噴管3，混合室4，擴(kuò)壓管5共處在同內(nèi)側(cè)機(jī)身中軸線和外側(cè)吸氣管9平行的一條中軸線上，擴(kuò)壓管5的出口通向外部大氣。與垂直端板1底線固接的吸氣管9，其前后兩端管口被半圓形封頭封閉，在其垂直端板1底線外側(cè)的上半部管壁上從前至后均勻布有兩排通向外部大氣的吸氣孔。連通短管12與吸氣管9固接，并將吸氣管9和混合室吸氣入口密封連通。當(dāng)飛機(jī)高速飛行時(shí)，引射器自行工作，噴管3開始噴氣，混合室4內(nèi)便出現(xiàn)負(fù)壓，由此導(dǎo)致吸氣孔11向內(nèi)吸氣，并經(jīng)過吸氣管9，連通短管12，混合室吸氣入口7，源源不斷流入混合室4，被引射排出翼尾。這樣，左右翼梢下表面的高壓氣流在橫側(cè)方向向上表面低壓區(qū)的流動(dòng)，就變成了向翼尖橫側(cè)方向所設(shè)吸氣孔11內(nèi)的流動(dòng)，由此原因，翼尖旋渦不復(fù)存在，所謂下洗流不再產(chǎn)生，誘導(dǎo)阻力即被遏制消除。
從連續(xù)方程得知，要使亞音速或高亞音速氣流加速到音速甚至超音速，就要用收縮形管道，并使噴管為擴(kuò)放形。
而連續(xù)性方程的微分式為dff=dvv-dww]]>式中f-斷面積米2v-比容 米3/公斤w-速度 米/秒又因dvv=w2gkpv·dww]]>空氣中的音速 G-重力加速度米/秒2K-絕熱指數(shù)P-壓力公斤/米2=w2a2·dww]]>飛行速度W與當(dāng)?shù)匾羲貯的比值叫馬赫數(shù)，用M表示=m2·dww]]>所以dff=(m2-1)dww]]>
從上式可以看出，當(dāng)飛行速度為亞音速或高亞音速時(shí)，由于收縮形進(jìn)氣管2的作用，使得噴管3的出口可以獲得在于音速的氣流，即M＞1，這時(shí)，欲使噴管3的引射效率進(jìn)一步提高，即流速增大，則df/f為正，噴管應(yīng)該是擴(kuò)放形的，如果飛機(jī)的速度本身等于或大于音速，噴管3更應(yīng)是擴(kuò)放形的，但漸縮形進(jìn)氣管2的進(jìn)出口截面比值可相應(yīng)減小，以便減小其型阻。
同樣，從連續(xù)性方程的微分式可以看出，當(dāng)氣流從噴管3噴出后，其流速降低，即dw為負(fù)值時(shí)，若氣流仍然大于音速，擴(kuò)壓管5應(yīng)是漸縮的；反之，當(dāng)氣流小于音速時(shí)，則擴(kuò)壓管是漸擴(kuò)的，而本發(fā)明的噴管3出口氣流一般使之大于音速，故擴(kuò)壓管5是縮放型的?？紤]到擴(kuò)壓管5的工作環(huán)境和安裝位置，應(yīng)使其外型構(gòu)成與機(jī)翼剖面線型吻合，以減小型阻，故其漸縮段和喉部橫剖面為圓形，其擴(kuò)放段橫剖面則逐步過渡到下彎扁圓形。
如上所述，本發(fā)明采用漸縮形進(jìn)氣管2，在于保證使噴管3獲得音速甚至超音速噴射氣流，使翼尖邊緣吸氣管9外側(cè)上方的吸氣孔11獲得足夠大的吸力，從而保證下翼面高壓氣流不至于越過翼尖邊緣到達(dá)上翼面，形成翼尖旋渦和下洗流。因而要求進(jìn)氣管2，噴管3，擴(kuò)壓管5，混合室殼體8，吸氣管9以及緊固連接體6用強(qiáng)度高，重量輕，表面光滑的復(fù)合材料或鋁合金制作，蒙皮11用鋁合金板材制作。
采用本發(fā)明翼梢減阻設(shè)施，把它安裝于機(jī)翼梢尖部位，不需要另設(shè)動(dòng)力裝置，可在飛機(jī)飛行中自行工作，將占巡航阻力40％的誘導(dǎo)阻力源予以引射消除。由此還可以使迄今為止為減少誘導(dǎo)阻力普遍采用大展弦比帶來翼重增大，推重比減少的現(xiàn)行技術(shù)出現(xiàn)新的突破。它工作可靠，型阻極小，容易制造，便于實(shí)施，一旦應(yīng)用于直翼和后掠翼飛機(jī)，以及國(guó)產(chǎn)運(yùn)8，運(yùn)10系列飛機(jī)和國(guó)產(chǎn)戰(zhàn)斗機(jī)，轟炸機(jī)，將大大改善其升力特性和氣動(dòng)力特性，使其有效載荷能力大幅度提高。
而且，本發(fā)明的另—優(yōu)點(diǎn)是若取消垂直端板1，仍具有其翼梢減阻的特好性能。
權(quán)利要求
1.一種飛機(jī)翼梢減阻新設(shè)施，在翼梢上方裝有稱為翼梢小翼的后掠形垂直端板，其特征是垂直端板底線固接在與翼梢內(nèi)部一個(gè)引射器的被引射氣體入口密封連通的吸氣管的脊背上。
2.如同權(quán)利要求1所述的翼稍減阻新設(shè)施，其特征是翼梢內(nèi)引射器的噴管(3)前方與漸縮形進(jìn)氣管(2)的尾端固接，進(jìn)氣管(2)大徑一端管口向大氣敞開，且伸出翼梢前緣，進(jìn)氣管(2)、噴管(3)、混合室(4)、擴(kuò)壓管(5)、處在與內(nèi)側(cè)機(jī)身中軸線和外側(cè)吸氣管(9)平行的一條中線上，擴(kuò)壓管(5)出口通向外部大氣。
3.如同權(quán)利要求1所述的翼梢減阻新設(shè)施，其特征是噴管(3)呈漸擴(kuò)形，擴(kuò)壓管(5)為縮放形，且其漸縮段和喉部為圓形，其擴(kuò)放段逐漸過渡為下彎扁圓形。
4.如同權(quán)利要求1-3所述的翼梢減阻新設(shè)施，其特征是與垂直端板(1)底線固接的吸氣管(9)、其前后兩端管口被半圓封頭封閉，且其垂直端板(1)底線外側(cè)的上半部管壁上從前至后均勻布有兩排通向外部大氣的吸氣孔(11)、連通短管(12)與吸氣管(9)固接，并將吸氣管(9)和混合室吸氣入口(7)密封連通。
全文摘要
一種飛機(jī)翼梢減阻新設(shè)施，它由垂直端板(1)，漸縮形進(jìn)氣管(2)，噴管(3)，混合室(4)，擴(kuò)壓管(5)，吸氣管(9)，吸氣孔(11)，連通短管(12)，緊固聯(lián)接體(6)，蒙皮(10)組成。當(dāng)飛機(jī)高速飛行，進(jìn)氣管(2)尾部產(chǎn)生高壓，噴嘴(3)噴出高速氣流，其噴口周圍出現(xiàn)負(fù)壓，由此，在下翼面高壓氣流沿翼梢橫側(cè)向上翼面流動(dòng)過程中可被吸入翼梢內(nèi)并被引射排出機(jī)尾，從而減小以至消除誘導(dǎo)阻力，大大提高飛機(jī)的綜合性能。
文檔編號(hào)B64C7/00GK1131109SQ95100550
公開日1996年9月18日 申請(qǐng)日期1995年3月15日 優(yōu)先權(quán)日1995年3月15日
發(fā)明者樂正偉 申請(qǐng)人:樂正偉