專利名稱：讓飛機(jī)大幅節(jié)能減排的翼梢引射器的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本實(shí)用新型涉及飛機(jī)機(jī)翼空氣動(dòng)力學(xué)領(lǐng)域的增升減阻技術(shù)，具體是旨在大幅減少甚 至消除飛機(jī)巡航中的誘導(dǎo)阻力，讓飛機(jī)大幅節(jié)能減排的翼梢引射器。
技術(shù)背景
專利號(hào)為95100550.2的翼梢引射器，在吸氣管的脊背上設(shè)有垂直端板，吸氣管內(nèi) 側(cè)通過(guò)短管與氣體混合室相連，而氣體混合室則把漸縮形噴管與縮放形擴(kuò)壓管整合在一 起，構(gòu)成飛機(jī)翼梢引射器。專家認(rèn)為，這一翼梢引射器的結(jié)構(gòu)可能稍重了，畢竟設(shè)計(jì)飛 機(jī)構(gòu)件應(yīng)為減少每一克重量而奮斗，以至一直未能取得實(shí)用成績(jī)。
當(dāng)今世界各大飛機(jī)設(shè)計(jì)生產(chǎn)商，包括著名的波音空客，處理翼尖渦流形成的誘導(dǎo)阻 力，所采取的工程舉措是采用大展弦比機(jī)翼加折疊翼梢(即安裝翼梢小翼)。該辦法 是一個(gè)迴避翼尖渦流以減輕其害的消積辦法，因而是一個(gè)只能治表而不能治本、效果甚 微的辦法；而在翼梢設(shè)置翼梢引射器以消除翼尖渦流的辦法，則是一個(gè)積極主動(dòng)的將禍 害鏟除的辦法，因此是一個(gè)可以根治和效果顯著的辦法。
我國(guó)航空專家，北京航空航天大學(xué)教授李成智先生在他的《馭氣乘風(fēng)——空氣動(dòng)力 學(xué)與航空工業(yè)》 一書中說(shuō)"如果機(jī)翼翼展無(wú)限長(zhǎng)，則不存在誘導(dǎo)阻力，在實(shí)際的有限 翼展情況下，展弦比越大，誘導(dǎo)阻力越小，但是，大翼展會(huì)帶來(lái)重量大，結(jié)構(gòu)強(qiáng)度低， 其它阻力大的缺點(diǎn)，其它各種機(jī)翼設(shè)計(jì)方法都不能解決小展弦比帶來(lái)誘導(dǎo)阻力大的問(wèn) 題，試驗(yàn)表明，飛機(jī)誘導(dǎo)阻力約占巡航阻力的40%，降低誘導(dǎo)阻力對(duì)提高巡航經(jīng)濟(jì)性 具有重要意義，而增大展弦比又有一定的限度，為了克服這些難以協(xié)調(diào)的矛盾，必須另 尋新途徑解決誘導(dǎo)阻力"。
據(jù)了解，我國(guó)自己設(shè)計(jì)制造的空W~~2000予警指揮機(jī)(載機(jī)為俄制伊爾——76)， 可在5000~10000米高度以600—700公里/小時(shí)的速度，持續(xù)執(zhí)勤7—8個(gè)小時(shí)(無(wú)空 中加油)，最大飛行距離為5000公里。如果該機(jī)在巡航飛行中能克服占巡航阻力40% 的誘導(dǎo)阻力，那么，其留空?qǐng)?zhí)勤時(shí)間則可達(dá)10—11小時(shí)，其續(xù)航距離可達(dá)7000公里以上。又據(jù)了解，我國(guó)設(shè)計(jì)制造的轟~6改新型轟炸機(jī)，由于采用新型渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)換掉老 舊的渦噴8發(fā)動(dòng)機(jī)，油耗降低25%,加上機(jī)內(nèi)載油量增加，其航程將可達(dá)到7000公里 以上，作戰(zhàn)半徑也將由2200公里增加到3500公里以上，基本可滿足現(xiàn)階段及未來(lái)一段 時(shí)間內(nèi)中國(guó)空軍遠(yuǎn)程戰(zhàn)術(shù)打擊和準(zhǔn)戰(zhàn)略打擊任務(wù)的要求。但如上所述，便如新轟~6改 能夠采用本實(shí)用新型，用以大幅減少乃至消除其巡航中的誘導(dǎo)阻力，則其航程可達(dá)9500 公里以上(無(wú)空中加油)，并由此一躍，將從準(zhǔn)戰(zhàn)略級(jí)打擊兵器，當(dāng)之無(wú)愧進(jìn)入戰(zhàn)略級(jí) 打擊兵器之列。從而大大提高新轟"6改的效費(fèi)比和威懾力。
可見(jiàn)，.本實(shí)用新型的經(jīng)濟(jì)效益和國(guó)防意義的確非尋?？?比。我國(guó)未來(lái)龐大的的支 援保障機(jī)群，比如予警機(jī)、加油機(jī)、電子戰(zhàn)飛機(jī)，S些以大型運(yùn)輸機(jī)為載機(jī)平臺(tái)的大飛 機(jī)，都在借助本實(shí)用新型來(lái)增加其效能之列。而翼梢小翼，據(jù)"中國(guó)大百科全書"《航 空航天》第541頁(yè)記載飛機(jī)的誘導(dǎo)阻力約占巡般阻力的40%,設(shè)置翼梢小翼，雖然 也能減少誘導(dǎo)阻力，但只能減少約20^35%，效果并不理想。因此用本實(shí)用新型取代 翼梢小翼具有重要意義。
發(fā)明內(nèi)容
基于上述背景，本實(shí)用新型的目的是提供一種可以大幅減少甚至消除誘導(dǎo)阻力， 從而可使飛機(jī)航行時(shí)顯著提高其推進(jìn)效率，在載油量不變條件下，能大幅增加其留空時(shí) 間和航程，并且其結(jié)構(gòu)輕小，在現(xiàn)有大展弦比機(jī)翼飛機(jī)上，便于實(shí)施安裝和使用安全可 靠的，一種可使飛機(jī)大幅節(jié)能減排的翼梢引射器。
為實(shí)現(xiàn)上述目的，本實(shí)用新型在左右翼梢固接兼具吸氣管加氣體混合室功能的異徑 圓管，該異徑圓管前緣小徑一端內(nèi)壁與漸縮形噴管的進(jìn)氣口外壁密封固接，其后緣內(nèi)壁 則與縮放形擴(kuò)壓管出口外壁密封固接，噴管、吸氣管兼混合室和擴(kuò)壓管三管同心相連， 且共處于與內(nèi)側(cè)機(jī)身中線平行的一條中線上，該中線剖面外側(cè)吸氣管兼混合室管壁上， 從前至后均布吸氣孔，由此構(gòu)成飛機(jī)翼梢引射器，該引射器借助飛機(jī)高速飛行時(shí)，漸縮 形噴管對(duì)空氣的加速作用，可使噴管出口氣流達(dá)到音速，并在噴流周圍維持負(fù)壓，將翼 梢橫側(cè)由下上翻的高壓氣流，經(jīng)吸氣管上的吸氣孔吸入內(nèi)腔，經(jīng)引射排到翼尾大氣中， 使之不至到達(dá)上翼面，造成對(duì)上翼面低壓氣流的有害沖擊，造成誘導(dǎo)阻力的形成機(jī)制。 這樣，翼尖渦流不復(fù)存在，誘導(dǎo)阻力得以消除，這樣，在取消翼尖端極等約占3/4重量 的構(gòu)件后，該引射器重量比波音737的翼梢小翼還輕，而其功效之好則為翼梢小翼無(wú)法與其比扇而立。

下面，結(jié)合附圖和實(shí)施例對(duì)本實(shí)用新型作進(jìn)一步的說(shuō)明 圖1是本實(shí)用新型安裝在飛機(jī)翼梢的整體俯視平面圖 圖2是本實(shí)用新型安裝在飛機(jī)翼梢的整體正視圖 圖3是本實(shí)用新型的俯視平面圖
圖4是圖3的A向視圖 圖5是圖3的B向視圖 圖6是圖3的E-E剖面視圖 圖7是圖3的C向視圖
圖中1、漸縮形噴管；2、吸氣管兼混合室、3、擴(kuò)壓管;.4、吸氣孔；.5、緊固構(gòu) 件；6、噴口； 7、加強(qiáng)板；8、支撐緊固連接件。
具體實(shí)施方式
從圖l-7所示的實(shí)施例中可知，本實(shí)用新型通過(guò)緊固構(gòu)件(5)和加強(qiáng)板(7)與飛 機(jī)翼梢牢固連接，其特征是固接于翼梢的吸氣管兼混合室(2)形似異徑園筒管，其 前緣小徑一端內(nèi)壁與漸縮型噴管(1)的進(jìn)氣口外壁密封固接；其后緣內(nèi)壁與縮放形擴(kuò) 壓管(其收縮段極短)(3)的出口外壁密封固接，并使噴管(1)的尾部噴口與擴(kuò)壓管 (3)的進(jìn)氣口同心相對(duì)，微微斷開(kāi)，由此三管同心相連，并共處于同內(nèi)側(cè)機(jī)身中線平 行的一條中線上，該中線剖面外側(cè)面的吸氣管(2)管壁上，根據(jù)翼梢外由下上翻氣流 的實(shí)際路徑和流量情況，從前至后均布吸氣孔(4)，由該孔進(jìn)入管內(nèi)的園環(huán)形空腔，從 前至后對(duì)空氣貫通，如圖3所示，本實(shí)用新型的迎風(fēng)剖面外形為銳三角楔形，并且本實(shí) 用新型必備的吸氣管與氣體混合室共構(gòu)。
另外，如圖6所示，擴(kuò)壓管(3)與吸氣管兼混合室(2)管壁之間，設(shè)有支撐緊 固連接件(8)，相應(yīng)在噴管(1)的噴口 (6)外壁與吸氣管兼混合室(2)管壁之間， 也設(shè)有支撐緊固連接件(8)，這不僅保證噴管(1)、擴(kuò)壓管(3)和吸氣管兼混合室(2) 之間牢固的同心結(jié)構(gòu)，還使整個(gè)翼梢引射器的強(qiáng)度和功能達(dá)到耐久和可靠。
但是，如圖1一7所示的翼梢引射器，基本只由三個(gè)薄壁構(gòu)體組成，加上其它輔體 一起，比波音737的翼梢小翼還輕，因?yàn)槿缟辖?，本?shí)用新型迎風(fēng)阻力小，不似波音737的翼梢小翼高達(dá)2.44米，迎風(fēng)阻力大，自然，結(jié)構(gòu)重量相對(duì)較大。
這樣，采用本實(shí)用新型，不需另設(shè)動(dòng)力裝置，可在飛行中自行工作，將占巡航阻 力40%的誘導(dǎo)阻力源予以引射消除。由此，使迄今為止為減少誘導(dǎo)阻力普遍采用大展 弦比機(jī)翼加折疊翼梢的技術(shù)，將出現(xiàn)新的突破；使誘導(dǎo)阻力與升力的平方成正比，與翼 展的平方成反比的機(jī)翼空氣動(dòng)力學(xué)經(jīng)典公式，不再如金科玉律一樣不可違背，對(duì)于當(dāng)今 仍然采用大展弦比機(jī)翼設(shè)計(jì)的飛機(jī)，用本實(shí)用新型取代翼梢小翼，應(yīng)不失為明智的選擇。
由于翼梢小翼比本實(shí)用新型的重量還大，效能優(yōu)越得多的引射技術(shù)，自然受到特 殊環(huán)境一飛機(jī)翼梢的青睞，不容置疑的是，向外遠(yuǎn)伸翼梢并把翼梢折疊起來(lái)，借以躲避 或被動(dòng)阻擋翼尖渦流以免遭受其害的結(jié)果，只是稍微減輕其害；而安裝翼梢引射器，積 極主動(dòng)地向翼尖渦流開(kāi)戰(zhàn)，把翼梢處由下上翻的高壓氣流吸入引射到飛機(jī)翼尾大氣中， 則禍害不復(fù)存在，上翼面低壓氣流設(shè)有逸股害流的破壞后，機(jī)翼上下表面的壓力差應(yīng)自 然增大，其機(jī)翼升力自然增加，誘導(dǎo)阻力自然大幅減少乃至消除，飛機(jī)飛起來(lái)自然輕松 省耗。從設(shè)計(jì)理念和工程舉措的科學(xué)性來(lái)看，翼梢引射器無(wú)疑是占有絕對(duì)優(yōu)勢(shì)。
然而，本實(shí)用實(shí)型的噴管(1)如圖3所示是根據(jù)飛機(jī)的巡航速度設(shè)計(jì)的不可調(diào) 噴管(其噴口截面積比值，由公知的"亞聲速流動(dòng)參數(shù)表"獲得，在噴口氣流速度為音 速前提下，飛機(jī)的巡航速度越大，該比值越大，它們之間成對(duì)應(yīng)關(guān)系)。因此，在飛機(jī) 起飛降落或短暫低速飛行時(shí)，其增升工作狀態(tài)不如在巡航飛行時(shí)那樣能達(dá)到最佳；這雖 然與誘導(dǎo)阻力在飛機(jī)低速慢飛時(shí)不如巡航飛行時(shí)那樣顯得突出相一致，但本實(shí)用新型如 前所述，在它出世之初，將把采用大展弦比機(jī)翼設(shè)計(jì)的飛機(jī)選作自己的落腳點(diǎn)，把增升 不增負(fù)載以及與此相關(guān)的機(jī)翼升力儲(chǔ)備和安全可靠性，作為自己的出發(fā)點(diǎn)。以便在高空 長(zhǎng)時(shí)間巡航飛行時(shí)，大展其身手，能滿足飛機(jī)大幅度增升減阻和節(jié)能減排的需要；能滿 足飛機(jī)載油量不變條體下，大幅度增加航程和留空時(shí)間的需要；能滿足飛機(jī)大幅度增加 經(jīng)濟(jì)效益和社會(huì)效益的需要，并在飛行實(shí)踐中，進(jìn)一步完善自己。顯然，大展弦比機(jī)翼 加翼梢引射器的設(shè)計(jì)，比較大展弦比機(jī)翼加翼梢小翼的設(shè)計(jì)，更能滿足新時(shí)代的技術(shù)要 求和戰(zhàn)略要求，并具有質(zhì)的進(jìn)步。 ，
誠(chéng)然，如上所述的可使飛機(jī)大幅節(jié)能減排的翼梢引射器，其工作環(huán)境氣流復(fù)雜， 能保證穩(wěn)定可靠地工作，是因?yàn)樗诤棋目諝夂Ｑ罄锔咚亠w過(guò)的每一瞬間，其漸縮型 噴管(1)給予不可逃遁的空氣分子巨大沖壓能的同時(shí)，隨即將這種壓力能轉(zhuǎn)換為速度 能(即動(dòng)能)，使氣流高速?gòu)膰娍?(6)射出，由此在吸入大量翼梢外上翻的高壓氣流，并一起進(jìn)入擴(kuò)壓管后，又迅速將速度能轉(zhuǎn)變?yōu)閴毫δ?，使自己排入到大氣中。這個(gè)依能 量轉(zhuǎn)換定律驅(qū)使的不息的工作過(guò)程，無(wú)疑是允許飛機(jī)飛行的大氣環(huán)境中，任何不同方向 的氣流都無(wú)法干擾破壞得了的。除非大氣層中存在真空區(qū)并被碰上，果如此，不用說(shuō)翼 梢引射器難以正常工作，甚至飛機(jī)本身也會(huì)失了依托，要栽跟斗。這充分證明，本實(shí)用 新型具有無(wú)可置疑的科學(xué)性和可靠性。
由上所述，本實(shí)用新型不僅適用于高亞音速巡航的國(guó)產(chǎn)ARJ21支線客機(jī)和正在研 制中的我國(guó)未來(lái)大飛機(jī)機(jī)群，以及國(guó)產(chǎn)轟-6改、運(yùn)七、運(yùn)八、運(yùn)九等飛機(jī)，同樣也適用 于波音空客系列大飛機(jī)和俄制伊爾-76、伊爾-78等飛機(jī)，讓它們大幅節(jié)能增效。航速慢 一些的飛機(jī)，采用本實(shí)用新型，將使其噴管(1)出口周圍形成相對(duì)更大的負(fù)壓值，因 而引射效果會(huì)更好。
總之， 一切亞音速飛行器，由于其翼梢處的氣流速度低于音速，所以，都在適于 應(yīng)用本實(shí)用新型以取得增效功能之列。本實(shí)用新型的所有構(gòu)件，均可由鋁鈦合金或輕質(zhì) 高強(qiáng)度復(fù)合材料實(shí)施制作。
權(quán)利要求1、一種可使飛機(jī)大幅節(jié)能減排的翼梢引射器，通過(guò)緊固構(gòu)件(5)與飛機(jī)翼梢固接，其特征是固接于翼梢的吸氣管兼混合室(2)形似異徑園筒管，其前緣小徑一端內(nèi)壁與漸縮形噴管(1)的進(jìn)氣口外壁密封固接，其后緣內(nèi)壁則與擴(kuò)壓管(3)出口外壁密封固接，并使噴管(1)的尾部噴口與擴(kuò)壓管(3)的進(jìn)氣口同心相對(duì)，微微斷開(kāi)；由此該三管同心相連，并共處于同內(nèi)側(cè)機(jī)身中線平行的一條中線上，該中線剖面外側(cè)吸氣管兼混合室(2)管壁上，從前至后均布吸氣孔(4)，由該孔進(jìn)入管內(nèi)的園環(huán)形空腔，從前至后對(duì)空氣貫通。
2、 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種可使飛機(jī)大幅節(jié)能減排的翼梢引射器，其特征是該引射器的迎風(fēng)剖面外形為銳三角楔形，并且，該引射器必備的吸氣管與氣體混合室共 構(gòu)。
專利摘要一種可使飛機(jī)大幅節(jié)能減排的翼梢引射器，由噴管(1)，擴(kuò)壓管(3)和吸氣管兼混合室(2)組成，此三管同心相連，共處于與機(jī)身中線平行的一條中線上，當(dāng)飛機(jī)飛行，噴管(1)尾部氣流加速，其高速噴流周圍維持負(fù)壓，吸氣管(2)管壁上吸氣孔(4)向內(nèi)吸氣，由此，當(dāng)下翼面高壓氣流沿翼梢橫側(cè)向上翼面低壓區(qū)流動(dòng)過(guò)程中，可被中途截?cái)鄰脑O(shè)于翼梢的吸氣孔(4)吸入混合室(2)內(nèi)腔，經(jīng)引射排到翼尾，從而消除翼尖渦流及占巡航之阻力40％的誘導(dǎo)阻力，滿足飛機(jī)大幅增加航程和節(jié)能減排的需要。
文檔編號(hào)B64C3/58GK201165329SQ20082006568
公開(kāi)日2008年12月17日 申請(qǐng)日期2008年2月19日 優(yōu)先權(quán)日2008年2月19日
發(fā)明者樂(lè)正偉 申請(qǐng)人:樂(lè)正偉