专利名称：让飞机低碳飞行的翼梢引射器的制作方法
技术领域：
本实用新型涉及亚音速飞机空气动力学领域的增升减阻科技，具体是旨在消除翼梢涡流，从而消除下洗，因而可大幅减小诱导阻力，让飞机实现真正意义低碳飞行的翼梢引射器。
技术背景飞机飞行时，机翼上面的气流流速快，压强低，机翼下面的气流速慢，压强高，由此形成举力，但机翼下表面和上表面之间的压力差会在翼梢自行调整，因而产生一种翼梢涡流，并在翼后产生下洗，使机前来流向下产生偏转效应，其偏转角度叫下洗角。这样，各翼型剖面的当地升力方向在与来流方向垂直的基础上，不可避免要向后偏转一个下洗角，从而使当地升力矢量在来流方向上产生一个阻力分量，这个阻力分量就是诱导阻力。经实验证明，该阻力约占飞机巡航总阻力的40%，实在不可小视。为了提高飞机飞行时的经济性即减 小人均百公里油耗指标，西方航空强国通常采用增大机翼的展弦比，借以减小诱导阻力，并在实践中，形成一种比例公式，即诱导阻力与升力成正比，而与展弦比成反比。这就是说，展弦比越大，诱导阻力越小。然而，翼展太长，为机场条件所不许可，于是工程师采用把翼梢折叠的办法，形成一种时髦的翼梢小翼。这种小翼如同翼展的延长，等于增大了展弦比，证明可以减25%的诱导阻力。但从总的来看，西方的大展弦比机翼科技默认翼梢涡流的不可消除，等于默认该涡流的永久存在，默认下洗的不可避免，默认诱导阻力是升致阻力，是获得升力时必须付出的代价，这阻碍了航空科技的发展。专利号为95100550. 2的“一种翼梢引射器”，以及专利号为200820065683. 9的“让
飞机大幅节能减排的翼梢引射器”，前者结构偏重，且前后两者喷管(I)的进出口截面积比值不可调，只适用于巡航速度，这显然是需要改进的。这两项专利都是旨在消除翼梢涡流，从而消除下洗，大幅减小诱阻力，使飞机实现低碳巡航，虽然存在不足，却跨出了可贵的探索的脚步，为最终成功积累了宝贵的经验。
发明内容基于上述背景，本实用新型的目的是提供一种可使喷管(I)进出口截面积比值随飞行马赫数变化自动调节的翼梢引射器，因而该翼梢引射器可以在飞机的起飞升空加速到巡航以及降落的全过程，都能让翼梢外由下向上翻卷的高压气流被吸入引射并排到翼尾，从而让翼梢涡流还未形成便归于消失，让大部分诱导阻力化为升力，大大提高飞机的升力特性，使之实现真正意义的低碳巡航。为实现上述目的，本实用新型在飞机左右翼梢固接兼具吸气管加气体混合室功能的圆管，该圆管前缘内壁与渐缩形喷管的进气口外壁密封固接，其后缘内壁则与渐扩形扩压管出口外壁密封固接，喷管、吸气管兼气体混合室和扩压管三管同心相连，且共处于同内侧机身中线平行的一条中线上，该中线剖面外侧吸气管兼气体混合室管壁上，从前至后均布吸气孔，除此之外，在喷管的中轴线位置设置呈流线型的面积比调控器。整个翼引射器的特征是，吸气管与气体混合室共构，且该构件的前端与渐缩形喷管的进气口外壁密封固接，其尾端则与扩压管的出口外壁密封固接，喷管的尾部喷口与扩压管的进气口同心相对，微微断开，由此三管同心相连，共处在同内侧机身中线平行的一条中线上。在喷管的中轴线位置，设流线型的面积比调控器，该调控器可以根据飞行马赫数的增减信号自动后退或前伸，使喷管的进出口截面面积比，以及与之对应的气流压力比保持与飞行马赫数的函关系；除此之外，该中轴线纵剖面外侧吸吸气管的管壁上，从前至后均布吸气孔，由该孔进入管内的圆环形空腔，从前至后对外部大气连通。
下面，结合附图和实例对本实用新型作进一步的说明图I是本实用新型安装在飞机翼梢的整体俯视平面图图2是本实用新型安装在飞翼梢的整体正视图 图3是本实用新型的整体俯视平面图图4是本实用新型内外气流压力示意图图5是安装本实用新型前机翼绕流示意图图6是安装本实用新型后机翼绕流示意图图7是图3的E-E剖面视图图8是面积比调控器系统示意图图中1、渐缩形喷管；2、吸气管兼气体混合室；3、渐扩形扩压管；4、吸气孔；5、连接件；6、面积比调控器；7、加强板；8、支撑紧固件；9、连杆；10、活塞；11、油缸；12、13、液压油管；14、支撑紧固件；
具体实施方式
从图1-8所示的实施例可知，本实用新型通过紧固构件(5)和加强板(7)与飞机翼梢牢固连接，其特征是固接于翼梢的吸气管兼气体混合室(2)，其前缘内壁与渐缩形喷管(I)的进气口外壁密封固接；其后缘内壁则与渐扩形扩压管(其收缩段极短)(3)的出口外壁密封固接，喷管(I)的尾部喷口与扩压管(3)的进气口同心想对，微微断开，由此三管同心相连，并共处于同内测机身中线平行的一条中线上，该中线剖面外侧吸气管(2)的管壁上，从前到后均布吸气孔(4)，由该孔进入管内的圆环形空腔，从前至后对外部大气连通，在喷管(I)的中轴线位置，设流线型面积比调控器(6)，该调控器与连杆(9)固接，并由活塞(10)驱动其前伸后行运动。例如当飞行马赫数加大，而积比需要减小时，压力油即从油管(12)进入油缸(11)内腔，推动活塞(10)后行，使面积比调控器(6)压缩喷管(I)的进口面积；反之，若飞行马赫数减小，自动调控程序便立即命令执行机构使压力油从油管
(13)进入油缸，推动活塞(10)连同面积比调控器(6)前伸，从而加大喷管(I)的进口面积，根据质量守恒定律，在定常流流动中，流道各截面流量应相等，即有P =A1 P J1，这就是说，管道内任一截面处的马赫数是当地截面面积与声速喉道面积之比的函数，非但如此，根据能量守恒定律，面积比与压力比也与马赫数构成气动函数，故查气动函数表，根据马赫数即可查出相应的面积比与压力比比值。[0018]可见，根据不同飞机的飞行参数，正确选用面积比以适应飞行马赫数的需要，是保证飞机翼梢引射器可靠工作的关键。有鉴于飞机在低速起飞或着陆时，诱导阻力占据了总阻力的大部分这一实际情况，根据特定飞机的起飞着陆马赫数，调好喷管的面积比，解决好低速阶段诱导阻力大的第一步，十分重要；比如空客A380飞机，在起飞时其速度约为160节，接近O. 26马赫，为适应这个起飞速度的需要，按气动函数表选好喷管面积比k/P为
2.317 (喷口具体尺寸根据流量需要确定)，与马赫数和面积比相一致的是，这时压力比Ptl/P为I. 048，即喷管出口气流压力为进口总压的95. 4%。这个压力值初看还不够低，但飞机起飞时因航速较低，翼梢附近的上翼面气流压力几乎没什么变动，所以相对从翼下高压部分上翻而来的气流，有较为可观的压差，而气流运动的趋势总是自高向低，因而翼梢引射器从一开始便能可靠工作，不断地将翼梢处由下向上翻卷的气流吸入引射排到翼尾，使翼梢涡流无法形成。当飞机升空，进入加速阶段，设于喷管I中轴位置的面积比调控器6(见图8)，根据马赫数增加的指令，会自动向后移动，压缩喷管I的进口面积，借以调整面积比，使喷管出口气流压力进一步降低。比如在O. 5马赫时，该面积比减至I. 34，相应的出口气流压力降为进口总压的84. 3%。而当飞行速度达到O. 84-0. 9马赫的巡航速度时，面积比 就相应调至I. 024-1. 009，压力比相应达到I. 587-1. 691，其喷管出口压力降为进口总压的63%-59. 1%。就这样，飞机的航速越快，喷管出口气流的压力也就越低。而当飞机减速飞行时，面积比调控器按马赫数指令自动向前伸出，增加进口面积，以至喷管出口气流压力会略有升高，但总会低于翼梢附近上翼面气流压力，使翼梢处向上翻卷的高压气流跨不过由翼梢引射器构成的那条低压带(参见图4和图6)。这显示翼梢引射器的工作不仅可以做到善始善终，而且可以做到游刃有余。由安装翼梢引射器前后机翼绕流示意图5和图6可知，机翼上、下表面的压力差虽然会使翼梢附近的流体由下向上产生绕过翼梢的卷动，使流过上翼面的流线向翼根偏斜；但是，在安装翼梢引射器后，沿翼梢前后便形成一条低压带，使原来绕过翼梢流向上翼面的流体跨不过这条低压带，并被吸入其中，随后融入大气。于是，翼梢涡流得以消除，下洗不复存在，飞机诱导阻力中的大部分转化为升力，其余极小部分则以翼梢引射器的阻力形式存在着。综上所述，本实用新结构简单，便于实施，虽为当世航空科技之创新，但其创新又为国家知识库可资借鉴的现有资料所支持，故其实现的技求进步，为西方大展弦比机翼科技所不及。本实用新型的所有构件，考虑到结冰后用电热除冰之需，均可由钛铝轻质高强度合金制作，并在翼梢接合部采绝热措施，防止电热向机翼传导。
权利要求1.一种让飞机低碳飞行的翼梢引射器，其特征是固接于翼梢的圆筒形吸气管兼气体混合室(2)，其前缘内壁与渐缩形喷管(I)的进气口外壁密封固接，其后缘内壁则与扩压管(3)出口外壁密封固接，喷管(I)中轴线位置设有使该管进出口截面面积比以及相应的气流压力比与变动的飞行马赫数保持函数关系的面积比调控器￠)，该调控器(6)在中轴线方向呈流线型；在喷管(I)出口尾部，扩压管(3)的进气口与之同心相对，微微断开，由此三管同心相连，共处于同内侧机身中线平行的一条中线上，该中线纵剖面外侧吸气管兼气体混合鉴(2)管壁上，从前至后均布吸气孔(4)，由该孔进入管内的圆环形空腔，从前至后对外部大气连通。
专利摘要一种让飞机低碳飞行的翼梢引射器，由渐缩形喷管(1)、渐扩形扩压管(3)和圆筒形吸气管兼气体混合室(2)，以及流线型面积比调控器(6)组成，气体混合室(2)前后缘内壁分别与喷管(1)进口外壁和扩压管(3)出口外壁密封固接，并使喷管(1)出口与扩压管(3)进口微微断开，由此三管由心相连，共处与机身中线平行的中线上，该中线纵剖面外侧吸气管(2)管壁上，从前至后均布吸气孔(4)；在喷管(1)中轴线位置与连杆(9)固接的流线型面积比调控器(6)，受喷管(1)进出口面积比与马赫数有气动函数关系的制约，根据航速可自动前伸后行，维持喷口气流高速低压，使翼梢处上翻高压气流成功被吸入引射无误，从而大幅减小诱导阻力，满足低碳飞行的需要。
文档编号B64C21/06GK202624627SQ20122021754
公开日2012年12月26日 申请日期2012年5月15日 优先权日2012年5月15日
发明者乐正伟 申请人:乐正伟