专利名称：喷气动力增升翼的制作方法
技术领域：
本实用新型涉及低速喷气动力增升翼，属于B64C23/00类飞行器的机翼装置。
目前的机翼低速增升设备主要有以下四种即前缘缝翼、后缘襟翼、开缝襟翼和喷气襟翼。机翼下偏前缘缝翼、后缘襟翼相当于增大了冲角和翼型的拱度、厚度，因而增大了升力。喷气襟翼是在襟翼的后缘附近位置安装向后喷射气流喷口的襟翼，喷口设置在襟翼的上表面。
由于机翼的升力来源于流过其上、下翼表面流体的流速差、压力差，翼表面所受压力垂直且指向翼表面，此压力平行于流速方向且随流速平方的规律递减。上述低速增升设备的主要作用是加速翼上表面流动，流过翼下表面流体的流速未被有效阻滞，翼下表面所受压力随流速增大而减小，开缝襟翼的开缝内流体的流动还会进一步减小其下表面压力，因而其增大的升力十分有限。
本实用新型的目的是提供一种新型喷气动力增升翼，低速时该机翼产生较大的所需升力，满足飞行器在较大的翼载荷条件下低速起落的技术要求。
为实现上述目的，本实用新型采用以下设计方案一种喷气动力增升翼，包括机翼，机翼内部设气流通道，其特征在于所述机翼的下表面布置开口方向朝前的后喷口，该喷口与所述气流通道连通。
在上述技术方案的实施措施中所述机翼的上表面布置开口方向朝后的前喷口，该喷口与所述气流通道连通。所述前、后喷口沿翼展方向成单排或多排布置。所述前喷口靠前布置，其中有一排喷口位于近机翼最大厚度的稍后位置，所述后喷口有一排位于机翼的近后缘位置。
由于本实用新型在机翼下表面布置开口方向朝前的后喷口，因此当飞机以低速向前飞行时，此喷口向前喷射的气流可降低机翼下表面的气流流速。同时又由于机翼上表面布置开口方向朝后的前喷口，其向后喷射的气流可增加机翼上表面的气流流速。因此大大增加了机翼上下表面的气流流速差，使得飞机在同样速度下飞行时的升力大大增加。由于满足了飞行器低速大翼载荷条件下起落的技术要求，因而可减小相对结构重量，增大有效载重，改善经济性能，提高商业价值。
以下结合附图和实施例对本实用新型作详细说明。
图1是本实用新型结构示意图；图2是本实用新型的另一实施例；图3是本实用新型的第三实施例。
如
图1所示，本实用新型包括机翼1，机翼1内部设气流通道，机翼1的下表面布置开口方向朝前的后喷口2，该喷口与机翼1内部的气流通道3连通。后喷口2向前喷射的气流可降低机翼下表面的气流流速，使得机翼的升力增加。
为进一步增加升力，还可在机翼1的上表面布置开口方向朝后的前喷口4，该喷口与机翼1内部的气流通道5连通。气流通道3和5也可合并成一个通道气流通道。
前、后喷口呈狭长形沿翼展方向成单排或多排布置。前喷口靠前布置，其有一排喷口位于近机翼最大厚度的稍后位置，后喷口有一排位于机翼的近后缘位置。
其工作原理是喷口14喷射出的气流覆盖翼上表面的三分之二面积，喷口前产生的负压同时对非射流覆盖面积内流体起到加速作用，因而更大限度地减小了作用于翼上表面的压力。而后喷口2向前喷出的气流则更为有效地阻滞了流过翼下表面流体的流动，使整个翼下表面所受压力接近大气压力，且不随流过翼下表面流体的流速增大而减小。因此，喷气动力增升翼在低速情况下能产生更大的升力。其升力的大小由(1)式得Fy=Cy12ρV∝2A----(1)]]>式中Fy-喷气动力增升翼在工作状态下产生的升力；(N)Cy-喷气动力增升翼在工作状态下的升力系数，取值范围(0-9)；ρ-空气密度；(kg/m3)V∝2-设定的飞行器的起落速度；(m/s)A-喷气尾流所覆盖的面积 (m2)喷气动力增升翼的升力系数由(2)式得Cy=kuV∝----(2)]]>式中u-喷气尾流沿翼弦方向周界的平均流速(m/s)喷气动力增升翼的气道安装在机翼内，机翼的翼型、展弦比、平面形状根据有关规范选定，本实用新型对此没有影响。其升阻比的最大值、升力系数的最小值则近似等于所选定翼型的原值。既然喷气动力增升翼作为一种机翼的低速增升设备，因此，翼下表面喷口气流的流速没有太大的必要，只需满足在低速情况下翼下表面所受压力不随流速增大而减小即可。喷气动力增升翼所需的高速气流则来源于安装在机身、艇身的发动机和压气机。
喷气动力增升翼的压气机所需功率由(3)式得P=Σi=1nFiVi----(3)]]>式中Fi-某一喷口喷射气流所受阻力 (N)Vi-某一喷口的气流出口速度(m/s)当设定飞行器的起落速度为90km/h、翼载荷为300kg/m2时，根据(3)式的计算结果，一吨的起飞总重消耗能量约为48kw，发动机重量为55kg。机翼内的气道对增大结构重量无太大影响，仅是在喷气襟翼的基础上增设了位于翼表面的喷口。
飞行器高速巡航时，若前喷口气流流速大于航速，则可增大飞行器的升阻比和有效载荷。
请参见图2，图2b和图2c分别为2a的左视图和俯视图。机翼1上除设前后喷口外，还在机翼1前缘的螺旋桨6的下半部设置导流罩7，导流罩7的后端与机翼内部的气流通道连通。导流罩7将螺旋桨6下半部产生的高速气流导入机翼1的气流通道内，再经前喷口4和后喷口2流出。图中8为发动机。
由于螺旋桨下半部产生的高速气流作用于翼下表面时，会使翼下表面的流速增加，而该实施例将此高速气流经导流罩导入机翼内，再经前后喷口流出，这样不仅减小了翼下表面的流速，而且增大了翼上表面的流速，使得机翼上下表面的流速差进一步加大，因而产生的升力也进一步加大。
再请参见图3b。机翼1上除设前后喷口外，还在机翼1的上下表面沿翼展方向分别布置上导流板9和下导流板10，上导流板9和下导流板10的内面呈弧形，上下导流板之间的机翼部分开导流孔11。
翼上表面的高速气流经上导流板9的引导，穿过机翼1上的导流孔11，再由下导流板10向翼下表面的前方导出。这样便可增加上下表面流速差，使机翼产生更大的升力。
飞机高速航行时，可将上导流板9和下导流板10收折起来，如图3a所示。
以上仅为本实用新型的部分实施例，任何基于本实用新型的等同变换，均应在本实用新型的保护范围之内。
权利要求1．一种喷气动力增升翼，包括机翼，机翼内部设气流通道，其特征在于所述机翼的下表面布置开口方向朝前的后喷口，该喷口与所述气流通道连通。
2．如权利要求1所述的喷气动力增升翼，其特征在于所述机翼的上表面布置开口方向朝后的前喷口，该喷口与所述气流通道连通。
3．如权利要求2所述的喷气动力增升翼，其特征在于所述前、后喷口沿翼展方向成单排或多排布置。
4．如权利要求3所述的喷气动力增升翼，其特征在于所述前喷口靠前布置，其中有一排喷口位于近机翼最大厚度的稍后位置，所述后喷口有一排位于机翼的近后缘位置。
5．如权利要求2所述的喷气动力增升翼，其特征在于所述机翼的前缘设置用于引导高速气流的导流罩，该导流罩的后端与机翼内部的气流通道连通。
6．如权利要求2所述的喷气动力增升翼，其特征在于所述机翼的上下表面沿翼展方向分别布置上导流板和下导流板，上下导流板之间的机翼部分开导流孔。
专利摘要喷气动力增升翼,包括机翼,机翼内部设气流通道,机翼的下表面布置开口方向朝前的后喷口,上表面布置开口方向朝后的前喷口,所述喷口与所述气流通道连通。它解决了现有机翼的下表面所受压力随流速增大而减小,使得升力增大受限所带来的缺陷,能够满足飞行器在低速情况下,以较大的翼载荷起飞降落的技术要求,能够增大有效载重,改善飞行器的经济性。
文档编号B64C23/00GK2334674SQ9820118
公开日1999年8月25日 申请日期1998年2月19日 优先权日1997年12月11日
发明者崔建新 申请人:崔建新