专利名称：新型翼刀及其强化辅具——翼梢喷气翼的制作方法
新型翼刀及其强化辅具——翼梢喷气翼以机翼为代表的一批升力体的升空，所依赖的，除了其全部翼弦截面轮 廓均满足标准翼型要求外，升力体本身还须在以下几种久己传统化了的运动 方式下，具备足可使其达到起飞的运动速度的品质。这几种运动方式包括，沿 与翼展保持垂直并通过翼弦及与翼弦夹成正迎角的方向构成的平面的横扫， 沿与翼展保持垂直以外的某一角度(可变)并通过翼弦及与翼弦夹成正迎角 的方向构成的平面的斜扫，以及以儿只翼展共面、方位均佈、形状和尺寸均 相等同的横扫机翼公共端为定轴的旋转扫、并由此引发超过其本身及连带质 量总和的上、下机翼翼面流经气流静压差才得以实现的。机翼上、下翼面的低值静压来源于著名的伯努利方程P+^/2:const。换句话说，当忽略掉 摩擦的影响时，沿同一条流线或流管的总压保持不变。它等于沿流线或流管上任一点的静压P 及与该静压对应点的动压P^/2两者之和.显然，该上、下翼面特别是上翼面的低静压期望值，只 有用由机翼与流经气流之间保持足够大的相对运动速度形成的高动压予以补偿方为可能。我们还注意到，在飞行中的左、右对称之成对机翼上，具有相同翼面投 影坐标的上、下翼面各点，实际气流速度既不尽相等，流向也不是处处一致 和固定不变的。这给低速飞行的机翼表面是否有必要制造得高度光滑带来质 疑。除此之外，对于在空气中飞行的有限翼展机翼，保持定值环量的上、下翼 面气流在机翼后缘平滑汇合的"库塔条件"存在很大的误差。原因是，具有 较高静压的下翼面气流总要寻找机会翻向上翼面，与匕翼面较低静压的气流 汇合，以达到总体的均混和均压。这使得翼梢附近的下翼面气流有机会先经 翼梢而翻越至上翼面。但结果也迫使与翻越气流相遇的上翼面气流未曾与之 相混，却先一束束地接连被递推向翼根。与此同时，因下翼面翼梢形成"空 穴"，这里原来的压强骤减，又使非翼梢的下翼面气流不间断地向翼梢递补。 这样一来，左、右半翼展的上、下两个翼面均出现了方向相反的展向流动，
并在同名半翼的上、下两个翼面之间形成持续不断的往复循环。另一方面， 即使翼展无限大，没有翼梢，那么不失一般性，并可从大家熟悉的棉条试验 中得知，自机翼前驻点分离后，分别经上翼面和下翼面而到达后驻点的一对 气流质点，却沿翼展方向错开一段距离。其中，通过上翼面的气流质点的轨 迹斜向翼根，而通过下翼面的气流质点的轨迹斜向翼梢、与上述有限翼展的 情形无异。所有这些沿机翼展向同名半翼的上、下两个翼面之间的不断循环往复和 不断递推递补的气流流动过程，很快便形成了以两翼梢为中心且旋转方向彼 此相反的两大拖向机翼之后的旋涡一 "自由涡"(亦称"尾涡"或"尾流")。 显然，若站在机尾面向机头，而且一望即知，左翼梢自由涡应为顺时针转向， 右翼梢自由涡应为逆时针转向。由于二者各自对所在半翼展上产生升力的前 缘有诱导下洗作用，致使机翼升力增加了一个"诱导阻力"的分量。因此， 与该升力保持垂直的机翼实际迎角量值边倾斜趋缓，从而使该迎角变小，实 际升力自然也随之下降.真实流体绕翼型流动时，由于二者之间存在粘性而 产生两种阻力. 一种是"摩擦阻力"，另一种是在翼型前、后缘之间形成的"压 差阻力"。"诱导阻力"是继这两种阻力之后出现的第三种阻力。后者的出现 虽与前两者不直接相关，但于飞机的正常飞行甚为不利。据悉，现代大型民用客机的诱导阻力可达其总阻力的30%。而当其处于低速大迎角飞行时，该 诱导阻力所佔的比例还要大。因此，抵制和消除"自由涡"，即抵制和消除 发生在机翼左、右半翼的上、下两个翼面之间的展向流动，从而减小乃至消 除机翼的诱导阻力以期显著提高飞机的"升阻比"，具有极其重要的现实意 义和深远的历史意义。另一方面，在飞行中的后掠形(严格说也包括前掠形)机翼和"根梢比" 较大(如"根梢比"iT>4)的梯形机翼，可使流经气流分解为垂直前缘和 沿该前缘继续流动的两个分支。因对升力有贡献的前者流速恒低于直飞主来 流速度，实际上起到了减缓因飞行速度超过音速而招致激波失速事故发生的
作用，从而被广泛应用于现代跨、超音速的"飞机设计"中。但这两类有限 翼展斜置翼的低速飞行特性并不尽如人意，特别是存在所谓的"翼根效应" 和"翼梢效应"而使处于翼根和翼梢的机翼附面层极易增厚和分隔。按说机 翼产生附面层本属气流流经固壁存在"粘性效应"之必然。但机翼附面层， 尤其是受逆压梯度控制的转捩点之后的机翼附面层，其增厚实则等价于减小 了机翼弯度，因而降低了机翼的实际升力.附面层还减薄了机翼尾流起始部 份的剪切层，从而降低了机翼后缘压力，增加了机翼前、后缘的"压差阻力" 即"翼型阻力"。此外，当飞行速度接近音速并继续增速时，机翼局部出现 在激波并与翼面上的附面层发生干扰，引起附面层分离和使流经气流的能量 受到损失。局部激波也使机翼前、后缘压强差增大，形成附加阻力。由于激 波干扰而引发的附面层分离谓之"激波失速"。因展向气流不断流进翼根和 翼梢的附面层而引起各该处附面层的增厚直至分离也必然导致飞机失速。两 个失速都使飞机升力骤降并引发飞行事故。因此，治理机翼附面层的工作难 度极大。迄今为止，世界权威科研机关仍只限于围绕对减轻危害的起码效果 等课题开展研究，并且自"二战"出现后掠翼飞机之初起，已经在限制翼根、 翼梢附面层增厚并延迟其分离方面有了一些成果相继问世。其中有，按"湍 流掺混机理"在翼梢上翼面前缘加装的"涡流发生器"。其尾涡便起掺混附 面层的作用。这就是，引领附面层外具有较高动量的气流质点与附面层内的 低动量气流质点相混合，以增加附面层内所有气流质点的平均动量，从而使 该附面层总体增强了承受逆压梯度、延迟机翼附面层增厚和分离的能力。此 外，能起到类似作用的成果还有，翼梢采用失速迎角较大的翼型，并使得从 翼根到翼梢的机翼迎角逐渐降低的所谓"外洗扭转"，以及在后掠翼上表面 的中翼到翼梢之间加装的"平板翼刀"，以限制当地附面层外的气流沿翼展 流向翼梢，从而有效扼制翼梢附面层的快速增厚和分离。只要翼梢不失速， 就会推迟整架飞机的失速。这是后掠翼翼梢较翼根诱导下洗速度低而有效迎 角又比翼根大所决定的。值得一提的是，某些高速战机还在机翼根部的机头
两侧加装极高后掠的"边条翼"，利用主来流先在其上产生的强力"前缘脱 体涡"直插其后的机翼翼根附面层(机理与"涡流发生器"全同)，从而有 效增加了翼根附面层内所有气流质点的平均动量，并使之增强了承受逆压梯 度、控制和延迟翼根附面层增厚和分离的能力，因而堪称"从源头上解除了 '翼根效应'"。不过，不宜加装"边条翼"的，如机头两侧进气的战机又当 如何治理"翼根效应"呢？在回答这个问题之前，我们先来讨论一下如何扼制"自由涡"。大家知 道，人造机翼的翼展总是有限的，存在已如上述的"翼梢翻越"；即使翼展 无限大，没有翼梢，上面也提到存在"库塔条件"的误差。该误差规范一点 的描述是，原本重合并共同流经与二者飞行轨迹共面的翼型的一对气流质 点，自该翼型前驻点分离后，分别经该翼型上部轮廓和下部轮廓而到达后驻 点时不再重合。其中，流经上部轮廓而到达后驻点的气流质点偏向翼根，而 流经下部轮廓并到达后驻点的气流质点偏向翼梢，且展向所偏距离近似地与 在上、下翼面机翼最大厚度点的实际流速差成正比。因此，"低速翼型的薄 翼理论"认为，可以把机翼模型化为，以沿所有翼弦前l/4翼弦点(即普通 翼型的升力作用点)连线为轴，以定值环量为其强度的横向旋涡一附着涡和 它的延续，也就是自翼梢拐向机翼之后的"自由涡"两者之和所代替，并 把由"自由涡"对"附着涡"的诱导下洗作用，从而产生使实际机翼升力有 所下降的"诱导阻力"作为有升力必然存在"诱导阻力"的根据。有人甚至 把"诱导阻力"称之为"升致阻力"，以形容"升力"与"诱导阻力"的密 不可分。但"诱导阻力"毕竟是由"翼梢翻越"和"库塔条件"的误差所引 起的沿左半翼和右半翼的上、下两个翼面之间展向气流的循环流动所形成 的。如能有效扼制"翼梢翻越"，同时把主来流流过机翼的轨迹限制在准二 维空间，使得几乎不存在在左半和右半机翼上、下翼面之间气流的展向流动， 岂不也是从源头上解除了 "翼根效应"和"翼梢效应"吗？而且这并不依赖 于战机机头如何进气，……。这样一来，机翼升力就不会受到诱导下洗的干
扰而免去增加一个"诱导阻力"的分量，还其与主来流保持垂直的本来面目。 机翼升力的"正本清源"，无形中等于提高了飞机的"升阻比"。这其实就是 本项发明真正的主旨。总览目前能够推迟"翼根效应"和"翼梢效应"的所有举措不难看出， 只有"平板翼刀"才是以阻断气流的展向流动，从而避免实际上推迟"翼梢 效应"的发生为目的的，形象也比较直观。但若用目前的"平板翼刀"转而 扼制"自由涡"，显然大有"力不从心"之感。这至少因为"平板翼刀"只 固定在上翼面，且与翼梢还存在一段不小的距离。为此，我们仍以"翼刀"为载体，提出如下的"新型翼刀及其强化辅具 一翼梢喷气翼"的设计方案首先，我们既要翼刀扼制包括上、下两个翼面在内的两面展向气流的流动，就不能只在上翼面设置翼刀；而应既有上翼面翼刀，又有下翼面翼刀，即"新型翼刀"应为上、下两个翼面共有的"双面佈局"。其次，目前的上翼面翼刀因与翼梢还有相当大的距离，实际上不能全面阻止翼梢的附面层增厚；特别是无法阻止高于翼刀的斜向超高气流，以及牵斗 向超前、超后即绕过翼刀的低位气流流向翼梢，当然更谈不上制止"翼梢翻 越，，了。为了堵截来自各个方向和具有不同落点而到达翼梢和翼根的所有气流， 并且不致构成新的翼面展向流动，尤其为防止发生新的"翼梢效应"和"翼 根效应"，就必须在翼梢和翼根的上、下两个翼面适当加密"新型翼刀"的 布置。作为暂无实验数据的初步设计，发明人给出如下的参考尺寸若以目 前高出上翼面近200mm的"平板翼刀"作依据，并且假定"新型翼刀"固定 高200mm。其长度超出机翼前、后缘各约0. 4 0. 5m.超出的尺寸要求"整齐 划一".那么，作为左、右半翼展上、下两个翼面加密段的翼根翼刀组和翼梢 翼刀组，相邻二翼刀之间距取为翼刀髙度之半即100mm。这样，便很自然地 把每一翼面上的全部翼刀分成疏密相间的三段，其中两端加密段宽各佔所在
翼面展向长度的1/4.，而翼中非加密段宽约佔所在翼面展向长度的1/2。由 于翼刀体还有一定的厚度(建议该厚度S才5mm)，特别是还要做成"可转 角"和"链节式"(后面有述)，所以实际上，二相邻翼刀之最小间距仅为60 70咖左右(比如当发生与翼弦的夹角不为"0"的情况时)。"新型翼刀"之 所以定得如此之密有两个原因。首先是在工艺水平允许的条件下，烬可能为 提高通过"新型翼刀"间隔气流的"直线度"和"准二维度"创造条件。进 入"新型翼刀"间隔的气流必然与翼刀的某个侧表面发生碰撞。由于完全垂 直的碰撞几乎是不可能的，又兼翼刀不会被气流穿透并且不为所动，故而碰 撞的结果只能是入射角等于反射角式地在相邻二翼刀侧表面之间交替地弹 来弹去。显然，翼刀的"小间距"即烬可能的密布与因翼刀较长而使滞留其 间的气流交替入、反射的次数较多，是确保机翼出流具有高"直线度"和高 "准二维度"的必要条件。而有了足够的"直线度"和"准二维度"，也才 能够使机翼出流绝少形成旋涡的可能。其次，通过采取使翼刀加密的手段， 可以把气流分割破碎成"涓涓细流"。这样，由于小股气流的能级低，对翼 刀的冲量小，即使把翼刀做得比较单薄，也能抵御气流的冲击而不致产生变 形和抖动。至于超过机翼前、后缘的外伸部份，也是在满足刚度要求前提下 的合理加长。中翼虽与"翼根效应"以及"翼梢效应"不直接相关，但毕竟是机翼的 组成部份，也应为消除"库塔条件"的误差做出贡献，故也应布置翼刀；只 不过不必像在翼根、翼梢处那样加密和可转角罢了。兹暂定非加密之中翼段 翼刀肢肢弦向固定于上、下翼面之上。单肢规格同前述，且二相邻翼刀之净 间距为2 3倍翼刀高即400 600mm .此外，发明人要求同一架飞机机翼的所有加密段翼刀和非加密段翼刀的 上述间隔以及左、右同名各段总宽不仅"整齐划一"，而且应适合"飞机设 计"关于固定载荷必须对称布置的要求。这样，在加装"新型翼刀"后，一 架单发螺桨单翼全金属战机的前视图便如附
图1 "新型翼刀"沿机、尾翼上、
下翼面的佈局(前视)所示了。从图中可以看出，同名半翼的上、下翼面沿 展向长度不等，下翼面的这个长度大于上翼面。这就要求，在加密翼刀组总宽不变的前提下，下翼面非加密段应多加装1 2只固定翼刀，并保持两个"整齐划一"和一个"对称分布"的原则。第三、尾翼中的平尾，实际上也是一对由左、右半翼组成的机翼；只是 为调正飞行姿态、配平机翼升力而专设。因此，平尾面积虽小，也应具备与 机翼同样的功能。烬管由于机翼加装"新型翼刀"后，其左、右两翼梢几再 无"自由涡"后去干扰平尾的升力，因而从无机翼尾流干扰这一点讲，平尾 一般可不加装翼刀。但平尾既是机翼，具备与机翼同样的功能，便同样存在 由"翼梢翻越"和"库塔条件"的误差所引起的降"升阻比"问题。因此， 从提高平尾"升阻比"的目的出发，平尾也应加装"新型翼刀"。仅仅为了 不过多增加平尾结构的复杂性，不额外增加飞行员的负担和飞机成本，兹决 定，平尾同机翼一样，布置加密段和非加密段的"新型翼刀"，并且全部为"固定式"；而翼刀高度和间距以及超出当地翼弦的前、后外伸的长度也按 与机翼的尺寸比例而有所减小，"整齐划一"和"对称分布"的原则在左、 右二平尾不变(平尾一般可不加装"翼梢喷气翼")其大致形象也如附图1 所示。由本人先期发明的"全动双分动翼型尾翼系统"，其发明的主旨是,显著 提高现代机动飞机的"横控"和"纵控"机动性，与本文描述的"新型翼刀" 关系不大，烬可以分别实施。不过，若在同一架飞机上共同实施，恐不乏 出现互让、互容等空间干扰问题，相信在细节设计中完全可以得到解决。 第四、所谓要求"新型翼刀"应对源自不同方向、不同落点的来流均须 作出不致重新产生"自由涡"的响应，意指它有能力把所有沿机翼表面的展 向流动均改变为弦向，即沿主来流方向的流动离开机翼。但从来流撞击翼刀具有在相邻两翼刀之间多次入、反射的实际情况来看，有的可能只入、反射 一次即与主来流或说与翼弦夹成某一角度离开机翼。前已指出，由于入、反
射角必须相等，这就难以保证机翼出流取沿翼弦向的不变性。多束不平行翼 弦的机翼出流极有可能再次形成"自由涡"，从而再次背离发明"新型翼刀" 的寘正主旨。特别当飞行员己经感知即将有大束斜向来流通过所驾驶的飞机 时，为杜绝任何产生"自由涡"的可能，飞行员应操控翼刀，或顺迎来流， 或抵住来流并令其转向，以确保机翼出流全部经过翼刀强制取翼弦向的"梳 理"，从而使无"自由涡"的"升阻比"得以保持。因此，至少加密段的翼 刀应是绕某一定轴为可转角的。不过，处于机翼不同位置又不属于同一套传 动的加密段翼刀，其转角范围很难"整齐划一"。比如在翼根段，加密翼刀 可能的转角不会太大。因为那里有翼、身整流过渡面，它严重妨害翼刀的迴 转。特别是下单翼机上翼面，靠翼根的翼刀更是无法转大角。这一癖病将使 属于同一套传动的翼梢刀组的迴转大受制约。小转角的"新型翼刀"系统 要求对需要翼刀转角的异常气流具有更强的敏感性，因为转迟了，小转角便 不起作用。此外，中翼非加密段的翼刀却可做成和目前"平板翼刀"同样的 "固定式"， 一因与两个效应没有大的关系，二从制造经济性出发也很必要。第五、每一组加密翼刀具有相等的转角和同一套传动，并且同时动作， 同时停止。这是不言自喻的。左、右半翼的上、下共四个翼面八组加密翼刀， 显然是八套传动。由于同名半翼的上、下翼面气流的展向流动自成循环，所 以同名半翼的上、下翼面同名的加密翼刀转向相反。同为上翼面或同为下翼 面的加密段翼刀，但分属于左、右两个半翼，则因左、右半翼"自由涡"的 转向相反，而使异名半翼同名翼面的同名翼刀组转向相反。但同名半翼同名 翼面的翼根翼刀组和翼梢翼刀组的转向也相反。原因是在翼根上表面前段， 主来流偏离机翼对称面，使流管扩张变粗。而在其后段，主来流向内即向机 身偏斜，使流管又收縮变细。翼梢与翼根的主来流绕流情况却恰恰相反，即 在翼弦的相同百分点上，翼根处气流与翼梢处气流二者的流向不同，彼此相差约在60° 90°之间，因而两处翼刀的转向应相反.这样，在总共只有两种 转向和所有加密翼刀转轴均为平行的前提下，以左半翼上翼面的翼梢翼刀组
而论.它将与该半翼下翼面的翼根翼刀组转向相同.除此之外，又可在右半翼 上翼面的翼根翼刀组和该半翼下翼面的翼梢翼刀组找到相同的转向.其余均 与所论转向相反.因此，八套传动存在两种转向并各占半数.此转向组成可参看附图2用虚、实线方格表示的相同转向加密翼刀组的位置。图中转向相同 并统一用粗实线方框绘制的四组翼刀与统一用虚线方框绘制并具有与该四 组转向相反的另外四组翼刀彼此遥向呼应.为使图面清晰，图中把固定不动 的中翼翼刀和平尾翼刀略去不画.第六、上面谈到八组加密翼刀各为一套传动，共八套传动。实际上能否 有所简化呢？我们再回到图2。图2也是与图1类似的飞机的前视图。在图 2中，如果我们把相邻上、下翼面(即同名半翼的上、下翼面)的两组相近 但却转向相反的翼刀重新组合，即按上款，把相同转向的翼刀组用实线方框， 同时把与实线方框转向相反的各翼刀组用虚线方框加以表示。显然一是左半 翼翼根上翼面为实线的方框和相邻下翼面为虚线的方框的组合，可在以居中 机身为基准的右侧半翼的翼梢找到，即左半翼的翼根与右半翼的翼梢都是上 翼面为实线方框、下翼面为虚线方框，表明二者的同名翼面翼刀具有相同的 转向。而左半翼的翼梢与右半翼的翼根二者的上翼面都为虚线方框，下翼面 又都为实线方框，也表明二者同名翼面的翼根与翼梢具有相同的翼刀转向。 二是凡具有上翼面为实线方框(以下简称"上实")对下翼面为虚线方框(以 下简称"下虚")的组合，与另一 "上实"对"下虚"的组合所联成的系统， 才可简化为同一套传动。三是基于所有这些认识，八套传动即可由两套传动 所代替、所简化。但条件是，该两套传动均须同时能满足互为反向的两种传 动的需要。第七、全部"新型翼刀"的传动系统只有布置在机翼翼面以下，才能满 足"飞机设计"关于尽量减小废阻的要求；而机翼的总厚度又是屈指可数的。 在这种情况下，发明人提议，充分发挥飞机上集中的液压、气动源特别是前 者的作用，即把动作活塞或动作缸套的往复直线运动转换为众多翼刀的转角
动作。我们把这一构思用附图3 "新型霣刀"转角的齿条一齿轮传动原理圉集中地表现出来。由附图3得知，动作缸套固联一双面齿条。显然它可使与 其直联的相对两侧面齿条及与二齿条相啮合的两行多件齿轮，是具有平行定 轴又互为反向转动的传动。由于每个齿轮只带动一只翼刀做转角动作，负载 很小，所以齿轮的尺寸不会很大，连同其两侧的轴承座在内，可以将全部传 动组件布置在机翼蒙皮以下的檩桁隔框内。动作缸套连同双面齿条的往复 直线运动，可通过齿条两侧的两行定轴齿轮使相邻的上、下翼面翼刀作互为 反向的往复转角动作。由上一款得知，由于位于齿条同侧的同步同转向的另 一组齿轮相距遥远，起码相当于半翼展的展长加一个机身的全宽，因而双面 齿条将是"细长比"很大的杆状零件，并需要在其中间加许多浮动支承。值 得说明的一是，两条长双面齿条就代表了全部加密翼刀的八套传动。其中， 左半翼翼面以下的齿条将延伸到右半翼翼面以下；而右半翼翼面以下的齿条 又要延伸到左半翼翼面以下。显然，无论在翼根或翼梢处，二长齿条都应沿 翼弦方向错开一段距离，以便互不影响对方的动作。二是动作缸套不一定布 置在传动的某一端，特别是无法布置在翼梢。最有可能的位置是在长齿条的 中间，靠近机身或就在机身之内，即在左翼梢翼刀组和右翼根翼刀组之间或 左翼根翼刀组和右翼梢翼刀组之间。第八、低于0.3M的飞行谓之"低速飞行"。后掠翼于低速飞行是没有优 点可言的.前已述及，关于为增加进入二相邻翼刀之间的气流在翼刀侧表面 上的交替入、反射次数，使机翼后缘出流具有较高的"直线度"和"准二维 度"的必要性，因而延长翼刀长度至外伸机翼前、后缘各0.4 0.5111.但当飞 行速度接近音速并可能伴有局部激波即将产生之前，为使后掠翼的优越性在 高速飞行条件下不失时机地得到发挥，"新型翼刀"理应退回至后掠翼前缘 园角之后.因此，在机动飞机作高速飞行时，"新型翼刀"应与后掠翼并用.至 于因翼刀的后退而降低机翼后缘出流的"直线度"和"准二维度"的问题， 可通过延长翼刀后伸的长度加以解决。这里还有一个0. 6M的问题需要阐明。
0.6M虽介于"低速飞行"和"高速飞行"之间，但可确保绝无激波产生。只 要没有激波就可以充分发挥"新型翼刀"的作用；而且不一定要等到飞行速 度继续降至0.3M以下再伸出翼刀于机翼前缘之外，也无须乎等待飞行速度 渐增至刚满0. 3M便立即将翼刀退回至机翼前缘之后。这就是说，0. 3M 0. 6M 之间仍然属于较低飞行速度的范围。因此，发明人提议，把全面和单独使用 "新型翼刀"(包括"翼梢喷气翼")的飞行速度范围，由0. 3M提高到0. 6M。 发明人还提议，全部"新型翼刀"应同时伸出，同时退回；但以伸出于机翼 前缘之外的状态为基本态即"0"位。包括中翼非加密段的所有翼刀在内， 即全部加密可转翼刀和全部固定式翼刀均应具有前伸至机翼前缘之外和退 回至机翼前缘园角之后的功能，而且所有翼刀的后外伸端会在其前外伸端作 后退动作的同时，由所处的退回状态外伸至后缘之后作为"正补偿"；或在 其前外伸端由所处的退回状态改做外伸动作的同时，后外伸端由所处外伸状 态退回至机翼后缘之内并作为"负补偿"。此外，要求所有这些协调伸縮的 长度是一个恒定不变的定值。发明人还认为，既以"新型翼刀"伸出于机翼 前缘之外的状态为基本态即"0"位，那么就有"退回"、"伸出"、"再退回' 以及"再伸出"等多次变化。不过，变化动作既应是"整齐划一"的，其"初 始态"和"终极态"就应该是稳定的。"过渡过程"只有处于"双稳态"时 才是极易实现"自动化"的。第九、前伸于机翼前缘之外和后伸于机翼后缘之外的"新型翼刀"两端 如何退回而又不会增加翼刀的截面积，看来困难很大。原因是，如果翼刀退 回的动作是将原外伸臂藏匿于事先加工好的翼刀体槽中或孔中并作为高速 飞行时所保持的"收縮态"，则"新型翼刀"单肢的总厚度将至少是目前的3 倍。重量引起的气动损失和经济损失都将是沉重的。这使我想到改用"铰链 转角式"，即将前伸或后伸之部份翼刀扬起超过90。即为"收縮"，回转落平 即为"外伸"的办法解决这一难题。方案已如附图4链式"新型翼刀"前后 单体协调转角示意所示。图中无论上、下翼面翼刀均呈链节式的结构留待后 述。图中的虚线轮廓为翼刀外伸部份转角动作前的状态。明显看出，该部份翼刀在铅垂面内扬起达150°的角度，表示其在该处原来呈"收縮态"。与此 同时，翼刀后端的部份落平，即与前端的扬起相对应，呈"伸出态"。图中 翼型前、后的实线轮廓表示，与上述虚线所表示的状态对应，即原扬起达150 °角表示处于"后退"状态的部份翼刀已经落平，重新表示已由"收縮态" 转变为"伸出态"即基本态"0"位.这说明飞机正由亚音速降至0.6M以下 的低飞行速度，该是"新型翼刀"大显身手的时候了。与此同时，即与上、 下翼面翼刀的前单体由"收縮态"转变为"伸出态"的同时，其后单体也相 应地由落平一"伸出态"扬起150。角而转变为"收縮态"，从而使图中无论"前扬同时后落"，抑或是"前落同时后扬"的翼刀前、后端协调动作的全 过程保持其起"新型翼刀"作用的总长度不变。此外，无论"新型翼刀"的 外伸部份处于"扬起"还是"落平"状态均要求加锁定环节，以及无论是加 密可转翼刀，还是中翼"固定式"翼刀均具备可协调扬落的前、后端，而且 全部扬落动作应严格保持"整齐划一"的原则。第十、因为"新型翼刀"是双翼面疏密相间布置的，即使上翼面翼刀倉& 够自由迴转，不等于与其相对的下翼面翼刀也能自由迴转。比如，下翼面翼 刀的前伸部份落平时，有的就将与自机翼放下的前缘缝翼相干涉。这需要把 前缘缝翼凡翼刀可能通过的地方预留出豁口，而且这豁口还要比翼刀的厚度 宽出数倍。这是因为落平翼刀需要在体现"前伸"效果的同时，又能在近乎 水平的机翼翼面上刮转，而且转轴位置不可能在前缘缝翼所在的部位，佟管由于前已述及的原因翼刀的转角并不大。这样，前缘缝翼就将被破开许多有 显著宽度的豁口，而肯定会影响其气动设计的各项指标。究竟还用不用满是 豁口的前缘缝翼，值得做进一步和更深层次的探讨。与翼刀和前缘缝翼相干 涉类似的，可能还有翼刀和翼吊发动机、翼刀和机翼、机身的张拉件、翼刀 和机翼上的导弹掛架、翼刀和起落架舱等的干涉、同样需要妥善加以协调。 第十一、我们仍回到图3 。沿图面并垂直于齿条的方向看去，包括与齿
条两恻相啮合的齿轮及其支承件在内的全部传动件均置于机翼翼面以下不 外露。外露的只是与翼刀固联并与齿轮连轴的部份转轴。由于目前的"平板翼刀"厚度较小， 一般S氺5mm，所以翼刀与转轴的连接处必须局部加粗。 这是传递数十kg.m扭转力矩又不致使翼刀变形的需要。因此，"新型翼刀" 的轴毂部份必须采用较硬材料并单独加工。此外，还要解决翼刀的其他部份 与轴毂部份可靠地连接，以便在传递上述数量级的扭转力矩下不打"折扣"， 即具有较高的传动效率以及不致发生松脱等事故。第十二、到目前为止，"新型翼刀"已经具备了双翼面半密布、可转、可伸縮等的特性。"新型翼刀"是以其横截面窄边与机翼翼面接触并在其上 滑动从而实现其转角动作的。从第四款已可看出，"新型翼刀"在机翼翼面 上滑动的必要性。不过，翼刀也不能像棉条那样，有一点风吹起来就摇摆不 定，不是的。既然我们是在上翼面固定式"平板翼刀"的基础上提出，以可 转动某一角度作为改进方案之一的，那么在翼刀转过合适的角度以后，就不 能在接受来流的过程中随便改变这一角度。实际上，"新型翼刀"对于定向 来流在预转过某一角度之后，就应该和"平板翼刀" 一样，以固定不动的方 式迎接来流，以强迫来流全部改为取翼弦向流过机翼的。因此，要求可转"新 型翼刀"非受控不得有任何转动，也不得有任何局部变形。它的每一停位都 应具备目前的"平板翼刀""站如松"的品质。"新型翼刀"以横截面窄边在机翼翼面上滑动的另一个含义就是，要求翼 面比较光滑，而且不应有如铆钉那样的突起。所谓"比较光滑"，意指只要保 持蒙皮的由压力加工形成的原始表面，或者由喷涂环氧树脂所形成的凝固表 面。这至少是对"新型翼刀"动作所及的机翼翼面的最起码的要求。第十三、由于机翼表面并非平面，又兼"新型翼刀"的动作方式主要是 定轴转动，从而可以想见， 一块长方薄板以厚度边刮削机翼表面作"平移" 或"旋转"的动作时，其与机翼接触表面的间隙不可能处处均匀，除非"平 移"运动是平行圆柱面的母线的，而"旋转"运动则与被刮的表面同轴。然 而机翼表面较圆柱面和其他旋转曲面复杂得多。不仅有如上述薄板一样的翼
刀，在转动过程中与被刮机翼表面的间隙难以保持均匀，而且更有甚者的是， 局部翼面的起伏足可以挡住"新型翼刀"的去路，使你非停即严重变形。因 此，不要说上述间隙难得均匀，就是为维持翼刀畅通无阻地连续转动，翼刀 也不可能做成笔直的一块板条，而应做成多段"链节式"的结构才能达到转 角动作的目的。当然，这种链节的节距应烬可能大一些。以烬量减少链节数。这是设计"链节式"零部件的准则。因此，"新型翼刀"才有如我们在图4中 所见到的那样。(*中翼非加密段处的"新型翼刀"，因为除前后超出机翼前、 后缘的单体之外均固定不动，故而无须做成"链节式"结构，包括平尾加装 的全部"新型翼刀"在内。——发明人)。值得说明的是，链节式"新型翼刀" 虽非套筒滚子链，做成"链节式"也不是为与链轮相啮合而达到某种传动的 目的。但它既是"链节式"结构，就一定要具备如轴套、销轴以及令销轴止 动的顶丝等绞链配套件。不仅如此，还应烬可能使"链节式"翼刀的侧表面 起伏小，以便在气流通过时，因摩擦阻力小而绝少降低其能量的损失，从而 使气流流动速度和流动轨迹的波动就小。也只有这样，才能确保机翼出流远 离生成旋涡的可能。前面曾提到的"新型翼刀"需要加粗的定轴毂，也应考 虑其侧表面与翼刀侧表面的整流问题。所有这些做法的目的，无非是使可转 可伸縮链节式翼刀尽可能的与目前的"平板翼刀"在形状、尺寸等各方面相 接近，但又在性能上远远超过目前的"平板翼刀"。第十四、因为"新型翼刀"是"双翼面"布局，再加上又要做成"链节 式"，显然下翼面翼刀就有一个多数链节因自重而脱离与下翼面的接触、表现 为自由悬垂形状的问题。假如在飞行中突然发生这样的事故，岂不是又无法 扼制发生在左、右机翼上、下两个翼面之间的展向流动，从而一任"自由涡" 泛滥成灾而又"束手无策"了吗？为使处于下翼面之下的可转链节式翼刀能 够如上翼面上的可转链节式翼刀一样、在其转动过程中甚至停在某处，不致 有任何部位脱离下翼面，以便真正起到如前所述的"新型翼刀"应有的作用， 就必须使下翼面加密翼刀组及其所可能扫过的下翼面全部采用永磁加磁敏的 材料制造。由永磁材料制成的零件与由磁敏材料制成的零件相接触时，彼此 有很强的吸引力。如果由磁敏材料制成的零件质量很小，则可因由永磁材料
制成的大质量零件的强吸引力而将磁敏零件粘附其上，而且若将后者沿粘附 处的前者体表移动，则二者之间的吸引力仍不减.所有这些现象都是人所共知 的。我们就是利用这些现象使下翼面及其翼刀实现既有相对运动又不致脱离 接触的目标的。为了降低造价和减轻飞机自重，发明人提议，除常作"倒飞"等特技飞 行的战机需要把翼刀扫过的上、下两个翼面及全部加密翼刀均采用永磁和磁 敏材料制成外，其余民航客机及其他无倒习需要的飞机全部只把下翼面翼刀 及其可能扫过的下翼面采用永磁和磁敏材料制成，以使飞机总的技术经济指 标更趋合理。第十五、全部以扬起为"收縮态"和以"落平"为"伸出态"即基本态"0"位的机翼前缘之外的上、下翼面前伸翼刀可制成单体单件。同样，全部超出机翼后缘之外的上、下翼面的后伸翼刀也应做成单体单件。前己述及，当飞行速度超过0.6M以后，翼刀的前伸于机翼前缘之外的单体立即扬起，亮 出完整的后掠翼前缘。但这也使通过翼刀间隔的气流撞击翼刀侧壁的入、反 射次数有所减少，从而影响机翼出流的"直线度"和"准二维度"。在这种情 况下，即在前伸翼刀扬起的同时，操纵机翼后缘原己处于扬起位置的翼刀单 体落平，或在前伸翼刀由扬起改为落平的同时，使机翼后缘原已处于落平位 置的翼刀单体重新扬起，从而使飞机无论处于低速飞行还是高速飞行时，确 保"新型翼刀"的单肢总工作长度恒久不变。"新型翼刀"前、后单体的扬、 落协调运动即附图4链式"新型翼刀"前后单体协调转角示意如所示。我们 在第九款中已经比较详细地介绍了这一情况。"新型翼刀"前、后单体的扬、 落与其在机翼翼面上的刮转动作一样，也将和目前机翼上的某些构造物相干 涉。继第四款机翼、机身的整流过渡面妨碍翼根翼刀组有大的转角动作和第 十款，关于下翼面加密翼刀和非加密翼刀前伸于机翼前缘之外的单体落平时， 将与机翼的前缘缝翼相干涉之后的另一例，当机翼下翼面的"新型翼刀"后 单体落平时，又将与机翼放下的后缘襟翼相干涉。究竟要不要像在第十款中 所说的那样，需要把后缘襟翼破开许多条豁口？我们知道,后缘襟翼是为了解 决飞机起飞和降落以及遇有强烈湍流飞行条件下的升力不足而加装在机翼之
上的功能器件。但由于又加装了 "新型翼刀"而基本消除了占飞机总阻力30% 的"诱导阻力"，实际上等于无机翼后缘襟翼也已解决了机翼在上述三种情况 下的增升问题。因此，发明人提议，让"新型翼刀"取代后缘襟翼，岂不也 是从根本上解决了二者相互间的干扰了吗？当然，这种取代尚需经过实验予 以证明。第十六、机翼上、下翼面上的"新型翼刀"，其前、后单体的协调扬、落 是区别于其在翼面上刮转的另一种局部运动，且与刮转运动在两个互相垂直 的平面内进行。此外，翼刀在上、下两个翼面刮转的时刻并非需要其前、后 单体同时扬或落。为了简化"新型翼刀"的传动，在由两套展向动作的液压 缸套带动下，因而已解决了八组加密翼刀在机翼翼面上的刮转动作的传动。 在此基础上，仍由二缸套解决"新型翼刀"前、后单体扬、落的动力。显然， "刮转"和"扬落"二动作既不需要同步，又就范于由同一原动机所带动，因 而必须具备"互锁"的功能.这也是要求缸套及其从属零、部件必备功能的首 选。其次，把展向往复直线运动转换成弦向往复直线运动。这是因为翼刀前、 后单体的扬、落仍是以链节末节前的销轴为定轴的迴转运动，而且每次扬、 落均不过半周。为了实现"前扬同时后落"以及"前落同时后扬"的动作， 本该由典型的"四联杆机构"来完成，却因机翼外设己经相当复杂，并且将 因此举可能带来过大的气动损失，从而不得不另行考虑。比如，可考虑在链 节式翼刀体内穿绳，以使得一旦该落的单体被拉落平，则全体翼刀另一端的 单体同时被拉而扬起。其实，在堪称"高度自动化"并有"知识经济"之称 的21世纪，即使不穿绳拉，不要"新型翼刀"的主转动力带动，也完全可以 通过由"速度传动器"发出的指令，而由执行元件电磁铁的磁轭(即铁芯) 擒纵衔铁"吸合"或"斥离"，以解决翼刀前、后单体的协调扬、落问题。显 然，翼刀前、后单体的扬、落与其在机翼翼面上的刮转动作可以互不相关， 而且兑现所要求的动作也不应有什么不可逾越的障碍。第十七、当飞行速度上升并达到0,6M以后，"新型翼刀"前单体应自动 上扬，以突显后掠翼的完整前缘。但翼刀前单体上扬后，不允许沿翼刀体纵 长与翼弦的夹角仍不等于0。否则会因翼刀与直飞主来流流向不能协调一致
而额外增加升力体的形阻和激波阻力。因此，随着"新型翼刀"全部前单体 上扬及与之同步动作的全部后单体的落平，全部加密翼刀或先已恢复到与翼弦平行，或在与所有翼刀前、后单体扬落的同时，回到与翼弦平行的转角"o"位。这样，前述之翼刀"o"位就不仅仅以其前单体落平为标志，而且有与前单体扬起的同时，翼刀体取向与翼弦严格平行的含义。或者说当飞行速度vX).6M以后，全部加密翼刀均取翼弦向(而全部非加密翼刀本以平行翼弦的 方向采用"固定式"安装)。也或者说，"新型翼刀"全部转角动作的动力以 及其全部前单体落平和后单体上扬的动力只在飞行速度V《0. 6M以下有效。 而当V超过0. 6M以后，全部翼刀均取翼弦向并且保持固定不动，直到V再次 回降到O. 6M以下为止。第十八、为了减薄翼刀体的厚度(这其实也是一个减废阻的问题)，并提 高当其承受侧向作用力时的刚度，也可把上述传动方式稍加改变。如果把翼刀的既定定轴当作一个支点，而把整体单肢翼刀看作与支点铰接的前、后双 向悬臂樑、那么，它的刚度就是非常有限的。但若在翼刀上再加一个支点使 之变成简支樑，那么烬管仍有小的外伸悬臂，但其整体刚度必远远大于单支 点樑。为此，可把翼刀的定轴位置前移或后移。若前移的在原定轴后，若后 移的在原定轴前加装"新型翼刀"的第二转轴，而改让第一转轴即原定轴随 动.通过第二转轴围绕第一转轴的迴转，使翼刀在机翼翼面上刮转某一角度。 第二转轴在翼面以下的部份由原双面齿条带动绕第一转轴即新定轴迴转.值 得说明的是，因为第二转轴与第一转轴的距离即迴转半径对于同一套传动的 所有加密翼刀都相等，又均以铰链与原双面齿条上的固定位置相连，故而实际 上"双面齿条"已非齿条，而是变成普通的光滑直杆了；而且该项直杆的运动 已非"直线往复"，倒是变成"平移往复"了.这是因为前者即原双面齿条通 过所啮齿轮，与"新型翼刀"定轴在垂直齿条的方向上保持定距；而后者，直 杆与翼刀的新定轴在该方向的距离是变动的。若仍想以一根直杆带动其两侧 转向相反的两组翼刀同时迴转， 一种方法是，继续保持直杆的"直线往复" 运动，而其与两侧翼刀定轴即第一转轴距离的变动由铰链在翼刀体上的位置 变动予以补偿。当然也可如附图5"新型翼刀"转角的非齿条一齿轮传动原 理图所表示的那样，即第二种方法，既满足直杆的"平移往复"运动，又能 维持其两侧固定铰链位置的外杆即上、下翼面两组加密翼刀的互为反向的转 动。第十九、作为为实现相对转动而配合在一起的轴和毂，二者总是存在间 隙的，不管是在轴向还是径向。存在间隙的传动，其传动效率就要打折扣。 因此，多链节传动的误差是显而易见的。它告诉我们，转动多链节翼刀不宜过频，尤其不宜频繁变更其转向。这样，当相差IO。 15°的两股气流先后 作用于机翼的前缘时， 一般就可以只顺一次各加密段翼刀而不必"有求必应" 了。如若不然，"应"的效果必然因为链节式翼刀传动效率之低而无法控制翼 刀的准确停、行。但若把"新型翼刀"的全部转角范围总共分成3 4挡，就 能使"新型翼刀"的转控操作变得比较轻松自如。第二十、链节数过多，过于细碎，传动效率低是一个方面。除此之外， 也会使翼刀的自重过重。为解决"新型翼刀"的传动效率不致因采用的链节 数过多而受到影响，并为减轻翼刀的自重做出贡献，发明人提议，严格按翼 刀扫过的机翼翼面的曲率设计链节式翼刀的节距。换句话说，就是保持翼刀 在刮转过程中与被刮翼面有较均匀的间隙且不致受阻。这样一来，链节式翼 刀的节距便因机翼翼面曲率的复杂多变而变得"参差不齐"了。但是，因为 并不存在与链节式翼刀体相啮合的零件，所以节距不固定也无所谓。这里有 一个决定节距的误区是，只在链节式加密翼刀立于机翼翼面的某一位置决定 节距.这显然是过于片面了，但可以作为"初定"。应该在该肢翼刀的全部转 角范围内，"初定"节距都适应；既不过小，也不过大，才是合理节距的最佳 选择。合理节距的"参差不齐"，对于"新型翼刀"虽然不是什么坏事，但 给制造工艺以及加工、装配成本的降低却带来不小的麻烦。补偿的办法是， 采用近些年兴起的"成组装配技术"，亦即总共设计固定系列和固定数目的链 节，按实际需要加以分组选配，不失为降低成本又使生产效率得以提高的较 为理想的举措。不定节距链节式翼刀的形象示意请参看图4。第二十一、综上所述，"新型翼刀"其实是给机翼上、下翼面和翼面以下 的檩桁隔框"无端"增加了不少的重量。这在一般情况下是不允许的。但是
若从拿掉占飞机总阻力30%的"诱导阻力"出发，又使目前的"升阻比"一 下子提高到了 42.86%，那么这样的重量损失便无须乎再计较了。特别是前已 述及，由于"升阻比"如此显著地提高，甚至所有机翼后缘和前缘的增升机 构都可以拆卸掉；再补上"新型翼刀"，已属"得失相当"，又何况新增了即 将描述的矢量控制——"翼梢喷气翼"，从而可进一步确保"新型翼刀"的"除 诱"效果。第二十二、尽管"新型翼刀"已将目前所普遍采用的上翼面固定式单翼 刀(左、右半翼各一肢，共两肢)扩充到全翼展和上、下两个翼面以及平尾， 并在翼根和翼梢加密。但是，受现行工艺水平的限制,无法将最外一肢加密翼 刀置于翼展末端，而与翼梢仍保持一小段距离.这就难免有小规模翼梢涡的存 在.只要有一点点翼梢涡就难免它不会增长，以致最后仍形成全翼展诱导阻力 而殃及左、右两半翼展机翼的升力.因此,机翼翼梢仍是"新型翼刀"框架下 的薄弱环节。为了使"新型翼刀"真正起到杜绝"翼梢翻越"和抑制"诱导 阻力"对机翼升力所产生的下洗消耗作用，除按以上要求装设和合理使用"新 型翼刀"外，作为补救措施，也是作为强化"新型翼刀"的辅助工具，我们 提出增设"翼梢喷气翼"的方案。这就是，沿免装"翼梢小翼"但却加装"拍 门"(*泵阀名词。扬程不高，出水管路较短的泵站常在出水管路出口用一个 单向阀门即"拍门"以代替逆止阀。在这里用以表示翼梢喷气条缝处有类似 "拍门"的装置。这样，实际翼梢只能外喷压縮空气，而大气却无法流进机 翼。——发明人.)条缝的翼梢侧缘，引发动机压气机输出的部份高压压縮空 气，继续沿翼展向机翼翼梢之外的大气猛烈喷射。这将使得机翼附着涡无法 拐向机翼之后而形成"自由涡"；却被引射，跟随从翼梢条缝喷出的高压空气 而远离翼梢。又根据赫姆霍兹关于旋涡不能自行消灭的定理，机翼附着涡只 能继续"附着""翼梢喷气翼"向由"翼梢喷气翼"形成的虚翼梢一面旋转一 面漫延开去，因而能够从根本上消除目前存在于实际翼梢的"自由涡"。实 际翼梢失去了 "自由涡"，当然也就彻底消灭了来自左、右机翼上、下翼面的 展向流动和"诱导阻力"，机翼"升阻比"的显著提高就成为"不可逆转" 的事了。我们所说的"翼梢喷气"有其鲜明的特色.首先，非指向不同方向的点射，而是连成一片的漫射.经翼梢侧缘向外发射的喷气流刚一离开条缝时几乎与梢弦等宽；而具有高能量的高压压縮空气强行推开周围的大气.呈机翼状 向机翼两侧延伸，酷似把机翼展长延长数米直至加倍.其次，要求喷气条缝的 弦向截面具有与梢弦翼型相似的轮廓，以使喷出的压縮空气具有机翼特别是 翼梢的完整形状.只有这样，才能使"翼梢喷气翼"具备产生升力的功能，"拓 宽实际翼展"才不会是一句空话。由于"翼梢喷气翼"并非实体，翼梢如无 高压压縮空气喷出时，亦无"翼梢喷气翼"可言，因而无法加装"新型翼刀"， 也没有必要考虑"新型翼刀"对"翼梢喷气翼"的影响。只要翼梢在喷气， 那么机翼便由虚、实两部份组合而成。当喷气流本身的动量消耗殆尽以致不 足以推开阻挡它的流动的大气时，"翼梢喷气翼"便不复存在了。"翼梢喷气 翼"把原有的机翼翼梢移往其消失处这个事实本身、还可以将其比喻为，把 翼梢"自由涡"移往远离实际翼梢的喷气翼梢，从而为消除在实际翼梢产生 的"自由涡"创造条件。这样一来，也就不必担心"诱导阻力"会在加装"新 型翼刀"的条件下出现"反弹"了。其实，"翼梢喷气翼"不仅仅为"新型翼刀"彻底根除翼梢"自由涡"创 造必要的前提，而且它可以完全取代称雄当今的"变掠翼"，又不致花高额投 资，专门设计"翼梢喷气翼"飞机。相比之下，"变掠翼"飞机较普通"涡喷 机"或"涡扇机"加装"翼梢喷气翼"的机体要笨重得多，而且经变掠使翼 展得到的增幅也是极其有限的。普通"涡喷机"或"涡扇机"改装或加装"翼 梢喷气翼"均有可能，却无法改装或加装"变掠翼"。"翼梢喷气翼"可以使 普通"涡喷机"或"涡扇机"在难以识别是否已经经过改装的情况下，瞬时 形成"翼梢喷气翼"，并以超过"变掠式"飞机翼展变化率的超长翼展大幅度 地再提高"升阻比"，并进一步縮短起降滑跑距离。这是因为"新型翼刀"是 一个与之有力配合的"秘密武器"。当飞行速度接近音速时，只要停止翼梢喷气，固定的后掠翼照例单独发挥作用；完全等价于未经任何改装，而又无须 担心起降时，由于翼展小、升力不足而导致的滑跑距离长等诸多癖病。除此 之外，"变掠翼"飞机为使机翼按变掠要求动作所做的大量卓有成效的工作， 以及由此精心设计出的各式各样的传动和结构可想而知。但"翼梢喷气翼"
却较之简单得多，只要把输送高压压縮空气的几条软管引向翼梢的"拍门" 条缝，再加上若干气路、阀门和控制、操作系统即已足够。第二十三、"翼梢喷气翼"既可在飞机起、降时使用，也可在高速飞行中 使用或停用，又事实上恒久保持后掠机翼或其他种类机翼的原型。只此一点， 已使"变掠式"机翼的飞机所"望尘莫及"了，再加上"翼梢喷气翼"可由 普通的"涡喷机"或"涡扇机"加以改装，再加上改装无传动件、几乎不削 弱开孔件的强度以及加件为数不多等诸多简单易行的举措，更给"翼梢喷气 翼"增了色。但是，也应注意到各项新增举措实施有效的条件。这就是，弦 向截面保持翼梢翼型的"拍门"条缝泄气量很大，而且还要求关于机身轴线 为对称的等量喷射；否则，飞机原纵横向操纵机构就将失去作用。特别当起 飞加速时，发动机处于发挥最大功率的时刻，经压气机产出的高压压縮空气几 乎全部被发动机所消耗掉，怎能再拿出相当的部份来满足二 "翼梢喷气翼"的 需要？目前尚无计算"翼梢喷气翼"总的泄气量，以及占"涡喷机"或"喷扇 机"压气机产气量的百分比为多少时，可使实际翼展拓宽50% 100%的资料。 而"变掠机"的"变展率"远远达不到这个百分比。为了不致过大影响发动 机的正常推力和功率，发明人推荐，以具有高流量比(6.55 6.8)、高总增 压比(》38)的IO级以上压气机的双转子涡扇发动机(*见"国际航空"1980 年第4期第23页"美国NASA强调发动机节油问题一文——发明人.)作为"涡 喷机"或"喷扇机"的主发动机。如若保持主发动机显著的节能效果和巨大 的起飞推力，还可增设"翼梢喷气翼"专用发动机——英国的罗、罗公司与 透博梅卡公司合作研制的RTM322涡轴发动机.该发动机功率为1S00 3000轴 马力.(*见"国际航空"1985年第五期第38页。"罗 罗公司验证小型涡轮 发动机技术" 一文——发明人.)"由于在单轴4级压气机上增加了一级轴流 压气机，其压比从15提高到17. 7,预计还可进一步增加到23" (*至于小型后 掠翼涡喷机，"翼梢喷气翼"的专用动力选型，须待科研深入发展后，视情况才 能提出.——发明人.)第二十四、通过如本发明所描述的改装，即用"新型翼刀及其强化辅具 一翼梢喷气翼"飞机以取代"变掠式"机翼的飞机，使普通的"涡喷机"、"涡
扇机"甚而至于"涡桨机"、"桨扇机"等的起飞和降落得以保持较未改装前 有显著提高的"升阻比"，自然可以使他们大大縮短目前的起、降滑跑距离， 从而为缩小机场规模、降低机场基建投资和节约机场建设用地创造更为宽松 的条件，由而其经济效益和社会效益自然可以大幅度地提高。第二十五、"翼梢喷气翼"虽可把实际翼展成倍拓宽，使由"翼梢翻越" 形成的"自由涡"远离实际翼梢。但若离开"新型翼刀"而单独使用"翼梢 喷气翼"，则因为后者对远离翼梢的上、下翼面不起任何作用，消除不了除翼 梢以外机翼后缘的"库塔条件"的误差而无法兑现。其实，"新型翼刀"恰恰 以提高全部机翼过流的"直线度"和"准二维度"、以消除"库塔条件"的误 差为目的而提出来的。因此，"翼梢喷气翼"必须与"新型翼刀"联手起作用， 才能彻底消除"翼梢翻越一自由涡"，以及"诱导阻力"这一顽症。第二十六、"新型翼刀及其强化辅具一翼梢喷气翼"的加装与改装，尤其 是后者，虽然不及发动机尾喷管喷出的燃气那样灼人，但由于喷口附近的气 压较尾喷管燃气还要大，特别是来自专用压气机的直供管道，尽管其介质温 度不如燃气高，故原机场跑道两侧数十米甚至上百米范围内仍不得有人。因 此，随着此项新技术的推广,机场总的规模虽然縮小了，但跑道宽度却有增无减。当然，也可在原跑道两侧增设强有力的安全屏障，以阻挡速度达200m/s 甚至还要大的喷气流的疾射。"起降安全"成了今后管理机场的最重要的任务。 第二十七、从附图6亚音速宽体客机的"新型翼刀"佈局暨"翼梢喷气翼"可以看出，某些大型民用客机为适应高速飞行的需要，其所设计的机翼 展弦比并不大；而从强度需要出发，该类机翼的"根梢比"却又不小。较为 突出的"根梢比"使得"翼梢喷气翼"如仍保持实际机翼前、后缘后掠角不 变而继续后掠发射时，很快便收縮成弦长为零，而虚、实总翼展并未见有怎 样显著的拓宽。这是因为"翼梢喷气翼"的前缘喷射流与后缘喷射流交叉喷 射而自相过多地消耗能量的结果。可以通过声、光两方面的实验观察到，交 叉喷射之后的喷气流己经无力推开大气的阻挡，"翼梢喷气翼"实际上已经终 止了。为了使"新型翼刀"和"翼梢喷气翼"真正发挥其作用，即通过喷射 流引射的办法，把翼梢涡显著移离翼梢，就不能局限于按实际翼梢前、后缘
后掠角喷射压縮空气。有鉴于此，发明人提议，只"翼梢喷气翼"后缘可以 保持所在实际翼梢后缘的后掠角不变，但其前缘后掠角应按虚、实总翼展的 需要，并使虚梢弦与实梢弦相等的原则来确定。而对于前掠翼飞机，其前、 后缘前掠角都不能作为加装"翼梢喷气翼"前、后缘喷射角的依据。此见后 述。若欲仍保持较大的前缘后掠角，从而使实施本发明的虚、实总翼展较实 际翼展显著拓宽，可使本来属于实际翼梢的"拍门"条缝扩展到其邻近的一 部份机翼前缘。这样，只要"翼梢喷气翼"气源的增压比足够大，上述的该 项技术的显著效果便不难兑现。第二十八、目前，"后掠翼"有被"三角翼"取代的趋势。这不仅仅因为 "三角翼"可以解决在大后掠角下的机翼强度问题，以及使用其后缘的襟付 翼解决机身的俯仰稳定性从而省去平尾的问题等，而且是一种非线性升力源. 该技术利用分离涡产生非线性的涡升力，可藉以拓宽飞机"升阻比"的实际 应用。但也应注意到，伴随涡升力却还有侧向力等的负面影响，甚至还会出 现涡破裂等现象，使流动结构变得非常复杂，甚而至于有些问题至今也没有 弄清楚。不过，既然"三角翼"已经得到普遍的应用，就必须解决"三角翼" 的"翼梢喷气翼"问题。从上款的结论得知，为解决"翼梢喷气翼"因前缘 后掠角过大而导致虚、实总翼展不能显著拓宽，从而不能有效发挥"新型翼 刀"消除诱阻显著提高飞机"升阻比"的作用，而把"拍门"条缝从全部实 际翼梢进一步扩大到部份机翼前缘，以使得"翼梢喷气翼"不受未加装前机 翼种类的限制。这样一来，"翼梢喷气翼"除了承担把实际翼梢的"自由涡" 移往喷入大气的高压压縮空气的末端，为杜绝"诱导阻力"对机翼升力的 干扰做出贡献的任务外，还可以改变机翼的种类。关于"三角翼"的"新型翼刀及其强化辅具——翼梢喷气翼"的模拟形象请见附图7有尾三角翼战机 的"新型翼刀"佈局暨"翼梢喷气翼"。第二十九、带近距耦合的鸭式前翼和翼根填块等项新技术的俄 罗斯第五代前掠翼超音速喷气式歼击机一C一37 "金雕"(*见1999 年第9期"航空知识"第17 19页文"金雕献艺莫斯科航展"一 发明人.)于1999年8月17日，在莫斯科航空航天展览会上首次公开亮相，
并于两天之后的8月19日作了短暂的飞行表演。"前掠翼"喷气飞机早在20 世纪40年代即已在德国出现。这源于其克服跨音速阻力发散的有利外形和有 较好的气动特性。比如，"前掠翼"由于翼根后置，使翼根附面层较翼梢附面 层容易产生分离。而由鸭式前翼产生的强力脱体涡对改善"前掠翼"主翼面 流场效果较对后掠翼为好。新增的"翼根填块"又迫使气流向前掠翼的外侧 流动，阻挡来自该翼中段的展向横流，从而避免了翼根附面层的增厚；加上 上述鸭式前翼的有利干扰，使前掠翼翼面局部附面层分离区更加縮小。前掠 翼和鸭翼的有力配合使整架前掠翼飞机更加吻合"跨、超音速面积率"，因而 减小了零升波阻。此外，前掠翼飞机还普遍有配平升力大，阻力较小，低速 时失速迎角大，着陆及机动特性好等优点。但缺点是，对机翼的结构强度和 弹性变形要求较其他飞机为高等。随着近年来复合材料以及"主动控制技术" 的发展，这些所谓"静气动弹性发散"的问题也逐步得到解决了。不过，我 们闻所未闻"前掠翼"飞机在起飞特性上较之"后掠翼"飞机有什么改善。 如果一定要说有改善，那唯一指的就是加装"翼梢小翼"了。然而"翼梢小 翼"的增升效果充其量不过百分之几(*从附图8前掠翼战机的"新型翼刀" 佈局暨"翼梢喷气翼"已可看出，C一37 "金雕"根本就没装"翼梢小翼". ——发明人.)；消灭"诱阻"才是"治本"。这就谈到"新型翼刀及其强化 辅具——翼梢喷气翼"了。"前掠翼"飞机装"新型翼刀"与"后掠翼"飞机 没什么两样；而加装"翼梢喷气翼"就不能顺其自然而向前飞方向喷高压压 縮空气了。在保持"前掠翼"上述优点的前提下，唯一的可能仍然是，自"前 掠翼"的两端翼梢及其后缘的一部份设"拍门"条缝后喷高压压縮空气了。 以C一37 "金雕"为代表的"前掠翼"飞机加装"新型翼刀"和"翼梢喷气 翼"的形象已如图8所示。从图中可以看出，鸭式前翼未装"新型翼刀"、原 因是藉以保持其对主翼即前掠翼有利的气动影响。同样，其垂尾也未加装"新 型翼刀"。原因是垂尾的翼弦截面为非升力翼型，加装"新型翼刀"就是多余 的了。图中的"翼梢喷气翼"布局不见得最佳。这需要复核具体前掠翼飞机 的俯仰稳定性。如果经计算有问题，还可以把"拍门"条缝的位置作进一步 的修正。
第三十、目前，世界航空界的业内人士正把目光瞄准在发动机的"多用 途推力"上。即发动机不仅仅是牵引或推进飞行器前进的动力，而且可以对 飞行器的各种姿态如偏航、俯仰、滚转、反推同时或者分别产生所需要的控 制力和力距。由于发动机产生的推力不像操纵面产生的空气动力那样有过于 对外部流场的依赖，而是在任何情况下，较之操纵面都有更理想的控制效力， 因而不需要各种舵面，以推力直接参与对飞机的各项运动的控制。本发明中 的"翼梢喷气翼"就是一例。它充分发挥发动机的动力潜能。由此所带来的 就是，降低了高机动性对机翼的要求,藉以达到机动性与超音速巡航的最优结 合。此即所谓的"推力矢量化"的最本质的内涵。机动能力和操纵能力在一 定程度上仍由方向舵、付翼、襟翼、升降舵等提供，即仍部份地受限于外部 流场的飞机谓之"部份矢量化"飞机"(*见由朱自强、陈炳永、李津合编的"现代飞机设计中的空气动力学"第100页。北京航空航天大学出版社95年 版。一一发明人.).包括本人以前的发明在内的所有这几项发明，既对传统的 飞机结构或者说对外部流场都作了必要的改进，又加入了 "部份矢量化"控 制，使两种"矢量化"做到了有机的结合。这比单纯搞"推力矢量化"相信 会更为有效。以上，为深入发掘目前已普遍采用的"平板翼刀"的作用，并 在其有效推迟"翼梢效应"发生的基础上，又增加了扼制"翼根效应"、"翼 梢翻越"以及其余机翼上、下翼面和平尾气流展向流动的装置，因而极大限 度地抵制和消除了在飞机总阻力中占很大比重的"诱导阻力"，大大地提高了 机动飞机目前的"升阻比"；又使处于机翼之后的尾翼平尾免去了因受机翼尾 流干扰而出现的升举困难、配平机翼失效，以及转弯易陷入尾旋并难以改出 的状态等，使得飞机的飞行品质有望再获空前的提高。尽管这些改进总的来 说还是初步的、皮毛的，但它既可为彻底消灭"诱导阻力"铺平道路，又因 现机加装"新型翼刀"和"翼梢喷气翼"对现机的改动不大，用于改动的成 本自然不会很高。特别是，由于本项发明中的大部份要点其技术含量并不高， 所需的零、部件又多是极普通并且流传已久的"大路货"所以实施本项发明 没有难以克服的困难。这就是说，本项技术容易被投资商所看好，市场开发 的前景广阔。
但是，也应该看到，欲实施本项发明也并非没有难点。不过，这难点不 在"新型翼刀"以及"翼梢喷气翼"零、部件的加工制造本身、而在于目前的机翼结构与"新型翼刀"以及"翼梢喷气翼"的全系统在空间、重量和气 动指标互容、互让的协调问题上能否得到妥善的解决。这显然需要大批具有 航空专业高素质的专门人才长期从事此项工作，即让他们在更深层次上熟谙 本项发明的精神实质，并在消化吸收的基础上，结合随时引进的最新情报信 息、勇于坚持不间断地开拓创新，才能创造出实施本项发明的理想产品。而 一旦有了让人们看得见、摸得着的理想产品，又能在试用中被证明已经取得 了足够明显的社会效益和经济效益，推广这一成果才不会发生困难。综观一 切新的发明，无一不是使用这样的模式巩固科研成果，为人类做贡献，为子 孙后代造福的。实际上，本项发明的重要意义已经被历史所肯定。远的不说，就拿2001 年ll月12日发生在美国纽约肯尼迪机场附近，"美航"一架587航班的A300 型宽体客机起飞后不久坠地，造成机上265名乘客和机组人员全部遇难的事 故来说吧。报道已确认该事故发生的直接原因是，该机起飞前的1分45秒先 有一架"日航"的波音747型客机刚刚起飞。是先起飞客机在空气中留下尚 未散去的尾涡气旋把后一架起飞客机掀翻在地从而酿成灾祸的。无独有偶， 好像我们的发明是专门为杜绝此类空难事故的发生才提出来似的。发明人认 为，假如经过改装或一开始就将我们的发明吸纳入整架波音747飞机的设计 中去，从而使装有"新型翼刀"和"翼梢喷气翼"的全新客机刚刚起飞1分 45秒，而不是"日航"的波音747客机刚刚起飞，则因为有重大改进的新机 具有对尾涡扼制的绝对有效性，该机飞过不留尾涡气旋，便不会导致上述空 难的发生。这充分说明了实施本项发明具有极其重要的现实意义和深远的历 史意义。由于实施本项发明意义重大，而在有关元器件的加工制造上又几无过高 的技术难度,即投资回报率可谓"看高"，所以应俘早傅快地促进开发商投、 融资，促进本发明及早向实质性实施的阶段过渡。在实施任何一项发明的问题上，应注意切勿走入这样的误区即投、融 资方要求发明预期的全部指标甚至明显次要和无关紧要的指标无一例外地在交货时全部达标；否则便要对所接受的项目"大杀大砍"，予以全盘否定。这 种不正常的心理状态历经了几十年的风风雨雨至今尤存。发明人认为，只要 发明的主要指标兑现了就应该予以肯定。 一次试验的结果与全部达标尚有一 段距离的指标应等待在使用中逐步完善和逐步提高。在结束本项发明专利申请书的撰写之前，发明人阅读了刊登在"国际航 空"2001第9期上的论文"自适应机翼控制新进展"。得悉空气动力学科研 人员正在不断改进"在(机翼)(*括号内的字为发明人所加.——发明人。) 激波区打孔/开设空腔，同时在激波上游加吸气的主/被动混合控制方法" 以及"在激波前用专用的缝隙"吸附附面层，从而大大降低了激波前的摩擦 阻力，"更有效地减小附面层的厚度、降低粘性阻力和延迟(*附面层的)分 离"。 一望而知，权威科研机关的科研课题自"二战"半个多世纪后甚至到2 l世纪初的目前，仍在围绕推迟"翼根效应"和"翼梢效应"的发生，即围 绕五十多年前的"二战"时期的科研课题在"打转转"。实际上，如本文所描述的"新型翼刀及其强化辅具一翼梢喷气翼"，从本 质上讲，既属于"部份推力矢量"技术也是一种"自适应机翼控制技术"；只 不过使机翼表面变形的方式与上述论文有所不同，而且基本上不破坏机翼表 面，也不要求在机翼上搞什么"柔性蒙皮"和"柔性后缘"，也不要求"吸除 附面层"和"减小附面层的厚度"。而是在上、下两翼面特别是翼根和翼梢密 装格栅。其中一部份还能受控而有所转动，使通过机翼的任何来流总能取翼 弦向无旋转式地离开机翼，并保持远离生成旋涡足够高的"直线度"和"准 二维度"，有力地消除了 "库塔条件"的误差。在翼梢，为杜绝"翼梢翻越" 和"翼梢效应"。除所加装的"新型翼刀"发挥强有力地扼制作用外，还利用 喷气发动机的压气机生产的部份高压空气，从翼梢及其附近的部份机翼前缘 或后缘向翼梢两侧的大气疾射，并在翼梢以外数米形成高密度的"空气机翼" 迫使久驻实际翼梢的"自由涡"移往喷气翼的翼梢，从而为消除翼梢"自由 涡"和消除"库塔条件"的误差，也为杜绝"诱导阻力"孳生和蔓延的机翼 装上了 "双保险"。机翼升力中，由于拿掉了 "诱导阻力"的分量，便理所当
然地提高了飞机的"升阻比"。此外，同样由于以上原因，机后不留尾涡气旋， 不给相继起飞的航空器造成人仰马翻的威胁。因此，治理"诱阻"较治理"附 面层"的意义重大也是不言而喻的。但若把"新型翼刀及其强化辅具一翼梢喷气翼"加装到具有"自适应控 制技术"的机翼上，有些地方恐还得考虑解决在空间、重量和气动指标上的 互让、互容的问题。这显然比单纯是普通的机翼又平添了更多的复杂性。比 如，因翼刀的阻隔，会不会影响机翼激波区鼓包的形状，从而使其难以达到 削弱和移动激波的目的。又如"柔性后缘"有一个所谓"指弯"的运动。若 将机翼沿翼展开了若干豁口以容纳"新型翼刀"的存在及其运动，又会不会' 影响"指弯"的运动。而"指弯"运动反过来是否又会影响.链节式翼刀的转 动等。总之，与实施"新型翼刀及其强化辅具一翼梢喷气翼"这一发明的同 时，必然还要溶入如"自适应机翼控制技术"等一系列"后起之秀"。由于众 多需要尽快实施的项目同时集中于一身，比如，仍同时集中于一架飞机上。 这样，项目的交叉运作既是不可避免的，项目持有人对"交叉实施"可能会 给他的项目带来影响的担心也是不可避免的，从而极力避开"集中"这一 "潮流"。然而由于号称"知识经济世纪"的2 1世纪的特色就是"知识密集型"， 所以搞单项实施至少是比较困难了。除非该项目的科技含量过低，而应用范 围又窄。按说非交叉实施也有条件上的局限性，不如经受从未考虑的因素的 影响并藉以考验项目的生命力。也只有历经多重考验和千锤百炼的项目，其 生命力才堪称是持久的；否则便只有任其夭折。其实，夭折也并非坏事。因 为夭折的结果，必然有具有理想生命力的新的项目取代被夭折的项目，从而 出现"东山再起"的局面。所谓"有比较才能鉴别，有鉴别才能发展"、"去 粗取精，去伪存真"即通过逐次遴选， 一批值得开发的技术被保留下来了， "相形见黜"的技术或就地消亡，或挪作他用。这是不依人们的意志为转移 的客观规律，也是颠扑不破的永恒的真理。我们有不可违拗这种规律和这一 真理的自知之明。
权利要求
1、以目前亚、跨音速后掠翼飞机所普遍使用的“平板翼刀”为载体提出其改进型，即“新型翼刀及其强化辅具——翼梢喷气翼”.以后者代替前者并扩大深化其作用.后者除用以扼制“翼梢效应”外，还要扼制“翼根效应”、“翼梢翻越”和消除因“库塔条件”存在误差而引发的，在左、右机翼上、下翼面之间形成的展向循环的气流流动，从而使机翼全部出流的翼上部份均通过众多翼刀的梳理而大大提高其流动轨迹的“直线度”和“准二维度”，保持有条不紊的直匀流未离开机翼且无翼梢“自由涡”生成。即使存在残余的翼梢“自由涡”，则被“翼梢喷气翼”所引射，从而远离实际翼梢，对实际机翼的升力失去下洗作用。这样一来，既消除实际机翼上的展向流动，使飞机诱导阻力趋于0，即总阻力减少30％，而“升阻比”却提高40％以上，又确保了该机飞过，沿飞行轨迹不留下尾涡气旋，不给后继航空器造成人仰马翻的威胁。
2、 鉴于本项发明的上述作用而取消现行机翼前、后缘的增升机构。
3、 新机纳入设计文件，现机可以改装，且改装成本低于新机制造。
4、 "新型翼刀"具有如下特点-(1) 双翼面、弦向链节式多肢布局(2) 每一翼面上的"新型翼刀"从翼根起，沿翼展方向"密一梳一密"式的布满所有 翼面。其中翼根与翼梢加密段宽各约占所在翼面展向长度的1/4。翼中非加密段宽约占翼面 展向长度的1/2;(3)凡加密段宽翼刀，单肢为弦向、横立于机翼上、下翼面的可刮转、链节式长条薄 板。每肢只转轴深入于机翼蒙皮以下，其余部份无论动作与否，均与机翼翼面保持匀称接触 而无任何连接。(4) 加密段单肢翼刀规格总长超过当地弦长。前、后末节的铰链在机翼前、后缘与翼 面过渡的园角之内，扬起100° 150°可停稳。其中翼面上的投影也在该园角之内；而落平 时，则外伸于机翼前、后缘之外约0.4 0.5m。高(即横宽)200mm，总厚冷5mm。此对同一 架飞机应是定数。(5) 加密段翼刀取弦向时，相邻二肢净间距100ram。(6) 翼中非加密段单肢翼刀只有两铰共三节。规格及前、后末节的要求同加密段。三节 全部做成单体、单件。而其中间节弦向固定于上、下翼面之上并与之紧密接触。(7) 翼中非加密段相邻翼刀净间距约400咖 600mm，但对同一架飞机应是定数。(8) 全部翼刀的前、后末节单体同时所处两种不同的状态，即总是一扬一落，非扬即落。 还应同时转换成对立的状态，转换的速度也应一致，即同时完成转换动作。如果全部翼刀前 单体同时落平(即外伸于机翼前缘之外0.4 0.5m的定尺)，则各肢后单体必已扬起10(T 150°定数角。如果全部翼刀后单体已同时落平(即外伸于机翼后缘之外0.4 0.5m的定尺)， 则各肢前单体必已同时扬起100。 150°定数角。不允许出现该两种以外的稳定态。(9) 状态改变的信号来自速度传感器。当飞行速度V》0.柳时,全部翼刀前单体由落平 状态立即转换为扬起并严格顺向翼弦。与此同时，全部后单体必由原扬起状态改为落平。而 当飞行速度V《0.6M时，全部翼刀前单体同时改为落平，同时全部后单体改为上扬。(10) 面向地球一侧和可能面向地球一侧的加密段翼刀及其所可能刮转的机翼下翼面由 永磁及磁敏材料制成。(11) 加密翼刀在机翼翼面上的刮转动作由液压缸套一-柱塞一-双面齿条和齿条两侧与之相啮合的齿轮所驱动，单翼机总共8个加密段、两套完全相同的传动系统，并且全部传动系统均置于翼面以下不外露。(12) 平尾具有与机翼相似的"新型翼刀"分布。但无论其加密段还是非加密段，甚至 外伸段均为弦向固定的单体。无传动、无铰链。单肢长短、宽窄以及相邻翼刀间距均按平尾 与机翼的尺寸比例而有所减小。
5、"翼梢喷气翼"的特点是-(1) 引发动机压气机或专设压气机生产的压縮空气至翼梢"拍门"条缝并冲开"拍门' 向翼梢两侧的大气猛烈喷射；(2) "喷"与"不喷"均受控；(3) "拍门"条缝之长或占梢弦90%或扩大到邻近翼梢的机翼前、后缘，但喷气出口弦 向截面仍具有与实际梢弦相似的翼型轮廓；(4) 非园管嘴点射，而是连片漫射；(5) 不论加装于何种机型，"翼梢喷气翼"均为后掠喷射。
6、新型翼刀方面(1) 机翼全部加密翼刀偏离翼弦的刮转角程分挡操作；(2) 全部翼刀无论动作与否，均具有足够的强度和刚度；受气流冲击不得有任何变形；(3) 为提高"新型翼刀"的工作刚度，可单肢偏设随动定轴并另加传动轴，以驱动翼刀绕定 轴回转；(4) 翼刀在机翼翼面上刮转及其前、后单体的扬、落，由同一套传动系统实现，或另加电控；(5) 无论随动定轴或传动转轴均具备气动整流增粗截面，以避免形阻过大，即截面变化无尖 锐过渡；(6) 加密翼刀所刮转的机翼翼面应较光滑，无如铆钉一样的突起；(7) 现机可以改装，改装成本低廉；增升效果好又不致显著增重。改装与未改装的整机外形 无大的差别；
7、翼梢喷气翼及其它(1) "翼梢喷气翼"气源或由主发动机分流或另加专用压气机解决；(2) "翼梢喷气翼"在飞机起、降时都要用。虽起、降滑跑距离有所縮短，从而得以减小机 场规模和降低机场基建投资，但要增设安全屏障；(3) 适当减小"翼梢喷气翼"的前缘后掠角，从而使翼梢"拍门"条缝扩大，从而使虚实 总翼展成倍扩大，增升效果会更好。这特别适用于"三角翼"、"近距耦合鸭翼"以及"前掠 翼"等的改装；(4) 本发明是"推力矢量化"和"部份矢量化"相结合以解决气动问题的一次尝试。
全文摘要
本文通过对以机翼为代表的升力体升空原理的描述，追寻占飞机总阻力30％以上的诱导阻力产生的根源和所带来的升力损失。为祢补这种升力损失，提高现机的“升阻比”，发明人提出一种“新型翼刀及其强化辅具——翼梢喷气翼”的设计方案，并从30个方面加以剖析和评论。最后对实施本项发明的可行性提出若干意见和建议。
文档编号B64C21/00GK101148195SQ20061015332
公开日2008年3月26日 申请日期2006年9月18日 优先权日2006年9月18日
发明者邢麟祥 申请人:刘维国