专利名称：让飞机大幅节能减排的翼梢引射器的制作方法
技术领域：
本实用新型涉及飞机机翼空气动力学领域的增升减阻技术，具体是旨在大幅减少甚 至消除飞机巡航中的诱导阻力，让飞机大幅节能减排的翼梢引射器。
技术背景
专利号为95100550.2的翼梢引射器，在吸气管的脊背上设有垂直端板，吸气管内 侧通过短管与气体混合室相连，而气体混合室则把渐缩形喷管与縮放形扩压管整合在一 起，构成飞机翼梢引射器。专家认为，这一翼梢引射器的结构可能稍重了，毕竟设计飞 机构件应为减少每一克重量而奋斗，以至一直未能取得实用成绩。
当今世界各大飞机设计生产商，包括著名的波音空客，处理翼尖涡流形成的诱导阻 力，所采取的工程举措是采用大展弦比机翼加折叠翼梢(即安装翼梢小翼)。该办法 是一个迴避翼尖涡流以减轻其害的消积办法，因而是一个只能治表而不能治本、效果甚 微的办法；而在翼梢设置翼梢引射器以消除翼尖涡流的办法，则是一个积极主动的将祸 害铲除的办法，因此是一个可以根治和效果显著的办法。
我国航空专家，北京航空航天大学教授李成智先生在他的《馭气乘风——空气动力 学与航空工业》 一书中说"如果机翼翼展无限长，则不存在诱导阻力，在实际的有限 翼展情况下，展弦比越大，诱导阻力越小，但是，大翼展会带来重量大，结构强度低， 其它阻力大的缺点，其它各种机翼设计方法都不能解决小展弦比带来诱导阻力大的问 题，试验表明，飞机诱导阻力约占巡航阻力的40%，降低诱导阻力对提高巡航经济性 具有重要意义，而增大展弦比又有一定的限度，为了克服这些难以协调的矛盾，必须另 寻新途径解决诱导阻力"。
据了解，我国自己设计制造的空W~~2000予警指挥机(载机为俄制伊尔——76)， 可在5000~10000米高度以600—700公里/小时的速度，持续执勤7—8个小时(无空 中加油)，最大飞行距离为5000公里。如果该机在巡航飞行中能克服占巡航阻力40% 的诱导阻力，那么，其留空执勤时间则可达10—11小时，其续航距离可达7000公里以上。又据了解，我国设计制造的轰~6改新型轰炸机，由于采用新型涡扇发动机换掉老 旧的涡喷8发动机，油耗降低25%,加上机内载油量增加，其航程将可达到7000公里 以上，作战半径也将由2200公里增加到3500公里以上，基本可满足现阶段及未来一段 时间内中国空军远程战术打击和准战略打击任务的要求。但如上所述，便如新轰~6改 能够采用本实用新型，用以大幅减少乃至消除其巡航中的诱导阻力，则其航程可达9500 公里以上(无空中加油)，并由此一跃，将从准战略级打击兵器，当之无愧进入战略级 打击兵器之列。从而大大提高新轰"6改的效费比和威慑力。
可见，.本实用新型的经济效益和国防意义的确非寻常可'比。我国未来庞大的的支 援保障机群，比如予警机、加油机、电子战飞机，S些以大型运输机为载机平台的大飞 机，都在借助本实用新型来增加其效能之列。而翼梢小翼，据"中国大百科全书"《航 空航天》第541页记载飞机的诱导阻力约占巡般阻力的40%,设置翼梢小翼，虽然 也能减少诱导阻力，但只能减少约20^35%，效果并不理想。因此用本实用新型取代 翼梢小翼具有重要意义。
发明内容
基于上述背景，本实用新型的目的是提供一种可以大幅减少甚至消除诱导阻力， 从而可使飞机航行时显著提高其推进效率，在载油量不变条件下，能大幅增加其留空时 间和航程，并且其结构轻小，在现有大展弦比机翼飞机上，便于实施安装和使用安全可 靠的，一种可使飞机大幅节能减排的翼梢引射器。
为实现上述目的，本实用新型在左右翼梢固接兼具吸气管加气体混合室功能的异径 圆管，该异径圆管前缘小径一端内壁与渐缩形喷管的进气口外壁密封固接，其后缘内壁 则与缩放形扩压管出口外壁密封固接，喷管、吸气管兼混合室和扩压管三管同心相连， 且共处于与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混合室管壁上， 从前至后均布吸气孔，由此构成飞机翼梢引射器，该引射器借助飞机高速飞行时，渐縮 形喷管对空气的加速作用，可使喷管出口气流达到音速，并在喷流周围维持负压，将翼 梢横侧由下上翻的高压气流，经吸气管上的吸气孔吸入内腔，经引射排到翼尾大气中， 使之不至到达上翼面，造成对上翼面低压气流的有害冲击，造成诱导阻力的形成机制。 这样，翼尖涡流不复存在，诱导阻力得以消除，这样，在取消翼尖端极等约占3/4重量 的构件后，该引射器重量比波音737的翼梢小翼还轻，而其功效之好则为翼梢小翼无法与其比扇而立。
下面，结合附图和实施例对本实用新型作进一步的说明 图1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机翼梢的整体正视图 图3是本实用新型的俯视平面图
图4是图3的A向视图 图5是图3的B向视图 图6是图3的E-E剖面视图 图7是图3的C向视图
图中1、渐缩形喷管；2、吸气管兼混合室、3、扩压管;.4、吸气孔；.5、紧固构 件；6、喷口； 7、加强板；8、支撑紧固连接件。
具体实施方式
从图l-7所示的实施例中可知，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混合室(2)形似异径园筒管，其 前缘小径一端内壁与渐縮型喷管(1)的进气口外壁密封固接；其后缘内壁与縮放形扩 压管(其收縮段极短)(3)的出口外壁密封固接，并使喷管(1)的尾部喷口与扩压管 (3)的进气口同心相对，微微断开，由此三管同心相连，并共处于同内侧机身中线平 行的一条中线上，该中线剖面外侧面的吸气管(2)管壁上，根据翼梢外由下上翻气流 的实际路径和流量情况，从前至后均布吸气孔(4)，由该孔进入管内的园环形空腔，从 前至后对空气贯通，如图3所示，本实用新型的迎风剖面外形为锐三角楔形，并且本实 用新型必备的吸气管与气体混合室共构。
另外，如图6所示，扩压管(3)与吸气管兼混合室(2)管壁之间，设有支撑紧 固连接件(8)，相应在喷管(1)的喷口 (6)外壁与吸气管兼混合室(2)管壁之间， 也设有支撑紧固连接件(8)，这不仅保证喷管(1)、扩压管(3)和吸气管兼混合室(2) 之间牢固的同心结构，还使整个翼梢引射器的强度和功能达到耐久和可靠。
但是，如图1一7所示的翼梢引射器，基本只由三个薄壁构体组成，加上其它辅体 一起，比波音737的翼梢小翼还轻，因为如上近述，本实用新型迎风阻力小，不似波音737的翼梢小翼高达2.44米，迎风阻力大，自然，结构重量相对较大。
这样，采用本实用新型，不需另设动力装置，可在飞行中自行工作，将占巡航阻 力40%的诱导阻力源予以引射消除。由此，使迄今为止为减少诱导阻力普遍采用大展 弦比机翼加折叠翼梢的技术，将出现新的突破；使诱导阻力与升力的平方成正比，与翼 展的平方成反比的机翼空气动力学经典公式，不再如金科玉律一样不可违背，对于当今 仍然采用大展弦比机翼设计的飞机，用本实用新型取代翼梢小翼，应不失为明智的选择。
由于翼梢小翼比本实用新型的重量还大，效能优越得多的引射技术，自然受到特 殊环境一飞机翼梢的青睐，不容置疑的是，向外远伸翼梢并把翼梢折叠起来，借以躲避 或被动阻挡翼尖涡流以免遭受其害的结果，只是稍微减轻其害；而安装翼梢引射器，积 极主动地向翼尖涡流开战，把翼梢处由下上翻的高压气流吸入引射到飞机翼尾大气中， 则祸害不复存在，上翼面低压气流设有逸股害流的破坏后，机翼上下表面的压力差应自 然增大，其机翼升力自然增加，诱导阻力自然大幅减少乃至消除，飞机飞起来自然轻松 省耗。从设计理念和工程举措的科学性来看，翼梢引射器无疑是占有绝对优势。
然而，本实用实型的喷管(1)如图3所示是根据飞机的巡航速度设计的不可调 喷管(其喷口截面积比值，由公知的"亚声速流动参数表"获得，在喷口气流速度为音 速前提下，飞机的巡航速度越大，该比值越大，它们之间成对应关系)。因此，在飞机 起飞降落或短暂低速飞行时，其增升工作状态不如在巡航飞行时那样能达到最佳；这虽 然与诱导阻力在飞机低速慢飞时不如巡航飞行时那样显得突出相一致，但本实用新型如 前所述，在它出世之初，将把采用大展弦比机翼设计的飞机选作自己的落脚点，把增升 不增负载以及与此相关的机翼升力储备和安全可靠性，作为自己的出发点。以便在高空 长时间巡航飞行时，大展其身手，能满足飞机大幅度增升减阻和节能减排的需要；能满 足飞机载油量不变条体下，大幅度增加航程和留空时间的需要；能满足飞机大幅度增加 经济效益和社会效益的需要，并在飞行实践中，进一步完善自己。显然，大展弦比机翼 加翼梢引射器的设计，比较大展弦比机翼加翼梢小翼的设计，更能满足新时代的技术要 求和战略要求，并具有质的进步。 ，
诚然，如上所述的可使飞机大幅节能减排的翼梢引射器，其工作环境气流复杂， 能保证稳定可靠地工作，是因为它在浩瀚的空气海洋里高速飞过的每一瞬间，其渐缩型 喷管(1)给予不可逃遁的空气分子巨大冲压能的同时，随即将这种压力能转换为速度 能(即动能)，使气流高速从喷口 (6)射出，由此在吸入大量翼梢外上翻的高压气流，并一起进入扩压管后，又迅速将速度能转变为压力能，使自己排入到大气中。这个依能 量转换定律驱使的不息的工作过程，无疑是允许飞机飞行的大气环境中，任何不同方向 的气流都无法干扰破坏得了的。除非大气层中存在真空区并被碰上，果如此，不用说翼 梢引射器难以正常工作，甚至飞机本身也会失了依托，要栽跟斗。这充分证明，本实用 新型具有无可置疑的科学性和可靠性。
由上所述，本实用新型不仅适用于高亚音速巡航的国产ARJ21支线客机和正在研 制中的我国未来大飞机机群，以及国产轰-6改、运七、运八、运九等飞机，同样也适用 于波音空客系列大飞机和俄制伊尔-76、伊尔-78等飞机，让它们大幅节能增效。航速慢 一些的飞机，采用本实用新型，将使其喷管(1)出口周围形成相对更大的负压值，因 而引射效果会更好。
总之， 一切亚音速飞行器，由于其翼梢处的气流速度低于音速，所以，都在适于 应用本实用新型以取得增效功能之列。本实用新型的所有构件，均可由铝钛合金或轻质 高强度复合材料实施制作。
权利要求1、一种可使飞机大幅节能减排的翼梢引射器，通过紧固构件(5)与飞机翼梢固接，其特征是固接于翼梢的吸气管兼混合室(2)形似异径园筒管，其前缘小径一端内壁与渐缩形喷管(1)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，并使喷管(1)的尾部喷口与扩压管(3)的进气口同心相对，微微断开；由此该三管同心相连，并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混合室(2)管壁上，从前至后均布吸气孔(4)，由该孔进入管内的园环形空腔，从前至后对空气贯通。
2、 根据权利要求1所述的一种可使飞机大幅节能减排的翼梢引射器，其特征是该引射器的迎风剖面外形为锐三角楔形，并且，该引射器必备的吸气管与气体混合室共 构。
专利摘要一种可使飞机大幅节能减排的翼梢引射器，由喷管(1)，扩压管(3)和吸气管兼混合室(2)组成，此三管同心相连，共处于与机身中线平行的一条中线上，当飞机飞行，喷管(1)尾部气流加速，其高速喷流周围维持负压，吸气管(2)管壁上吸气孔(4)向内吸气，由此，当下翼面高压气流沿翼梢横侧向上翼面低压区流动过程中，可被中途截断从设于翼梢的吸气孔(4)吸入混合室(2)内腔，经引射排到翼尾，从而消除翼尖涡流及占巡航之阻力40％的诱导阻力，满足飞机大幅增加航程和节能减排的需要。
文档编号B64C3/58GK201165329SQ20082006568
公开日2008年12月17日 申请日期2008年2月19日 优先权日2008年2月19日
发明者乐正伟 申请人:乐正伟