专利名称：吹气式机翼前置气流诱导装置的利记博彩app
技术领域：
本发明涉及一种安装在机翼上的气动力装置，特别是涉及一种吹气式机翼前置气流诱导装置。
目前为了提高飞机最大升力和减少巡航阻力，研究较多的是改变机翼本身的气动力性能，即在机翼上表面后缘切向吹气，在大攻角状态下采用大吹气量对机翼进行环量控制，使之产生超环量升力，用以改善飞机的起落性能;在巡航状态中，小吹气量对附面层进行控制，用以减少机翼表面的磨擦阻力，节省燃油。或者通过吹气增大机翼的巡航升力系数，减少外力面积，增大机翼展弦比，以减少诱导阻力，同时因为减少了机翼的升力面积，其表面磨擦阻力也随之减小。但其局限性是，只能从不同程度上改善机翼的气动性能，不能使机翼升力改变方向，向前倾斜产生推力分量，因此不能从根本上改变飞机传统的推进方式。如《国际航空》1985年3期，题为“把割面升力系数提高三倍的CCW机翼”，其结构是将机翼后缘的几何外形改为圆弧形或双圆弧形，沿圆弧表面的切向开设射流缝，射流缝与安装在机翼内部的贮气室相通，贮气室又通向发动机的压气机，属于机翼结构的一个组成部份。其气动工作原理是由发动机的压气机引出高压空气进入贮气室，通过射流缝沿机翼后缘圆弧表面切向喷出，借助射流附壁效应，喷气射流转折沿着圆弧表面向下流出，其方向可折转100°以上，此时机翼处于大攻角状态，吹气越大，吹气动量系数值越高，机翼产生的超环量升力越大。当吹气动量系数达到0.4时，机翼翼型升力系数接近7，是普通机械式襟翼机翼的三倍左右。这种CCW机翼的优点是使飞机着陆进场速度减少35%，起飞和着陆滑跑距离分别缩短60%和65%，最小飞行速度减至124公里/小时，在巡航中，即使不吹气，机翼阻力也只有很少量的增加。但是很高的升力系数不可避免的要引起相当大的诱导阻力，其值要比不吹气的巡航飞行阻力大几倍，只能在起飞和着陆时使用;另外从压气机引出的高压空气，对发动机性能影响很大，致使发动机推力减小。最大可损失推力35%以上，因此必须采用更大推力的发动机或者增加发动机数量;再者只能改变机翼原有的气动性能，即增加了最大升力，不能使升力改变方向，向前倾斜产生推力分量。
本发明的目的在于提供一种安装在机翼前方的由输气支撑管、翼型射流管、前置翼板和主导流翼板组成的吹气式机翼前置气流诱导装置。
本发明吹气式机翼前置气流诱导装置是这样实现的，它由输气支撑管，沿水平方向安装固定在输气支撑管轴线位置上的翼型射流管，由转轴与输气支撑管连接的，且位于翼型射流管之后的前置翼板，以及由转轴与输气支撑管连接的，且位于前置翼板之后的主导流翼板组成。其中输气支撑管包括一端伸入机翼内部并与主输气管连接的支管，设置在其上表面平台上的操纵机构，一端与支管连接，另一端为封闭端的，且两侧开有输气出口的连接管，与输气出口连接的输气接头，与输气接头另一端连接的且呈空腔的翼型连接端板，设置在连接管两侧平台上带有机械同步传动件的前、后轴承座，机械同步传动件一般可采用等长的两转臂和连接两转臂的连杆结构。蒙皮包裹在以上部件的外部并与机翼表面相连，且通过支撑架与连接管封闭端相固定;翼型射流管为整体式金属型结构，管内是上下表面呈拱弧线型的承压空腔，并能自动排水，防止雨水渗入承压空腔内，其后缘设置有带支撑孔的转轴支撑片，后缘下表面沿水平展向开有射流缝，射流缝出口方向与后缘下表面相切，射流缝隔片嵌入翼型射流管后缘内将射流缝沿水平展向均匀地分隔成数段，翼型射流管两端端面上有定位孔和螺孔，便于用紧固件如螺栓等与翼型连接端板连接固定;前置翼板为带有转轴的，其横截面形状同机翼横截面的刚性整体，转轴穿过翼型射流管后缘转轴支撑片上的支撑孔安装在输气支撑管内的前轴承座上，转轴转动可带动前置翼板转动;主导流翼板为带有转轴的，其横截面形状同机翼横截面的刚性整体，转轴安装在输气支撑管内的后轴承座上，转轴转动可带动主导流翼板转动。
本发明吹气式机翼前置气流诱导装置的操纵机构由动力源和执行部件组成。动力源可以是液压、电动、电磁、气动等，执行部件包括滑槽体，由动力源带动可在滑槽体的滑槽内水平滑动的滑体，一端与滑体连接，另一端与主导流翼板用铰轴连接的顶杆。动力源带动滑体在滑槽体的滑槽内水平滑动，并通过顶杆带动主导流翼板作定轴转动，再通过机械同步传动件带动前置翼板随主导流翼板的转动同步转动。
本发明吹气式机翼前置气流诱导装置中的输气支撑管的数量为翼型射流管总分段数加2，每个分段长度为20～24倍翼型射流管承压空腔的“当量直径φs”，即φs＝2Soπ]]>(SD为承压空腔的横截面积。
本发明吹气式机翼前置气流诱导装置中的前置翼板和主导流翼板的转轴安装在输气支撑管内的前、后轴承座上，用于直机翼时可使转轴轴线与连接管轴线相垂直，用于后掠翼时，可相交成锐角，使其后掠角与机翼后掠角相等。对于该种后掠式结构，顶杆与主导流翼板不用铰轴连接，可在主导流翼板上安装滑移轴，其轴线与主导流翼板转轴轴线平行，顶杆的一端套装在其上、并可沿滑移轴轴线滑移。
本发明吹气式机翼前置气流诱导装置的气动力原理是，飞行中发动机驱动专用气泵产生压缩射流气源，通过设置在机翼内的主输气管进入支管，流经连接管，输气接头、翼型连接端板进入翼型射流管的承压空腔，再从其后缘下表面的射流缝沿其表面切向方向高速喷出，可通过改变发动机输出功率和转速来改变射流流量，从而控制其射流速度。由射流缝中喷出的高速气流层向翼型射流管后缘下表面已经“疲劳”了的气流附面层补充能量，维持附着流型，防止在翼型射流管后缘区域内发生流动分离。同时借助流体的射流附壁效应和附壁导流效应，利用翼型射流管，前置翼板和主导流翼板的综合气动作用，并与机翼相配合，诱使迎面来流改变方向，产生上洗角流向机翼。根据机翼理论，只要机翼的前缘吸力不丧失，后缘不发生大的流动分离，则其升力方向总是与实际来流方向相垂直，现在实际来方向与飞机飞行的速度矢量指向不平行，产生了上洗角αi，导致机翼升力向前倾斜一个角度，其量值等于气流上洗角αi，(ai是扣除可机翼本身的下洗作用之后的值)，由此产生推力分量FLX＝FySinαi Fy为机翼升力欲改变推力分量的大小，只须按要求改变射流流量，同时将前置翼板和主导流翼板的上偏角θ1、θ2做相应改变即可(参见
图11)。在这样的畸变流场中，前置翼板和主导流翼板各自的实际攻角均大于零升力攻角。又由于两者均向上偏转了很大角度，其上偏角分别为θ1、θ2、两者之差≥15°(参见图11)，所以两者均产生升力和推力;翼型射流管则只能产生阻力和负升力，但它的实际攻角大于零，试验观察可达5°以上，所产生的负升力和阻力均不大，从而致使这三者的气动力之和很小，对机翼本身气动性能的影响可忽略不计。采用本发明装置飞行，无需发动机直接产生推(或拉)力，只需发动机驱动专用气泵产生压缩气源，通过本发明装置对周围流场做功，使流场按要求发生畸变即可。
本发明吹气式机翼前置气流诱导装置的优点在于，从根本上改变飞机传统的推进方式，采用本发明装置飞行，可极大的节能，节油率超过50%，飞机的有效载荷系数可达0.5以上。可用于低速和M∝≤0.9的亚音速飞行。
下面结合附图详细说明本发明实施例。
图1本发明安装位置示意2本发明俯视3图2中的A-A剖视4图2中的B-B剖视5图3中的C-C剖视6图4中的D-D剖视7翼型射流管结构示意8翼型射流管俯视9图8中的E-E剖视10图8中的F-F剖视11吹气时的流谱12不吹气时的流谱图本发明吹气式机翼前置气流诱导装置由输气支撑管1、沿水平方向安装固定在输气支撑管轴线位置上的翼型射流管2，由转轴17与输气支撑管1连接的，且位于翼型射流管2之后的前置翼板3，及由转轴21与输气支撑管1连接的，且位于前置翼板3之后的主导流翼板4组成。其中输气支撑管1包括一端伸入机翼19内部并与主输气管连接的支管5，设置在其上表面由油缸23、活塞杆24、滑槽体31设置有滑轮27的滑体25，以及一端与滑体25连接，另一端与主导流翼板4铰轴连接的顶杆26组成的操纵机构，一端与支管5连接，另一端为封闭端且两侧开有输气出口7的连接管6，与输气出口7连接的输气接头8，与其连接的，且呈空腔的翼型连接端板9，设置在连接管6两侧的连接有前转臂30、后转臂29和连杆28的前、后轴承座22，23，以及包裹在以上各部件外部并与机翼19表面相连接，且通过支撑盘架10与连接管6封闭端相固定的蒙皮11。翼型射流管2内为承压空腔，其后缘设置有带支撑孔20的转轴支撑片18，后缘下表面沿水平展向开有射流缝13，射流缝出口方向与后缘下表面相切，射流缝隔片14嵌入翼型射流管2后缘内，将射流缝13沿水平展向均匀的分隔成段，翼型射流管2两端端面上有定位孔15和螺孔16，并通过螺栓与输气支撑管1的翼型连接端板9相固定。前置翼板3为带转轴17，且横截面形状同机翼的刚性整体，转轴17承过支撑孔20安装在前轴承座22上。主导流翼板4为带转轴21，其横截面形状同机翼的刚性整体，转轴21安装在后轴承座23上。前置翼板3和主导流翼板4的转轴17和21的轴线与连接管6的轴线垂直。
机翼模型加装本发明装置构成推升翼，所获得的风洞试验结果如表2所示。流态观察结果如图11和图12。本发明装置各气动力部件受力情况观察结果如表3所示。采用射流吹气法对前置气流诱导装置所做的试验表明本发明装置所需的吹气动量系数Cμ很小，其最大值Cμmax＜0.0032，由于吹气量很小，其最大射流反作用力小于机翼升力的0.4%，因此吹气的反作用力对机翼的气动性能无明显影响。(注这里的Cμ值是根据主机翼的升力面积换算出来的“当量值”)表1基本翼型的升、阻力性能试验数据
注机翼模型展弦比λ＝0.38 Re＝5.32×105。
表2加装本装置构成推升翼的升、阻力性能试验数据
注翼型安装1度，机翼模型展弦比λ＝0.38，Re＝5.32×105。
表1和表2中θ2主导流翼板的上偏角;
α翼型攻角(对于推升翼则为安装角);
αi被本装置诱起的迎面来流的上洗角;
CGL风洞试验获得的基本翼型升力系数;
CGX风洞试验获得的基本翼型阻力系数;
CTL风洞试验获得的推升翼升力系数;
CTX风洞试验获得的推升翼阻力系数;
表3本装置各气动力部件受力情况观察结果
且对于巡航状态0.04＜Cμ＜0.05;25°≤θ2≤30°对于爬升和最大速度状态Cμ＜0.07;θ2≤40°注吹气动量系数Cμ以翼型射流管的正投影面积(即升力面积)Si作为“参考面积”进行计算。
权利要求
1.一种吹气式机翼前置气流诱导装置，其特征在于由输气支撑管、沿水平方向安装固定在输气支撑管轴线位置上的翼型射流管，由转轴与输气支撑管连接的，且位于翼型射流管之后的前置翼板，以及由转轴与输气支撑管连接的，且位于前置翼板之后的主导流翼板组成，其中输气支撑管包括，一端伸入机翼内部与主输气管连接的支管，设置在其上表面的操纵机构，一端与支管连接，另一端为封闭端，且两侧开有输气出口的连接管，与输气出口连接的输气接头，与输气接头另一端连接的且呈空腔的翼型连接端板，设置在连接管两侧带有机械同步传动件的前后轴承座，以及包裹在以上各部件外部并与机翼表面相连接，且通过支撑盘架与连接管封闭端相固定的蒙皮；翼型射流管是一上下内表面呈拱弧型的承压空腔，其后缘设置有带支撑孔的转轴支撑片，后缘下表面沿水平展向开有射流缝，射流缝出口方向与后缘下表面相切，射流缝隔片嵌入翼型射流管后缘内将射流缝沿水平展向均匀地分隔成数段，翼型射流管两端端面上有定位孔和螺孔，并通过紧固件与输气支撑管的翼型连接端板相固定；前置翼板为带有转轴的，其横截面形状同机翼横截面的刚性整体，转轴穿过翼型射流管上的支撑孔安装在输气支撑管内的前轴承座上；主导流翼板为带有转轴的，其横截面形状同机翼横截面的刚性整体，转轴安装在输气支撑管内的后轴承座上。
2.如权利要求1所述的吹气式机翼前置气流诱导装置，其特征在于操纵机构由动力源和执行部件组成，其中执行部件包括滑槽体，由动力源带动的可在滑槽体的滑槽内水平滑动的滑体，一端与滑体连接，另一端与主导流翼板用铰轴连接的顶杆。
3.如权利要求1所述的吹气式机翼前置气流诱导装置，其特征在于输气支撑管的数量为翼型射流管总分段数加2，每个分段长度为20-24倍翼型射流管承压空腔的“当量直径φs”。
4.如权利要求1所述的吹气式机翼前置气流诱导装置，其特征在于前置翼板和主导流翼板的转轴安装在前、后轴承座时，可使转轴轴线与连接管轴线相垂直，或相交成锐角，使其后掠角与机翼后掠角相等。
全文摘要
本发明提供一种吹气式机翼前置气流诱导装置，包括输气支撑管，沿水平方向安装固定在输气支撑管轴线位置上的翼型射流管，由转轴与输气支撑管连接的，且位于翼型射流管之后的前置翼板，以及由转轴与输气支撑管连接的，且位于前置翼板之后的主导流翼板。本装置安装在机翼前方，从根本上改进了飞机传统的推进方式，可极大地节能，节油率超过50％，飞机的有效载荷系数可达0.5以上，用于低速、亚音速，仍至跨音速范围内飞行。
文档编号B64C21/04GK1089913SQ9311084
公开日1994年7月27日 申请日期1993年1月18日 优先权日1993年1月18日
发明者李小民 申请人:李小民