CN1061005C - 一种飞机翼梢引射器 - Google Patents

Abstract

一种飞机翼梢引射器，由垂直端板(1)、渐缩形进气管(2)、喷管(3)、混合室(4)、扩压管(5)、吸气管(9)和连通短管(12)组成，渐缩形进气管(2)大经一端伸出翼梢前缘并向大气敞开，其尾部固接喷管(3)，与混合室(4)、扩压管(5)共处在同内侧机身中线和外侧吸气管(9)平行的一条中线上，吸气管(9)前后两端封闭，其外侧管壁从前至后均布吸气孔(11)，连通短管(12)将吸气管(9)和混合室(4)的吸气入口(7)密封连通，当飞机飞行，则进气管(2)尾部气流加速，喷管(3)出口周围维持负压，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，可被中途截断并从吸气孔(11)吸入翼梢内经引射排到翼尾，从而消除翼梢涡流，减少以至消除诱导阻力，大大提高飞机的综合性能。

Description

一种飞机翼梢引射器

本发明涉及飞机机翼空气动力设措施，具体是一种飞机翼梢引射器。

世界各国现行的飞机，在其飞行时，因为机翼下表面的气流处于高压，会在左右翼尖处沿着横侧方向与机翼上表面的低压气流沟通，形成翼尖处从下至上的流动，结果，一方面机翼各剖面的升力下降，另一方面，在两个翼尖处形成涡流，使流经机翼的气流受到旋涡的影响而产生下洗流，结果出现一种被称之为诱导阻力的水平分为X1。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航阻力的40％，而在翼梢，如同世界名机A340-200空中客车，c-17军用运输机，图204客机等所示，设置翼梢小翼，简单地加装垂直端板，虽然也能减小诱导阻力，但只能减小约20-35％，效果并不理想。因此，为降低飞机诱导阻力采取新的减阻措施，对提高升阻比和推重比以及巡航时的经济性能，具有重要意义。

本发明的目的，是提供一种可使飞机诱导阻力大幅度减小，从而可大大节省能源消耗，显著提高其推进效率，增大飞机有效载荷和最大航程的翼梢引射器。

为实现上述目的，本发明在翼梢前缘设置其尾部固接喷管的渐缩形进气管，并与喷管、混合室、扩压管共处在同内侧机身中轴线和外侧吸气管平行的一线中线上，吸气管前后两头封闭，其外侧管壁上从前至后均布有吸气孔，用连通短管，把吸气管和混合室吸气入口密封连通，由此，构成飞机翼梢引射器。这样，借助高速飞行时，渐缩的进气管对空气形成的冲压，可使喷管获得大于音速的喷射气流。由此，利用高速喷流在喷管出口周围形成的负压，可将翼尖处横侧方向由下而上的气流中途载断并将其经过吸气管上的吸气孔吸入引射排到翼尾，使之不致到达上翼面，这样，翼梢横侧方向下翼面高压气流与上翼面低压气流的沟通行将破坏，翼尖涡流不复存在，诱导阻力行将骤减乃至消除。

下面，结合实施例进一步描述本发明的结构及优点：

图1是本发明安装位置正视图

图2是本发明的安装位置俯视图

图3是图2的A-A剖视图

图4是图3的Ⅰ-Ⅰ剖视图

图5是图3的Ⅱ-Ⅱ剖视图

图6是图3的Ⅲ-Ⅲ剖视图

图中

1垂直端板          2渐缩形进气管    3喷管

4混合室            5扩压管          6紧固连接件

7混合室吸气入口    8混合室壳体      9吸气管

10蒙皮             11吸气孔         12连通短管

从图1-6可知，本发明飞机翼梢引射器，在翼梢上方装有被称为翼梢小翼的后掠形垂直端板1，垂直端板1底线固接在与翼梢内部引射器的被引射气体入口7密封连通的吸气管9的脊背上。在翼梢前设有渐缩形进气管2，该进气管2伸出翼梢前缘，其大径一端管口向大气敞开，渐缩段同喷管3固接，它借助高速飞行中对空气形成的冲压作用，使进气管2尾部获得高速，从而推动空气以很高的速度从喷管3喷出，并在喷口周围维持低压，把混合室4内的空气吸引进来，混合在一起，然后通过扩压管降速、升压，最后排出机尾。其中，渐缩形进气管2，喷管3，混合室4，扩压管5共处在同内侧机身中轴线和外侧吸气管9平行的一条中轴线上，扩压管5的出口通向外部大气。与垂直端板1底线固接的吸气管9，其前后两端管口被半圆形封头封闭，在其垂直端板1底线外侧的上半部管壁上从前至后均匀布有通向外通部大气的吸气孔11。连通短管12向外与吸气管9固接，并将吸气管9和混合室吸气入口7密封连通。当飞机高速飞行时，引射器自行工作，喷管3开始喷气，混合室4内便出现负压，由此导致吸气孔11向内吸气，并经过吸气管9，连通短管12，混合室吸气入口7，源源不断流入混合室4，被引射排出翼尾，这样，左右翼梢下表面的高压气流在横侧方向向上表面低压区的流动，就变成了向翼尖横侧方向所设吸气孔11内的流动，由此原因，翼尖旋涡不复存在，诱导阻力即被遏制消除。

从连续方程得知，要使亚音速或高压亚音速气流加速到音速甚至超音速，就要用收缩形管道，并使喷管为扩放形。

而连续性方程的微分式为 $\frac{\mathrm{df}}{f}=\frac{\mathrm{dv}}{v}-\frac{\mathrm{dw}}{w}$ 式中：f-断面积米²

v-比容米³／公斤

w-速度米／秒又因

从上式可以看出，当飞行速度为亚音速或高亚音速时，由于收缩形进气管2的作用，使得喷管3的出口可以获得大于音速的气流，即M＞1，这时，欲使喷管3的引射效率进一步提高，即流速增大，则df／f为正，喷管应该是扩放形的，如果飞机的速度本身等于或大于音速，喷管3更应是扩放形的，但渐缩形进气管2的进出口截面比值可相应减小，以便减小其型阻。

同样，从连续性方程的微分式可以看出，当气流从喷管3喷出后，其流速降低，即dw为负值时，若气流仍然大于音速，扩压管5应是渐缩的；反之，当气流小于音速时，则扩压管是渐扩的，而本发明的喷管3出口气流一般使之大于音速，故扩压管5是缩放型的。考虑到扩压管5的工作环境和安装位置，应使其外型构成与机翼剖面线型吻合，以减小型阻，故其渐缩段和喉部横剖面为圆形，其扩放段横剖面则逐步过渡到下弯扁圆形。

如上所述，本发明采用渐缩形进气管2，在于保证使喷管3获得音速甚至超音速喷射气流，使翼尖边缘吸气管9外侧上方的吸气孔11获得足够大的吸力，从而保证下翼面高压气流不至于越过翼尖边缘到达上翼面，形成翼尖旋涡和下洗流。因而要求进气管2，喷管3，扩压管5，混合室壳体8，吸气管9以及紧固连接件6用强度高、重量轻，表面光滑的复合材料或铝合金制作，蒙皮11用铝合金板材制作。

采用本发明飞机翼梢引射器，把它安装于机翼梢部位，不需要另设动力装置，可在飞机飞行中自行工作，将占巡航阻力40％的诱导阻力源予以引射消除，由此可以使迄今为止为减小诱导阻力普遍采用大展弦比带来翼重增大，推重比减小的现行技术出现新的突破。它工作可靠，型阻极小，容易制造，便于实施，一旦应用于直翼和后掠翼飞机，以及国产运8系列飞机和国产战头机，轰炸机，将大大改善其升力特性和气动力特性，使其有效载荷能力大幅度提高。

而且，本发明的另一优点是：若取消垂直端板1，仍具有翼梢减阻的特好性能。

Claims (2)

1．一种飞机翼梢引射器，在翼梢部位与机翼固接，其特征是：它由大径一端伸出翼梢前缘并向大气敞开的渐缩形进气管(2)与喷管(3)、混合室(4)、扩压管(5)以及吸气管(9)组成，渐缩形进气管(2)小径一端与喷管(3)固接，进气管(2)与喷管(3)、混合室(4)、扩压管(5)共处在同内侧机身中轴线和外侧吸气管(9)平行的一条轴线上，扩压管(5)尾部接于翼梢后缘，其出口通向外部大气，吸气管(9)前后两端管口封闭，其外侧管壁上从前至后均匀布有通向外部大气的吸气孔(11)，连通短管(12)向外与吸气管(9)固接，并将吸气管(9)和内侧混合室(4)的吸气入口(7)密封连通。

2．根据权利要求1所述的飞机翼梢引射器，其特征是：后掠形垂直端板(1)底线固接在吸气管(9)的脊背上。

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