專利名稱：新型翼刀及其強化輔具——翼梢噴氣翼的制作方法
新型翼刀及其強化輔具——翼梢噴氣翼以機翼為代表的一批升力體的升空，所依賴的，除了其全部翼弦截面輪 廓均滿足標準翼型要求外，升力體本身還須在以下幾種久己傳統(tǒng)化了的運動 方式下，具備足可使其達到起飛的運動速度的品質(zhì)。這幾種運動方式包括，沿 與翼展保持垂直并通過翼弦及與翼弦夾成正迎角的方向構(gòu)成的平面的橫掃， 沿與翼展保持垂直以外的某一角度(可變)并通過翼弦及與翼弦夾成正迎角 的方向構(gòu)成的平面的斜掃，以及以兒只翼展共面、方位均佈、形狀和尺寸均 相等同的橫掃機翼公共端為定軸的旋轉(zhuǎn)掃、并由此引發(fā)超過其本身及連帶質(zhì) 量總和的上、下機翼翼面流經(jīng)氣流靜壓差才得以實現(xiàn)的。機翼上、下翼面的低值靜壓來源于著名的伯努利方程P+^/2:const。換句話說，當忽略掉 摩擦的影響時，沿同一條流線或流管的總壓保持不變。它等于沿流線或流管上任一點的靜壓P 及與該靜壓對應(yīng)點的動壓P^/2兩者之和.顯然，該上、下翼面特別是上翼面的低靜壓期望值，只 有用由機翼與流經(jīng)氣流之間保持足夠大的相對運動速度形成的高動壓予以補償方為可能。我們還注意到，在飛行中的左、右對稱之成對機翼上，具有相同翼面投 影坐標的上、下翼面各點，實際氣流速度既不盡相等，流向也不是處處一致 和固定不變的。這給低速飛行的機翼表面是否有必要制造得高度光滑帶來質(zhì) 疑。除此之外，對于在空氣中飛行的有限翼展機翼，保持定值環(huán)量的上、下翼 面氣流在機翼后緣平滑匯合的"庫塔條件"存在很大的誤差。原因是，具有 較高靜壓的下翼面氣流總要尋找機會翻向上翼面，與匕翼面較低靜壓的氣流 匯合，以達到總體的均混和均壓。這使得翼梢附近的下翼面氣流有機會先經(jīng) 翼梢而翻越至上翼面。但結(jié)果也迫使與翻越氣流相遇的上翼面氣流未曾與之 相混，卻先一束束地接連被遞推向翼根。與此同時，因下翼面翼梢形成"空 穴"，這里原來的壓強驟減，又使非翼梢的下翼面氣流不間斷地向翼梢遞補。 這樣一來，左、右半翼展的上、下兩個翼面均出現(xiàn)了方向相反的展向流動，
并在同名半翼的上、下兩個翼面之間形成持續(xù)不斷的往復(fù)循環(huán)。另一方面， 即使翼展無限大，沒有翼梢，那么不失一般性，并可從大家熟悉的棉條試驗 中得知，自機翼前駐點分離后，分別經(jīng)上翼面和下翼面而到達后駐點的一對 氣流質(zhì)點，卻沿翼展方向錯開一段距離。其中，通過上翼面的氣流質(zhì)點的軌 跡斜向翼根，而通過下翼面的氣流質(zhì)點的軌跡斜向翼梢、與上述有限翼展的 情形無異。所有這些沿機翼展向同名半翼的上、下兩個翼面之間的不斷循環(huán)往復(fù)和 不斷遞推遞補的氣流流動過程，很快便形成了以兩翼梢為中心且旋轉(zhuǎn)方向彼 此相反的兩大拖向機翼之后的旋渦一 "自由渦"(亦稱"尾渦"或"尾流")。 顯然，若站在機尾面向機頭，而且一望即知，左翼梢自由渦應(yīng)為順時針轉(zhuǎn)向， 右翼梢自由渦應(yīng)為逆時針轉(zhuǎn)向。由于二者各自對所在半翼展上產(chǎn)生升力的前 緣有誘導(dǎo)下洗作用，致使機翼升力增加了一個"誘導(dǎo)阻力"的分量。因此， 與該升力保持垂直的機翼實際迎角量值邊傾斜趨緩，從而使該迎角變小，實 際升力自然也隨之下降.真實流體繞翼型流動時，由于二者之間存在粘性而 產(chǎn)生兩種阻力. 一種是"摩擦阻力"，另一種是在翼型前、后緣之間形成的"壓 差阻力"。"誘導(dǎo)阻力"是繼這兩種阻力之后出現(xiàn)的第三種阻力。后者的出現(xiàn) 雖與前兩者不直接相關(guān)，但于飛機的正常飛行甚為不利。據(jù)悉，現(xiàn)代大型民用客機的誘導(dǎo)阻力可達其總阻力的30%。而當其處于低速大迎角飛行時，該 誘導(dǎo)阻力所佔的比例還要大。因此，抵制和消除"自由渦"，即抵制和消除 發(fā)生在機翼左、右半翼的上、下兩個翼面之間的展向流動，從而減小乃至消 除機翼的誘導(dǎo)阻力以期顯著提高飛機的"升阻比"，具有極其重要的現(xiàn)實意 義和深遠的歷史意義。另一方面，在飛行中的后掠形(嚴格說也包括前掠形)機翼和"根梢比" 較大(如"根梢比"iT>4)的梯形機翼，可使流經(jīng)氣流分解為垂直前緣和 沿該前緣繼續(xù)流動的兩個分支。因?qū)ιτ胸暙I的前者流速恒低于直飛主來 流速度，實際上起到了減緩因飛行速度超過音速而招致激波失速事故發(fā)生的
作用，從而被廣泛應(yīng)用于現(xiàn)代跨、超音速的"飛機設(shè)計"中。但這兩類有限 翼展斜置翼的低速飛行特性并不盡如人意，特別是存在所謂的"翼根效應(yīng)" 和"翼梢效應(yīng)"而使處于翼根和翼梢的機翼附面層極易增厚和分隔。按說機 翼產(chǎn)生附面層本屬氣流流經(jīng)固壁存在"粘性效應(yīng)"之必然。但機翼附面層， 尤其是受逆壓梯度控制的轉(zhuǎn)捩點之后的機翼附面層，其增厚實則等價于減小 了機翼彎度，因而降低了機翼的實際升力.附面層還減薄了機翼尾流起始部 份的剪切層，從而降低了機翼后緣壓力，增加了機翼前、后緣的"壓差阻力" 即"翼型阻力"。此外，當飛行速度接近音速并繼續(xù)增速時，機翼局部出現(xiàn) 在激波并與翼面上的附面層發(fā)生干擾，引起附面層分離和使流經(jīng)氣流的能量 受到損失。局部激波也使機翼前、后緣壓強差增大，形成附加阻力。由于激 波干擾而引發(fā)的附面層分離謂之"激波失速"。因展向氣流不斷流進翼根和 翼梢的附面層而引起各該處附面層的增厚直至分離也必然導(dǎo)致飛機失速。兩 個失速都使飛機升力驟降并引發(fā)飛行事故。因此，治理機翼附面層的工作難 度極大。迄今為止，世界權(quán)威科研機關(guān)仍只限于圍繞對減輕危害的起碼效果 等課題開展研究，并且自"二戰(zhàn)"出現(xiàn)后掠翼飛機之初起，已經(jīng)在限制翼根、 翼梢附面層增厚并延遲其分離方面有了一些成果相繼問世。其中有，按"湍 流摻混機理"在翼梢上翼面前緣加裝的"渦流發(fā)生器"。其尾渦便起摻混附 面層的作用。這就是，引領(lǐng)附面層外具有較高動量的氣流質(zhì)點與附面層內(nèi)的 低動量氣流質(zhì)點相混合，以增加附面層內(nèi)所有氣流質(zhì)點的平均動量，從而使 該附面層總體增強了承受逆壓梯度、延遲機翼附面層增厚和分離的能力。此 外，能起到類似作用的成果還有，翼梢采用失速迎角較大的翼型，并使得從 翼根到翼梢的機翼迎角逐漸降低的所謂"外洗扭轉(zhuǎn)"，以及在后掠翼上表面 的中翼到翼梢之間加裝的"平板翼刀"，以限制當?shù)馗矫鎸油獾臍饬餮匾碚?流向翼梢，從而有效扼制翼梢附面層的快速增厚和分離。只要翼梢不失速， 就會推遲整架飛機的失速。這是后掠翼翼梢較翼根誘導(dǎo)下洗速度低而有效迎 角又比翼根大所決定的。值得一提的是，某些高速戰(zhàn)機還在機翼根部的機頭
兩側(cè)加裝極高后掠的"邊條翼"，利用主來流先在其上產(chǎn)生的強力"前緣脫 體渦"直插其后的機翼翼根附面層(機理與"渦流發(fā)生器"全同)，從而有 效增加了翼根附面層內(nèi)所有氣流質(zhì)點的平均動量，并使之增強了承受逆壓梯 度、控制和延遲翼根附面層增厚和分離的能力，因而堪稱"從源頭上解除了 '翼根效應(yīng)'"。不過，不宜加裝"邊條翼"的，如機頭兩側(cè)進氣的戰(zhàn)機又當 如何治理"翼根效應(yīng)"呢？在回答這個問題之前，我們先來討論一下如何扼制"自由渦"。大家知 道，人造機翼的翼展總是有限的，存在已如上述的"翼梢翻越"；即使翼展 無限大，沒有翼梢，上面也提到存在"庫塔條件"的誤差。該誤差規(guī)范一點 的描述是，原本重合并共同流經(jīng)與二者飛行軌跡共面的翼型的一對氣流質(zhì) 點，自該翼型前駐點分離后，分別經(jīng)該翼型上部輪廓和下部輪廓而到達后駐 點時不再重合。其中，流經(jīng)上部輪廓而到達后駐點的氣流質(zhì)點偏向翼根，而 流經(jīng)下部輪廓并到達后駐點的氣流質(zhì)點偏向翼梢，且展向所偏距離近似地與 在上、下翼面機翼最大厚度點的實際流速差成正比。因此，"低速翼型的薄 翼理論"認為，可以把機翼模型化為，以沿所有翼弦前l(fā)/4翼弦點(即普通 翼型的升力作用點)連線為軸，以定值環(huán)量為其強度的橫向旋渦一附著渦和 它的延續(xù)，也就是自翼梢拐向機翼之后的"自由渦"兩者之和所代替，并 把由"自由渦"對"附著渦"的誘導(dǎo)下洗作用，從而產(chǎn)生使實際機翼升力有 所下降的"誘導(dǎo)阻力"作為有升力必然存在"誘導(dǎo)阻力"的根據(jù)。有人甚至 把"誘導(dǎo)阻力"稱之為"升致阻力"，以形容"升力"與"誘導(dǎo)阻力"的密 不可分。但"誘導(dǎo)阻力"畢竟是由"翼梢翻越"和"庫塔條件"的誤差所引 起的沿左半翼和右半翼的上、下兩個翼面之間展向氣流的循環(huán)流動所形成 的。如能有效扼制"翼梢翻越"，同時把主來流流過機翼的軌跡限制在準二 維空間，使得幾乎不存在在左半和右半機翼上、下翼面之間氣流的展向流動， 豈不也是從源頭上解除了 "翼根效應(yīng)"和"翼梢效應(yīng)"嗎？而且這并不依賴 于戰(zhàn)機機頭如何進氣，……。這樣一來，機翼升力就不會受到誘導(dǎo)下洗的干
擾而免去增加一個"誘導(dǎo)阻力"的分量，還其與主來流保持垂直的本來面目。 機翼升力的"正本清源"，無形中等于提高了飛機的"升阻比"。這其實就是 本項發(fā)明真正的主旨?？傆[目前能夠推遲"翼根效應(yīng)"和"翼梢效應(yīng)"的所有舉措不難看出， 只有"平板翼刀"才是以阻斷氣流的展向流動，從而避免實際上推遲"翼梢 效應(yīng)"的發(fā)生為目的的，形象也比較直觀。但若用目前的"平板翼刀"轉(zhuǎn)而 扼制"自由渦"，顯然大有"力不從心"之感。這至少因為"平板翼刀"只 固定在上翼面，且與翼梢還存在一段不小的距離。為此，我們?nèi)砸?翼刀"為載體，提出如下的"新型翼刀及其強化輔具 一翼梢噴氣翼"的設(shè)計方案首先，我們既要翼刀扼制包括上、下兩個翼面在內(nèi)的兩面展向氣流的流動，就不能只在上翼面設(shè)置翼刀；而應(yīng)既有上翼面翼刀，又有下翼面翼刀，即"新型翼刀"應(yīng)為上、下兩個翼面共有的"雙面佈局"。其次，目前的上翼面翼刀因與翼梢還有相當大的距離，實際上不能全面阻止翼梢的附面層增厚；特別是無法阻止高于翼刀的斜向超高氣流，以及牽斗 向超前、超后即繞過翼刀的低位氣流流向翼梢，當然更談不上制止"翼梢翻 越，，了。為了堵截來自各個方向和具有不同落點而到達翼梢和翼根的所有氣流， 并且不致構(gòu)成新的翼面展向流動，尤其為防止發(fā)生新的"翼梢效應(yīng)"和"翼 根效應(yīng)"，就必須在翼梢和翼根的上、下兩個翼面適當加密"新型翼刀"的 布置。作為暫無實驗數(shù)據(jù)的初步設(shè)計，發(fā)明人給出如下的參考尺寸若以目 前高出上翼面近200mm的"平板翼刀"作依據(jù)，并且假定"新型翼刀"固定 高200mm。其長度超出機翼前、后緣各約0. 4 0. 5m.超出的尺寸要求"整齊 劃一".那么，作為左、右半翼展上、下兩個翼面加密段的翼根翼刀組和翼梢 翼刀組，相鄰二翼刀之間距取為翼刀髙度之半即100mm。這樣，便很自然地 把每一翼面上的全部翼刀分成疏密相間的三段，其中兩端加密段寬各佔所在
翼面展向長度的1/4.，而翼中非加密段寬約佔所在翼面展向長度的1/2。由 于翼刀體還有一定的厚度(建議該厚度S才5mm)，特別是還要做成"可轉(zhuǎn) 角"和"鏈節(jié)式"(后面有述)，所以實際上，二相鄰翼刀之最小間距僅為60 70咖左右(比如當發(fā)生與翼弦的夾角不為"0"的情況時)。"新型翼刀"之 所以定得如此之密有兩個原因。首先是在工藝水平允許的條件下，燼可能為 提高通過"新型翼刀"間隔氣流的"直線度"和"準二維度"創(chuàng)造條件。進 入"新型翼刀"間隔的氣流必然與翼刀的某個側(cè)表面發(fā)生碰撞。由于完全垂 直的碰撞幾乎是不可能的，又兼翼刀不會被氣流穿透并且不為所動，故而碰 撞的結(jié)果只能是入射角等于反射角式地在相鄰二翼刀側(cè)表面之間交替地彈 來彈去。顯然，翼刀的"小間距"即燼可能的密布與因翼刀較長而使滯留其 間的氣流交替入、反射的次數(shù)較多，是確保機翼出流具有高"直線度"和高 "準二維度"的必要條件。而有了足夠的"直線度"和"準二維度"，也才 能夠使機翼出流絕少形成旋渦的可能。其次，通過采取使翼刀加密的手段， 可以把氣流分割破碎成"涓涓細流"。這樣，由于小股氣流的能級低，對翼 刀的沖量小，即使把翼刀做得比較單薄，也能抵御氣流的沖擊而不致產(chǎn)生變 形和抖動。至于超過機翼前、后緣的外伸部份，也是在滿足剛度要求前提下 的合理加長。中翼雖與"翼根效應(yīng)"以及"翼梢效應(yīng)"不直接相關(guān)，但畢竟是機翼的 組成部份，也應(yīng)為消除"庫塔條件"的誤差做出貢獻，故也應(yīng)布置翼刀；只 不過不必像在翼根、翼梢處那樣加密和可轉(zhuǎn)角罷了。茲暫定非加密之中翼段 翼刀肢肢弦向固定于上、下翼面之上。單肢規(guī)格同前述，且二相鄰翼刀之凈 間距為2 3倍翼刀高即400 600mm .此外，發(fā)明人要求同一架飛機機翼的所有加密段翼刀和非加密段翼刀的 上述間隔以及左、右同名各段總寬不僅"整齊劃一"，而且應(yīng)適合"飛機設(shè) 計"關(guān)于固定載荷必須對稱布置的要求。這樣，在加裝"新型翼刀"后，一 架單發(fā)螺槳單翼全金屬戰(zhàn)機的前視圖便如附

圖1 "新型翼刀"沿機、尾翼上、
下翼面的佈局(前視)所示了。從圖中可以看出，同名半翼的上、下翼面沿 展向長度不等，下翼面的這個長度大于上翼面。這就要求，在加密翼刀組總寬不變的前提下，下翼面非加密段應(yīng)多加裝1 2只固定翼刀，并保持兩個"整齊劃一"和一個"對稱分布"的原則。第三、尾翼中的平尾，實際上也是一對由左、右半翼組成的機翼；只是 為調(diào)正飛行姿態(tài)、配平機翼升力而專設(shè)。因此，平尾面積雖小，也應(yīng)具備與 機翼同樣的功能。燼管由于機翼加裝"新型翼刀"后，其左、右兩翼梢?guī)自?無"自由渦"后去干擾平尾的升力，因而從無機翼尾流干擾這一點講，平尾 一般可不加裝翼刀。但平尾既是機翼，具備與機翼同樣的功能，便同樣存在 由"翼梢翻越"和"庫塔條件"的誤差所引起的降"升阻比"問題。因此， 從提高平尾"升阻比"的目的出發(fā)，平尾也應(yīng)加裝"新型翼刀"。僅僅為了 不過多增加平尾結(jié)構(gòu)的復(fù)雜性，不額外增加飛行員的負擔(dān)和飛機成本，茲決 定，平尾同機翼一樣，布置加密段和非加密段的"新型翼刀"，并且全部為"固定式"；而翼刀高度和間距以及超出當?shù)匾硐业那?、后外伸的長度也按 與機翼的尺寸比例而有所減小，"整齊劃一"和"對稱分布"的原則在左、 右二平尾不變(平尾一般可不加裝"翼梢噴氣翼")其大致形象也如附圖1 所示。由本人先期發(fā)明的"全動雙分動翼型尾翼系統(tǒng)"，其發(fā)明的主旨是,顯著 提高現(xiàn)代機動飛機的"橫控"和"縱控"機動性，與本文描述的"新型翼刀" 關(guān)系不大，燼可以分別實施。不過，若在同一架飛機上共同實施，恐不乏 出現(xiàn)互讓、互容等空間干擾問題，相信在細節(jié)設(shè)計中完全可以得到解決。 第四、所謂要求"新型翼刀"應(yīng)對源自不同方向、不同落點的來流均須 作出不致重新產(chǎn)生"自由渦"的響應(yīng)，意指它有能力把所有沿機翼表面的展 向流動均改變?yōu)橄蚁颍囱刂鱽砹鞣较虻牧鲃与x開機翼。但從來流撞擊翼刀具有在相鄰兩翼刀之間多次入、反射的實際情況來看，有的可能只入、反射 一次即與主來流或說與翼弦夾成某一角度離開機翼。前已指出，由于入、反
射角必須相等，這就難以保證機翼出流取沿翼弦向的不變性。多束不平行翼 弦的機翼出流極有可能再次形成"自由渦"，從而再次背離發(fā)明"新型翼刀" 的寘正主旨。特別當飛行員己經(jīng)感知即將有大束斜向來流通過所駕駛的飛機 時，為杜絕任何產(chǎn)生"自由渦"的可能，飛行員應(yīng)操控翼刀，或順迎來流， 或抵住來流并令其轉(zhuǎn)向，以確保機翼出流全部經(jīng)過翼刀強制取翼弦向的"梳 理"，從而使無"自由渦"的"升阻比"得以保持。因此，至少加密段的翼 刀應(yīng)是繞某一定軸為可轉(zhuǎn)角的。不過，處于機翼不同位置又不屬于同一套傳 動的加密段翼刀，其轉(zhuǎn)角范圍很難"整齊劃一"。比如在翼根段，加密翼刀 可能的轉(zhuǎn)角不會太大。因為那里有翼、身整流過渡面，它嚴重妨害翼刀的迴 轉(zhuǎn)。特別是下單翼機上翼面，靠翼根的翼刀更是無法轉(zhuǎn)大角。這一癖病將使 屬于同一套傳動的翼梢刀組的迴轉(zhuǎn)大受制約。小轉(zhuǎn)角的"新型翼刀"系統(tǒng) 要求對需要翼刀轉(zhuǎn)角的異常氣流具有更強的敏感性，因為轉(zhuǎn)遲了，小轉(zhuǎn)角便 不起作用。此外，中翼非加密段的翼刀卻可做成和目前"平板翼刀"同樣的 "固定式"， 一因與兩個效應(yīng)沒有大的關(guān)系，二從制造經(jīng)濟性出發(fā)也很必要。第五、每一組加密翼刀具有相等的轉(zhuǎn)角和同一套傳動，并且同時動作， 同時停止。這是不言自喻的。左、右半翼的上、下共四個翼面八組加密翼刀， 顯然是八套傳動。由于同名半翼的上、下翼面氣流的展向流動自成循環(huán)，所 以同名半翼的上、下翼面同名的加密翼刀轉(zhuǎn)向相反。同為上翼面或同為下翼 面的加密段翼刀，但分屬于左、右兩個半翼，則因左、右半翼"自由渦"的 轉(zhuǎn)向相反，而使異名半翼同名翼面的同名翼刀組轉(zhuǎn)向相反。但同名半翼同名 翼面的翼根翼刀組和翼梢翼刀組的轉(zhuǎn)向也相反。原因是在翼根上表面前段， 主來流偏離機翼對稱面，使流管擴張變粗。而在其后段，主來流向內(nèi)即向機 身偏斜，使流管又收縮變細。翼梢與翼根的主來流繞流情況卻恰恰相反，即 在翼弦的相同百分點上，翼根處氣流與翼梢處氣流二者的流向不同，彼此相差約在60° 90°之間，因而兩處翼刀的轉(zhuǎn)向應(yīng)相反.這樣，在總共只有兩種 轉(zhuǎn)向和所有加密翼刀轉(zhuǎn)軸均為平行的前提下，以左半翼上翼面的翼梢翼刀組
而論.它將與該半翼下翼面的翼根翼刀組轉(zhuǎn)向相同.除此之外，又可在右半翼 上翼面的翼根翼刀組和該半翼下翼面的翼梢翼刀組找到相同的轉(zhuǎn)向.其余均 與所論轉(zhuǎn)向相反.因此，八套傳動存在兩種轉(zhuǎn)向并各占半數(shù).此轉(zhuǎn)向組成可參看附圖2用虛、實線方格表示的相同轉(zhuǎn)向加密翼刀組的位置。圖中轉(zhuǎn)向相同 并統(tǒng)一用粗實線方框繪制的四組翼刀與統(tǒng)一用虛線方框繪制并具有與該四 組轉(zhuǎn)向相反的另外四組翼刀彼此遙向呼應(yīng).為使圖面清晰，圖中把固定不動 的中翼翼刀和平尾翼刀略去不畫.第六、上面談到八組加密翼刀各為一套傳動，共八套傳動。實際上能否 有所簡化呢？我們再回到圖2。圖2也是與圖1類似的飛機的前視圖。在圖 2中，如果我們把相鄰上、下翼面(即同名半翼的上、下翼面)的兩組相近 但卻轉(zhuǎn)向相反的翼刀重新組合，即按上款，把相同轉(zhuǎn)向的翼刀組用實線方框， 同時把與實線方框轉(zhuǎn)向相反的各翼刀組用虛線方框加以表示。顯然一是左半 翼翼根上翼面為實線的方框和相鄰下翼面為虛線的方框的組合，可在以居中 機身為基準的右側(cè)半翼的翼梢找到，即左半翼的翼根與右半翼的翼梢都是上 翼面為實線方框、下翼面為虛線方框，表明二者的同名翼面翼刀具有相同的 轉(zhuǎn)向。而左半翼的翼梢與右半翼的翼根二者的上翼面都為虛線方框，下翼面 又都為實線方框，也表明二者同名翼面的翼根與翼梢具有相同的翼刀轉(zhuǎn)向。 二是凡具有上翼面為實線方框(以下簡稱"上實")對下翼面為虛線方框(以 下簡稱"下虛")的組合，與另一 "上實"對"下虛"的組合所聯(lián)成的系統(tǒng)， 才可簡化為同一套傳動。三是基于所有這些認識，八套傳動即可由兩套傳動 所代替、所簡化。但條件是，該兩套傳動均須同時能滿足互為反向的兩種傳 動的需要。第七、全部"新型翼刀"的傳動系統(tǒng)只有布置在機翼翼面以下，才能滿 足"飛機設(shè)計"關(guān)于盡量減小廢阻的要求；而機翼的總厚度又是屈指可數(shù)的。 在這種情況下，發(fā)明人提議，充分發(fā)揮飛機上集中的液壓、氣動源特別是前 者的作用，即把動作活塞或動作缸套的往復(fù)直線運動轉(zhuǎn)換為眾多翼刀的轉(zhuǎn)角
動作。我們把這一構(gòu)思用附圖3 "新型霣刀"轉(zhuǎn)角的齒條一齒輪傳動原理圉集中地表現(xiàn)出來。由附圖3得知，動作缸套固聯(lián)一雙面齒條。顯然它可使與 其直聯(lián)的相對兩側(cè)面齒條及與二齒條相嚙合的兩行多件齒輪，是具有平行定 軸又互為反向轉(zhuǎn)動的傳動。由于每個齒輪只帶動一只翼刀做轉(zhuǎn)角動作，負載 很小，所以齒輪的尺寸不會很大，連同其兩側(cè)的軸承座在內(nèi)，可以將全部傳 動組件布置在機翼蒙皮以下的檁桁隔框內(nèi)。動作缸套連同雙面齒條的往復(fù) 直線運動，可通過齒條兩側(cè)的兩行定軸齒輪使相鄰的上、下翼面翼刀作互為 反向的往復(fù)轉(zhuǎn)角動作。由上一款得知，由于位于齒條同側(cè)的同步同轉(zhuǎn)向的另 一組齒輪相距遙遠，起碼相當于半翼展的展長加一個機身的全寬，因而雙面 齒條將是"細長比"很大的桿狀零件，并需要在其中間加許多浮動支承。值 得說明的一是，兩條長雙面齒條就代表了全部加密翼刀的八套傳動。其中， 左半翼翼面以下的齒條將延伸到右半翼翼面以下；而右半翼翼面以下的齒條 又要延伸到左半翼翼面以下。顯然，無論在翼根或翼梢處，二長齒條都應(yīng)沿 翼弦方向錯開一段距離，以便互不影響對方的動作。二是動作缸套不一定布 置在傳動的某一端，特別是無法布置在翼梢。最有可能的位置是在長齒條的 中間，靠近機身或就在機身之內(nèi)，即在左翼梢翼刀組和右翼根翼刀組之間或 左翼根翼刀組和右翼梢翼刀組之間。第八、低于0.3M的飛行謂之"低速飛行"。后掠翼于低速飛行是沒有優(yōu) 點可言的.前已述及，關(guān)于為增加進入二相鄰翼刀之間的氣流在翼刀側(cè)表面 上的交替入、反射次數(shù)，使機翼后緣出流具有較高的"直線度"和"準二維 度"的必要性，因而延長翼刀長度至外伸機翼前、后緣各0.4 0.5111.但當飛 行速度接近音速并可能伴有局部激波即將產(chǎn)生之前，為使后掠翼的優(yōu)越性在 高速飛行條件下不失時機地得到發(fā)揮，"新型翼刀"理應(yīng)退回至后掠翼前緣 園角之后.因此，在機動飛機作高速飛行時，"新型翼刀"應(yīng)與后掠翼并用.至 于因翼刀的后退而降低機翼后緣出流的"直線度"和"準二維度"的問題， 可通過延長翼刀后伸的長度加以解決。這里還有一個0. 6M的問題需要闡明。
0.6M雖介于"低速飛行"和"高速飛行"之間，但可確保絕無激波產(chǎn)生。只 要沒有激波就可以充分發(fā)揮"新型翼刀"的作用；而且不一定要等到飛行速 度繼續(xù)降至0.3M以下再伸出翼刀于機翼前緣之外，也無須乎等待飛行速度 漸增至剛滿0. 3M便立即將翼刀退回至機翼前緣之后。這就是說，0. 3M 0. 6M 之間仍然屬于較低飛行速度的范圍。因此，發(fā)明人提議，把全面和單獨使用 "新型翼刀"(包括"翼梢噴氣翼")的飛行速度范圍，由0. 3M提高到0. 6M。 發(fā)明人還提議，全部"新型翼刀"應(yīng)同時伸出，同時退回；但以伸出于機翼 前緣之外的狀態(tài)為基本態(tài)即"0"位。包括中翼非加密段的所有翼刀在內(nèi)， 即全部加密可轉(zhuǎn)翼刀和全部固定式翼刀均應(yīng)具有前伸至機翼前緣之外和退 回至機翼前緣園角之后的功能，而且所有翼刀的后外伸端會在其前外伸端作 后退動作的同時，由所處的退回狀態(tài)外伸至后緣之后作為"正補償"；或在 其前外伸端由所處的退回狀態(tài)改做外伸動作的同時，后外伸端由所處外伸狀 態(tài)退回至機翼后緣之內(nèi)并作為"負補償"。此外，要求所有這些協(xié)調(diào)伸縮的 長度是一個恒定不變的定值。發(fā)明人還認為，既以"新型翼刀"伸出于機翼 前緣之外的狀態(tài)為基本態(tài)即"0"位，那么就有"退回"、"伸出"、"再退回' 以及"再伸出"等多次變化。不過，變化動作既應(yīng)是"整齊劃一"的，其"初 始態(tài)"和"終極態(tài)"就應(yīng)該是穩(wěn)定的。"過渡過程"只有處于"雙穩(wěn)態(tài)"時 才是極易實現(xiàn)"自動化"的。第九、前伸于機翼前緣之外和后伸于機翼后緣之外的"新型翼刀"兩端 如何退回而又不會增加翼刀的截面積，看來困難很大。原因是，如果翼刀退 回的動作是將原外伸臂藏匿于事先加工好的翼刀體槽中或孔中并作為高速 飛行時所保持的"收縮態(tài)"，則"新型翼刀"單肢的總厚度將至少是目前的3 倍。重量引起的氣動損失和經(jīng)濟損失都將是沉重的。這使我想到改用"鉸鏈 轉(zhuǎn)角式"，即將前伸或后伸之部份翼刀揚起超過90。即為"收縮"，回轉(zhuǎn)落平 即為"外伸"的辦法解決這一難題。方案已如附圖4鏈式"新型翼刀"前后 單體協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)角示意所示。圖中無論上、下翼面翼刀均呈鏈節(jié)式的結(jié)構(gòu)留待后 述。圖中的虛線輪廓為翼刀外伸部份轉(zhuǎn)角動作前的狀態(tài)。明顯看出，該部份翼刀在鉛垂面內(nèi)揚起達150°的角度，表示其在該處原來呈"收縮態(tài)"。與此 同時，翼刀后端的部份落平，即與前端的揚起相對應(yīng)，呈"伸出態(tài)"。圖中 翼型前、后的實線輪廓表示，與上述虛線所表示的狀態(tài)對應(yīng)，即原揚起達150 °角表示處于"后退"狀態(tài)的部份翼刀已經(jīng)落平，重新表示已由"收縮態(tài)" 轉(zhuǎn)變?yōu)?伸出態(tài)"即基本態(tài)"0"位.這說明飛機正由亞音速降至0.6M以下 的低飛行速度，該是"新型翼刀"大顯身手的時候了。與此同時，即與上、 下翼面翼刀的前單體由"收縮態(tài)"轉(zhuǎn)變?yōu)?伸出態(tài)"的同時，其后單體也相 應(yīng)地由落平一"伸出態(tài)"揚起150。角而轉(zhuǎn)變?yōu)?收縮態(tài)"，從而使圖中無論"前揚同時后落"，抑或是"前落同時后揚"的翼刀前、后端協(xié)調(diào)動作的全 過程保持其起"新型翼刀"作用的總長度不變。此外，無論"新型翼刀"的 外伸部份處于"揚起"還是"落平"狀態(tài)均要求加鎖定環(huán)節(jié)，以及無論是加 密可轉(zhuǎn)翼刀，還是中翼"固定式"翼刀均具備可協(xié)調(diào)揚落的前、后端，而且 全部揚落動作應(yīng)嚴格保持"整齊劃一"的原則。第十、因為"新型翼刀"是雙翼面疏密相間布置的，即使上翼面翼刀倉& 夠自由迴轉(zhuǎn)，不等于與其相對的下翼面翼刀也能自由迴轉(zhuǎn)。比如，下翼面翼 刀的前伸部份落平時，有的就將與自機翼放下的前緣縫翼相干涉。這需要把 前緣縫翼凡翼刀可能通過的地方預(yù)留出豁口，而且這豁口還要比翼刀的厚度 寬出數(shù)倍。這是因為落平翼刀需要在體現(xiàn)"前伸"效果的同時，又能在近乎 水平的機翼翼面上刮轉(zhuǎn)，而且轉(zhuǎn)軸位置不可能在前緣縫翼所在的部位，佟管由于前已述及的原因翼刀的轉(zhuǎn)角并不大。這樣，前緣縫翼就將被破開許多有 顯著寬度的豁口，而肯定會影響其氣動設(shè)計的各項指標。究竟還用不用滿是 豁口的前緣縫翼，值得做進一步和更深層次的探討。與翼刀和前緣縫翼相干 涉類似的，可能還有翼刀和翼吊發(fā)動機、翼刀和機翼、機身的張拉件、翼刀 和機翼上的導(dǎo)彈掛架、翼刀和起落架艙等的干涉、同樣需要妥善加以協(xié)調(diào)。 第十一、我們?nèi)曰氐綀D3 。沿圖面并垂直于齒條的方向看去，包括與齒
條兩惻相嚙合的齒輪及其支承件在內(nèi)的全部傳動件均置于機翼翼面以下不 外露。外露的只是與翼刀固聯(lián)并與齒輪連軸的部份轉(zhuǎn)軸。由于目前的"平板翼刀"厚度較小， 一般S氺5mm，所以翼刀與轉(zhuǎn)軸的連接處必須局部加粗。 這是傳遞數(shù)十kg.m扭轉(zhuǎn)力矩又不致使翼刀變形的需要。因此，"新型翼刀" 的軸轂部份必須采用較硬材料并單獨加工。此外，還要解決翼刀的其他部份 與軸轂部份可靠地連接，以便在傳遞上述數(shù)量級的扭轉(zhuǎn)力矩下不打"折扣"， 即具有較高的傳動效率以及不致發(fā)生松脫等事故。第十二、到目前為止，"新型翼刀"已經(jīng)具備了雙翼面半密布、可轉(zhuǎn)、可伸縮等的特性。"新型翼刀"是以其橫截面窄邊與機翼翼面接觸并在其上 滑動從而實現(xiàn)其轉(zhuǎn)角動作的。從第四款已可看出，"新型翼刀"在機翼翼面 上滑動的必要性。不過，翼刀也不能像棉條那樣，有一點風(fēng)吹起來就搖擺不 定，不是的。既然我們是在上翼面固定式"平板翼刀"的基礎(chǔ)上提出，以可 轉(zhuǎn)動某一角度作為改進方案之一的，那么在翼刀轉(zhuǎn)過合適的角度以后，就不 能在接受來流的過程中隨便改變這一角度。實際上，"新型翼刀"對于定向 來流在預(yù)轉(zhuǎn)過某一角度之后，就應(yīng)該和"平板翼刀" 一樣，以固定不動的方 式迎接來流，以強迫來流全部改為取翼弦向流過機翼的。因此，要求可轉(zhuǎn)"新 型翼刀"非受控不得有任何轉(zhuǎn)動，也不得有任何局部變形。它的每一停位都 應(yīng)具備目前的"平板翼刀""站如松"的品質(zhì)。"新型翼刀"以橫截面窄邊在機翼翼面上滑動的另一個含義就是，要求翼 面比較光滑，而且不應(yīng)有如鉚釘那樣的突起。所謂"比較光滑"，意指只要保 持蒙皮的由壓力加工形成的原始表面，或者由噴涂環(huán)氧樹脂所形成的凝固表 面。這至少是對"新型翼刀"動作所及的機翼翼面的最起碼的要求。第十三、由于機翼表面并非平面，又兼"新型翼刀"的動作方式主要是 定軸轉(zhuǎn)動，從而可以想見， 一塊長方薄板以厚度邊刮削機翼表面作"平移" 或"旋轉(zhuǎn)"的動作時，其與機翼接觸表面的間隙不可能處處均勻，除非"平 移"運動是平行圓柱面的母線的，而"旋轉(zhuǎn)"運動則與被刮的表面同軸。然 而機翼表面較圓柱面和其他旋轉(zhuǎn)曲面復(fù)雜得多。不僅有如上述薄板一樣的翼
刀，在轉(zhuǎn)動過程中與被刮機翼表面的間隙難以保持均勻，而且更有甚者的是， 局部翼面的起伏足可以擋住"新型翼刀"的去路，使你非停即嚴重變形。因 此，不要說上述間隙難得均勻，就是為維持翼刀暢通無阻地連續(xù)轉(zhuǎn)動，翼刀 也不可能做成筆直的一塊板條，而應(yīng)做成多段"鏈節(jié)式"的結(jié)構(gòu)才能達到轉(zhuǎn) 角動作的目的。當然，這種鏈節(jié)的節(jié)距應(yīng)燼可能大一些。以燼量減少鏈節(jié)數(shù)。這是設(shè)計"鏈節(jié)式"零部件的準則。因此，"新型翼刀"才有如我們在圖4中 所見到的那樣。(*中翼非加密段處的"新型翼刀"，因為除前后超出機翼前、 后緣的單體之外均固定不動，故而無須做成"鏈節(jié)式"結(jié)構(gòu)，包括平尾加裝 的全部"新型翼刀"在內(nèi)?！l(fā)明人)。值得說明的是，鏈節(jié)式"新型翼刀" 雖非套筒滾子鏈，做成"鏈節(jié)式"也不是為與鏈輪相嚙合而達到某種傳動的 目的。但它既是"鏈節(jié)式"結(jié)構(gòu)，就一定要具備如軸套、銷軸以及令銷軸止 動的頂絲等絞鏈配套件。不僅如此，還應(yīng)燼可能使"鏈節(jié)式"翼刀的側(cè)表面 起伏小，以便在氣流通過時，因摩擦阻力小而絕少降低其能量的損失，從而 使氣流流動速度和流動軌跡的波動就小。也只有這樣，才能確保機翼出流遠 離生成旋渦的可能。前面曾提到的"新型翼刀"需要加粗的定軸轂，也應(yīng)考 慮其側(cè)表面與翼刀側(cè)表面的整流問題。所有這些做法的目的，無非是使可轉(zhuǎn) 可伸縮鏈節(jié)式翼刀盡可能的與目前的"平板翼刀"在形狀、尺寸等各方面相 接近，但又在性能上遠遠超過目前的"平板翼刀"。第十四、因為"新型翼刀"是"雙翼面"布局，再加上又要做成"鏈節(jié) 式"，顯然下翼面翼刀就有一個多數(shù)鏈節(jié)因自重而脫離與下翼面的接觸、表現(xiàn) 為自由懸垂形狀的問題。假如在飛行中突然發(fā)生這樣的事故，豈不是又無法 扼制發(fā)生在左、右機翼上、下兩個翼面之間的展向流動，從而一任"自由渦" 泛濫成災(zāi)而又"束手無策"了嗎？為使處于下翼面之下的可轉(zhuǎn)鏈節(jié)式翼刀能 夠如上翼面上的可轉(zhuǎn)鏈節(jié)式翼刀一樣、在其轉(zhuǎn)動過程中甚至停在某處，不致 有任何部位脫離下翼面，以便真正起到如前所述的"新型翼刀"應(yīng)有的作用， 就必須使下翼面加密翼刀組及其所可能掃過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與由磁敏材料制成的零件相接觸時，彼此 有很強的吸引力。如果由磁敏材料制成的零件質(zhì)量很小，則可因由永磁材料
制成的大質(zhì)量零件的強吸引力而將磁敏零件粘附其上，而且若將后者沿粘附 處的前者體表移動，則二者之間的吸引力仍不減.所有這些現(xiàn)象都是人所共知 的。我們就是利用這些現(xiàn)象使下翼面及其翼刀實現(xiàn)既有相對運動又不致脫離 接觸的目標的。為了降低造價和減輕飛機自重，發(fā)明人提議，除常作"倒飛"等特技飛 行的戰(zhàn)機需要把翼刀掃過的上、下兩個翼面及全部加密翼刀均采用永磁和磁 敏材料制成外，其余民航客機及其他無倒習(xí)需要的飛機全部只把下翼面翼刀 及其可能掃過的下翼面采用永磁和磁敏材料制成，以使飛機總的技術(shù)經(jīng)濟指 標更趨合理。第十五、全部以揚起為"收縮態(tài)"和以"落平"為"伸出態(tài)"即基本態(tài)"0"位的機翼前緣之外的上、下翼面前伸翼刀可制成單體單件。同樣，全部超出機翼后緣之外的上、下翼面的后伸翼刀也應(yīng)做成單體單件。前己述及，當飛行速度超過0.6M以后，翼刀的前伸于機翼前緣之外的單體立即揚起，亮 出完整的后掠翼前緣。但這也使通過翼刀間隔的氣流撞擊翼刀側(cè)壁的入、反 射次數(shù)有所減少，從而影響機翼出流的"直線度"和"準二維度"。在這種情 況下，即在前伸翼刀揚起的同時，操縱機翼后緣原己處于揚起位置的翼刀單 體落平，或在前伸翼刀由揚起改為落平的同時，使機翼后緣原已處于落平位 置的翼刀單體重新?lián)P起，從而使飛機無論處于低速飛行還是高速飛行時，確 保"新型翼刀"的單肢總工作長度恒久不變。"新型翼刀"前、后單體的揚、 落協(xié)調(diào)運動即附圖4鏈式"新型翼刀"前后單體協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)角示意如所示。我們 在第九款中已經(jīng)比較詳細地介紹了這一情況。"新型翼刀"前、后單體的揚、 落與其在機翼翼面上的刮轉(zhuǎn)動作一樣，也將和目前機翼上的某些構(gòu)造物相干 涉。繼第四款機翼、機身的整流過渡面妨礙翼根翼刀組有大的轉(zhuǎn)角動作和第 十款，關(guān)于下翼面加密翼刀和非加密翼刀前伸于機翼前緣之外的單體落平時， 將與機翼的前緣縫翼相干涉之后的另一例，當機翼下翼面的"新型翼刀"后 單體落平時，又將與機翼放下的后緣襟翼相干涉。究竟要不要像在第十款中 所說的那樣，需要把后緣襟翼破開許多條豁口？我們知道,后緣襟翼是為了解 決飛機起飛和降落以及遇有強烈湍流飛行條件下的升力不足而加裝在機翼之
上的功能器件。但由于又加裝了 "新型翼刀"而基本消除了占飛機總阻力30% 的"誘導(dǎo)阻力"，實際上等于無機翼后緣襟翼也已解決了機翼在上述三種情況 下的增升問題。因此，發(fā)明人提議，讓"新型翼刀"取代后緣襟翼，豈不也 是從根本上解決了二者相互間的干擾了嗎？當然，這種取代尚需經(jīng)過實驗予 以證明。第十六、機翼上、下翼面上的"新型翼刀"，其前、后單體的協(xié)調(diào)揚、落 是區(qū)別于其在翼面上刮轉(zhuǎn)的另一種局部運動，且與刮轉(zhuǎn)運動在兩個互相垂直 的平面內(nèi)進行。此外，翼刀在上、下兩個翼面刮轉(zhuǎn)的時刻并非需要其前、后 單體同時揚或落。為了簡化"新型翼刀"的傳動，在由兩套展向動作的液壓 缸套帶動下，因而已解決了八組加密翼刀在機翼翼面上的刮轉(zhuǎn)動作的傳動。 在此基礎(chǔ)上，仍由二缸套解決"新型翼刀"前、后單體揚、落的動力。顯然， "刮轉(zhuǎn)"和"揚落"二動作既不需要同步，又就范于由同一原動機所帶動，因 而必須具備"互鎖"的功能.這也是要求缸套及其從屬零、部件必備功能的首 選。其次，把展向往復(fù)直線運動轉(zhuǎn)換成弦向往復(fù)直線運動。這是因為翼刀前、 后單體的揚、落仍是以鏈節(jié)末節(jié)前的銷軸為定軸的迴轉(zhuǎn)運動，而且每次揚、 落均不過半周。為了實現(xiàn)"前揚同時后落"以及"前落同時后揚"的動作， 本該由典型的"四聯(lián)桿機構(gòu)"來完成，卻因機翼外設(shè)己經(jīng)相當復(fù)雜，并且將 因此舉可能帶來過大的氣動損失，從而不得不另行考慮。比如，可考慮在鏈 節(jié)式翼刀體內(nèi)穿繩，以使得一旦該落的單體被拉落平，則全體翼刀另一端的 單體同時被拉而揚起。其實，在堪稱"高度自動化"并有"知識經(jīng)濟"之稱 的21世紀，即使不穿繩拉，不要"新型翼刀"的主轉(zhuǎn)動力帶動，也完全可以 通過由"速度傳動器"發(fā)出的指令，而由執(zhí)行元件電磁鐵的磁軛(即鐵芯) 擒縱銜鐵"吸合"或"斥離"，以解決翼刀前、后單體的協(xié)調(diào)揚、落問題。顯 然，翼刀前、后單體的揚、落與其在機翼翼面上的刮轉(zhuǎn)動作可以互不相關(guān)， 而且兌現(xiàn)所要求的動作也不應(yīng)有什么不可逾越的障礙。第十七、當飛行速度上升并達到0,6M以后，"新型翼刀"前單體應(yīng)自動 上揚，以突顯后掠翼的完整前緣。但翼刀前單體上揚后，不允許沿翼刀體縱 長與翼弦的夾角仍不等于0。否則會因翼刀與直飛主來流流向不能協(xié)調(diào)一致
而額外增加升力體的形阻和激波阻力。因此，隨著"新型翼刀"全部前單體 上揚及與之同步動作的全部后單體的落平，全部加密翼刀或先已恢復(fù)到與翼弦平行，或在與所有翼刀前、后單體揚落的同時，回到與翼弦平行的轉(zhuǎn)角"o"位。這樣，前述之翼刀"o"位就不僅僅以其前單體落平為標志，而且有與前單體揚起的同時，翼刀體取向與翼弦嚴格平行的含義?；蛘哒f當飛行速度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"安裝)。也或者說，"新型翼刀"全部轉(zhuǎn)角動作的動力以 及其全部前單體落平和后單體上揚的動力只在飛行速度V《0. 6M以下有效。 而當V超過0. 6M以后，全部翼刀均取翼弦向并且保持固定不動，直到V再次 回降到O. 6M以下為止。第十八、為了減薄翼刀體的厚度(這其實也是一個減廢阻的問題)，并提 高當其承受側(cè)向作用力時的剛度，也可把上述傳動方式稍加改變。如果把翼刀的既定定軸當作一個支點，而把整體單肢翼刀看作與支點鉸接的前、后雙 向懸臂樑、那么，它的剛度就是非常有限的。但若在翼刀上再加一個支點使 之變成簡支樑，那么燼管仍有小的外伸懸臂，但其整體剛度必遠遠大于單支 點樑。為此，可把翼刀的定軸位置前移或后移。若前移的在原定軸后，若后 移的在原定軸前加裝"新型翼刀"的第二轉(zhuǎn)軸，而改讓第一轉(zhuǎn)軸即原定軸隨 動.通過第二轉(zhuǎn)軸圍繞第一轉(zhuǎn)軸的迴轉(zhuǎn)，使翼刀在機翼翼面上刮轉(zhuǎn)某一角度。 第二轉(zhuǎn)軸在翼面以下的部份由原雙面齒條帶動繞第一轉(zhuǎn)軸即新定軸迴轉(zhuǎn).值 得說明的是，因為第二轉(zhuǎn)軸與第一轉(zhuǎn)軸的距離即迴轉(zhuǎn)半徑對于同一套傳動的 所有加密翼刀都相等，又均以鉸鏈與原雙面齒條上的固定位置相連，故而實際 上"雙面齒條"已非齒條，而是變成普通的光滑直桿了；而且該項直桿的運動 已非"直線往復(fù)"，倒是變成"平移往復(fù)"了.這是因為前者即原雙面齒條通 過所嚙齒輪，與"新型翼刀"定軸在垂直齒條的方向上保持定距；而后者，直 桿與翼刀的新定軸在該方向的距離是變動的。若仍想以一根直桿帶動其兩側(cè) 轉(zhuǎn)向相反的兩組翼刀同時迴轉(zhuǎn)， 一種方法是，繼續(xù)保持直桿的"直線往復(fù)" 運動，而其與兩側(cè)翼刀定軸即第一轉(zhuǎn)軸距離的變動由鉸鏈在翼刀體上的位置 變動予以補償。當然也可如附圖5"新型翼刀"轉(zhuǎn)角的非齒條一齒輪傳動原 理圖所表示的那樣，即第二種方法，既滿足直桿的"平移往復(fù)"運動，又能 維持其兩側(cè)固定鉸鏈位置的外桿即上、下翼面兩組加密翼刀的互為反向的轉(zhuǎn) 動。第十九、作為為實現(xiàn)相對轉(zhuǎn)動而配合在一起的軸和轂，二者總是存在間 隙的，不管是在軸向還是徑向。存在間隙的傳動，其傳動效率就要打折扣。 因此，多鏈節(jié)傳動的誤差是顯而易見的。它告訴我們，轉(zhuǎn)動多鏈節(jié)翼刀不宜過頻，尤其不宜頻繁變更其轉(zhuǎn)向。這樣，當相差I(lǐng)O。 15°的兩股氣流先后 作用于機翼的前緣時， 一般就可以只順一次各加密段翼刀而不必"有求必應(yīng)" 了。如若不然，"應(yīng)"的效果必然因為鏈節(jié)式翼刀傳動效率之低而無法控制翼 刀的準確停、行。但若把"新型翼刀"的全部轉(zhuǎn)角范圍總共分成3 4擋，就 能使"新型翼刀"的轉(zhuǎn)控操作變得比較輕松自如。第二十、鏈節(jié)數(shù)過多，過于細碎，傳動效率低是一個方面。除此之外， 也會使翼刀的自重過重。為解決"新型翼刀"的傳動效率不致因采用的鏈節(jié) 數(shù)過多而受到影響，并為減輕翼刀的自重做出貢獻，發(fā)明人提議，嚴格按翼 刀掃過的機翼翼面的曲率設(shè)計鏈節(jié)式翼刀的節(jié)距。換句話說，就是保持翼刀 在刮轉(zhuǎn)過程中與被刮翼面有較均勻的間隙且不致受阻。這樣一來，鏈節(jié)式翼 刀的節(jié)距便因機翼翼面曲率的復(fù)雜多變而變得"參差不齊"了。但是，因為 并不存在與鏈節(jié)式翼刀體相嚙合的零件，所以節(jié)距不固定也無所謂。這里有 一個決定節(jié)距的誤區(qū)是，只在鏈節(jié)式加密翼刀立于機翼翼面的某一位置決定 節(jié)距.這顯然是過于片面了，但可以作為"初定"。應(yīng)該在該肢翼刀的全部轉(zhuǎn) 角范圍內(nèi)，"初定"節(jié)距都適應(yīng)；既不過小，也不過大，才是合理節(jié)距的最佳 選擇。合理節(jié)距的"參差不齊"，對于"新型翼刀"雖然不是什么壞事，但 給制造工藝以及加工、裝配成本的降低卻帶來不小的麻煩。補償?shù)霓k法是， 采用近些年興起的"成組裝配技術(shù)"，亦即總共設(shè)計固定系列和固定數(shù)目的鏈 節(jié)，按實際需要加以分組選配，不失為降低成本又使生產(chǎn)效率得以提高的較 為理想的舉措。不定節(jié)距鏈節(jié)式翼刀的形象示意請參看圖4。第二十一、綜上所述，"新型翼刀"其實是給機翼上、下翼面和翼面以下 的檁桁隔框"無端"增加了不少的重量。這在一般情況下是不允許的。但是
若從拿掉占飛機總阻力30%的"誘導(dǎo)阻力"出發(fā)，又使目前的"升阻比"一 下子提高到了 42.86%，那么這樣的重量損失便無須乎再計較了。特別是前已 述及，由于"升阻比"如此顯著地提高，甚至所有機翼后緣和前緣的增升機 構(gòu)都可以拆卸掉；再補上"新型翼刀"，已屬"得失相當"，又何況新增了即 將描述的矢量控制——"翼梢噴氣翼"，從而可進一步確保"新型翼刀"的"除 誘"效果。第二十二、盡管"新型翼刀"已將目前所普遍采用的上翼面固定式單翼 刀(左、右半翼各一肢，共兩肢)擴充到全翼展和上、下兩個翼面以及平尾， 并在翼根和翼梢加密。但是，受現(xiàn)行工藝水平的限制,無法將最外一肢加密翼 刀置于翼展末端，而與翼梢仍保持一小段距離.這就難免有小規(guī)模翼梢渦的存 在.只要有一點點翼梢渦就難免它不會增長，以致最后仍形成全翼展誘導(dǎo)阻力 而殃及左、右兩半翼展機翼的升力.因此,機翼翼梢仍是"新型翼刀"框架下 的薄弱環(huán)節(jié)。為了使"新型翼刀"真正起到杜絕"翼梢翻越"和抑制"誘導(dǎo) 阻力"對機翼升力所產(chǎn)生的下洗消耗作用，除按以上要求裝設(shè)和合理使用"新 型翼刀"外，作為補救措施，也是作為強化"新型翼刀"的輔助工具，我們 提出增設(shè)"翼梢噴氣翼"的方案。這就是，沿免裝"翼梢小翼"但卻加裝"拍 門"(*泵閥名詞。揚程不高，出水管路較短的泵站常在出水管路出口用一個 單向閥門即"拍門"以代替逆止閥。在這里用以表示翼梢噴氣條縫處有類似 "拍門"的裝置。這樣，實際翼梢只能外噴壓縮空氣，而大氣卻無法流進機 翼?！l(fā)明人.)條縫的翼梢側(cè)緣，引發(fā)動機壓氣機輸出的部份高壓壓縮空 氣，繼續(xù)沿翼展向機翼翼梢之外的大氣猛烈噴射。這將使得機翼附著渦無法 拐向機翼之后而形成"自由渦"；卻被引射，跟隨從翼梢條縫噴出的高壓空氣 而遠離翼梢。又根據(jù)赫姆霍茲關(guān)于旋渦不能自行消滅的定理，機翼附著渦只 能繼續(xù)"附著""翼梢噴氣翼"向由"翼梢噴氣翼"形成的虛翼梢一面旋轉(zhuǎn)一 面漫延開去，因而能夠從根本上消除目前存在于實際翼梢的"自由渦"。實 際翼梢失去了 "自由渦"，當然也就徹底消滅了來自左、右機翼上、下翼面的 展向流動和"誘導(dǎo)阻力"，機翼"升阻比"的顯著提高就成為"不可逆轉(zhuǎn)" 的事了。我們所說的"翼梢噴氣"有其鮮明的特色.首先，非指向不同方向的點射，而是連成一片的漫射.經(jīng)翼梢側(cè)緣向外發(fā)射的噴氣流剛一離開條縫時幾乎與梢弦等寬；而具有高能量的高壓壓縮空氣強行推開周圍的大氣.呈機翼狀 向機翼兩側(cè)延伸，酷似把機翼展長延長數(shù)米直至加倍.其次，要求噴氣條縫的 弦向截面具有與梢弦翼型相似的輪廓，以使噴出的壓縮空氣具有機翼特別是 翼梢的完整形狀.只有這樣，才能使"翼梢噴氣翼"具備產(chǎn)生升力的功能，"拓 寬實際翼展"才不會是一句空話。由于"翼梢噴氣翼"并非實體，翼梢如無 高壓壓縮空氣噴出時，亦無"翼梢噴氣翼"可言，因而無法加裝"新型翼刀"， 也沒有必要考慮"新型翼刀"對"翼梢噴氣翼"的影響。只要翼梢在噴氣， 那么機翼便由虛、實兩部份組合而成。當噴氣流本身的動量消耗殆盡以致不 足以推開阻擋它的流動的大氣時，"翼梢噴氣翼"便不復(fù)存在了。"翼梢噴氣 翼"把原有的機翼翼梢移往其消失處這個事實本身、還可以將其比喻為，把 翼梢"自由渦"移往遠離實際翼梢的噴氣翼梢，從而為消除在實際翼梢產(chǎn)生 的"自由渦"創(chuàng)造條件。這樣一來，也就不必擔(dān)心"誘導(dǎo)阻力"會在加裝"新 型翼刀"的條件下出現(xiàn)"反彈"了。其實，"翼梢噴氣翼"不僅僅為"新型翼刀"徹底根除翼梢"自由渦"創(chuàng) 造必要的前提，而且它可以完全取代稱雄當今的"變掠翼"，又不致花高額投 資，專門設(shè)計"翼梢噴氣翼"飛機。相比之下，"變掠翼"飛機較普通"渦噴 機"或"渦扇機"加裝"翼梢噴氣翼"的機體要笨重得多，而且經(jīng)變掠使翼 展得到的增幅也是極其有限的。普通"渦噴機"或"渦扇機"改裝或加裝"翼 梢噴氣翼"均有可能，卻無法改裝或加裝"變掠翼"。"翼梢噴氣翼"可以使 普通"渦噴機"或"渦扇機"在難以識別是否已經(jīng)經(jīng)過改裝的情況下，瞬時 形成"翼梢噴氣翼"，并以超過"變掠式"飛機翼展變化率的超長翼展大幅度 地再提高"升阻比"，并進一步縮短起降滑跑距離。這是因為"新型翼刀"是 一個與之有力配合的"秘密武器"。當飛行速度接近音速時，只要停止翼梢噴氣，固定的后掠翼照例單獨發(fā)揮作用；完全等價于未經(jīng)任何改裝，而又無須 擔(dān)心起降時，由于翼展小、升力不足而導(dǎo)致的滑跑距離長等諸多癖病。除此 之外，"變掠翼"飛機為使機翼按變掠要求動作所做的大量卓有成效的工作， 以及由此精心設(shè)計出的各式各樣的傳動和結(jié)構(gòu)可想而知。但"翼梢噴氣翼"
卻較之簡單得多，只要把輸送高壓壓縮空氣的幾條軟管引向翼梢的"拍門" 條縫，再加上若干氣路、閥門和控制、操作系統(tǒng)即已足夠。第二十三、"翼梢噴氣翼"既可在飛機起、降時使用，也可在高速飛行中 使用或停用，又事實上恒久保持后掠機翼或其他種類機翼的原型。只此一點， 已使"變掠式"機翼的飛機所"望塵莫及"了，再加上"翼梢噴氣翼"可由 普通的"渦噴機"或"渦扇機"加以改裝，再加上改裝無傳動件、幾乎不削 弱開孔件的強度以及加件為數(shù)不多等諸多簡單易行的舉措，更給"翼梢噴氣 翼"增了色。但是，也應(yīng)注意到各項新增舉措實施有效的條件。這就是，弦 向截面保持翼梢翼型的"拍門"條縫泄氣量很大，而且還要求關(guān)于機身軸線 為對稱的等量噴射；否則，飛機原縱橫向操縱機構(gòu)就將失去作用。特別當起 飛加速時，發(fā)動機處于發(fā)揮最大功率的時刻，經(jīng)壓氣機產(chǎn)出的高壓壓縮空氣幾 乎全部被發(fā)動機所消耗掉，怎能再拿出相當?shù)牟糠輥頋M足二 "翼梢噴氣翼"的 需要？目前尚無計算"翼梢噴氣翼"總的泄氣量，以及占"渦噴機"或"噴扇 機"壓氣機產(chǎn)氣量的百分比為多少時，可使實際翼展拓寬50% 100%的資料。 而"變掠機"的"變展率"遠遠達不到這個百分比。為了不致過大影響發(fā)動 機的正常推力和功率，發(fā)明人推薦，以具有高流量比(6.55 6.8)、高總增 壓比(》38)的IO級以上壓氣機的雙轉(zhuǎn)子渦扇發(fā)動機(*見"國際航空"1980 年第4期第23頁"美國NASA強調(diào)發(fā)動機節(jié)油問題一文——發(fā)明人.)作為"渦 噴機"或"噴扇機"的主發(fā)動機。如若保持主發(fā)動機顯著的節(jié)能效果和巨大 的起飛推力，還可增設(shè)"翼梢噴氣翼"專用發(fā)動機——英國的羅、羅公司與 透博梅卡公司合作研制的RTM322渦軸發(fā)動機.該發(fā)動機功率為1S00 3000軸 馬力.(*見"國際航空"1985年第五期第38頁。"羅 羅公司驗證小型渦輪 發(fā)動機技術(shù)" 一文——發(fā)明人.)"由于在單軸4級壓氣機上增加了一級軸流 壓氣機，其壓比從15提高到17. 7,預(yù)計還可進一步增加到23" (*至于小型后 掠翼渦噴機，"翼梢噴氣翼"的專用動力選型，須待科研深入發(fā)展后，視情況才 能提出.——發(fā)明人.)第二十四、通過如本發(fā)明所描述的改裝，即用"新型翼刀及其強化輔具 一翼梢噴氣翼"飛機以取代"變掠式"機翼的飛機，使普通的"渦噴機"、"渦
扇機"甚而至于"渦槳機"、"槳扇機"等的起飛和降落得以保持較未改裝前 有顯著提高的"升阻比"，自然可以使他們大大縮短目前的起、降滑跑距離， 從而為縮小機場規(guī)模、降低機場基建投資和節(jié)約機場建設(shè)用地創(chuàng)造更為寬松 的條件，由而其經(jīng)濟效益和社會效益自然可以大幅度地提高。第二十五、"翼梢噴氣翼"雖可把實際翼展成倍拓寬，使由"翼梢翻越" 形成的"自由渦"遠離實際翼梢。但若離開"新型翼刀"而單獨使用"翼梢 噴氣翼"，則因為后者對遠離翼梢的上、下翼面不起任何作用，消除不了除翼 梢以外機翼后緣的"庫塔條件"的誤差而無法兌現(xiàn)。其實，"新型翼刀"恰恰 以提高全部機翼過流的"直線度"和"準二維度"、以消除"庫塔條件"的誤 差為目的而提出來的。因此，"翼梢噴氣翼"必須與"新型翼刀"聯(lián)手起作用， 才能徹底消除"翼梢翻越一自由渦"，以及"誘導(dǎo)阻力"這一頑癥。第二十六、"新型翼刀及其強化輔具一翼梢噴氣翼"的加裝與改裝，尤其 是后者，雖然不及發(fā)動機尾噴管噴出的燃氣那樣灼人，但由于噴口附近的氣 壓較尾噴管燃氣還要大，特別是來自專用壓氣機的直供管道，盡管其介質(zhì)溫 度不如燃氣高，故原機場跑道兩側(cè)數(shù)十米甚至上百米范圍內(nèi)仍不得有人。因 此，隨著此項新技術(shù)的推廣,機場總的規(guī)模雖然縮小了，但跑道寬度卻有增無減。當然，也可在原跑道兩側(cè)增設(shè)強有力的安全屏障，以阻擋速度達200m/s 甚至還要大的噴氣流的疾射。"起降安全"成了今后管理機場的最重要的任務(wù)。 第二十七、從附圖6亞音速寬體客機的"新型翼刀"佈局暨"翼梢噴氣翼"可以看出，某些大型民用客機為適應(yīng)高速飛行的需要，其所設(shè)計的機翼 展弦比并不大；而從強度需要出發(fā)，該類機翼的"根梢比"卻又不小。較為 突出的"根梢比"使得"翼梢噴氣翼"如仍保持實際機翼前、后緣后掠角不 變而繼續(xù)后掠發(fā)射時，很快便收縮成弦長為零，而虛、實總翼展并未見有怎 樣顯著的拓寬。這是因為"翼梢噴氣翼"的前緣噴射流與后緣噴射流交叉噴 射而自相過多地消耗能量的結(jié)果。可以通過聲、光兩方面的實驗觀察到，交 叉噴射之后的噴氣流己經(jīng)無力推開大氣的阻擋，"翼梢噴氣翼"實際上已經(jīng)終 止了。為了使"新型翼刀"和"翼梢噴氣翼"真正發(fā)揮其作用，即通過噴射 流引射的辦法，把翼梢渦顯著移離翼梢，就不能局限于按實際翼梢前、后緣
后掠角噴射壓縮空氣。有鑒于此，發(fā)明人提議，只"翼梢噴氣翼"后緣可以 保持所在實際翼梢后緣的后掠角不變，但其前緣后掠角應(yīng)按虛、實總翼展的 需要，并使虛梢弦與實梢弦相等的原則來確定。而對于前掠翼飛機，其前、 后緣前掠角都不能作為加裝"翼梢噴氣翼"前、后緣噴射角的依據(jù)。此見后 述。若欲仍保持較大的前緣后掠角，從而使實施本發(fā)明的虛、實總翼展較實 際翼展顯著拓寬，可使本來屬于實際翼梢的"拍門"條縫擴展到其鄰近的一 部份機翼前緣。這樣，只要"翼梢噴氣翼"氣源的增壓比足夠大，上述的該 項技術(shù)的顯著效果便不難兌現(xiàn)。第二十八、目前，"后掠翼"有被"三角翼"取代的趨勢。這不僅僅因為 "三角翼"可以解決在大后掠角下的機翼強度問題，以及使用其后緣的襟付 翼解決機身的俯仰穩(wěn)定性從而省去平尾的問題等，而且是一種非線性升力源. 該技術(shù)利用分離渦產(chǎn)生非線性的渦升力，可藉以拓寬飛機"升阻比"的實際 應(yīng)用。但也應(yīng)注意到，伴隨渦升力卻還有側(cè)向力等的負面影響，甚至還會出 現(xiàn)渦破裂等現(xiàn)象，使流動結(jié)構(gòu)變得非常復(fù)雜，甚而至于有些問題至今也沒有 弄清楚。不過，既然"三角翼"已經(jīng)得到普遍的應(yīng)用，就必須解決"三角翼" 的"翼梢噴氣翼"問題。從上款的結(jié)論得知，為解決"翼梢噴氣翼"因前緣 后掠角過大而導(dǎo)致虛、實總翼展不能顯著拓寬，從而不能有效發(fā)揮"新型翼 刀"消除誘阻顯著提高飛機"升阻比"的作用，而把"拍門"條縫從全部實 際翼梢進一步擴大到部份機翼前緣，以使得"翼梢噴氣翼"不受未加裝前機 翼種類的限制。這樣一來，"翼梢噴氣翼"除了承擔(dān)把實際翼梢的"自由渦" 移往噴入大氣的高壓壓縮空氣的末端，為杜絕"誘導(dǎo)阻力"對機翼升力的 干擾做出貢獻的任務(wù)外，還可以改變機翼的種類。關(guān)于"三角翼"的"新型翼刀及其強化輔具——翼梢噴氣翼"的模擬形象請見附圖7有尾三角翼戰(zhàn)機 的"新型翼刀"佈局暨"翼梢噴氣翼"。第二十九、帶近距耦合的鴨式前翼和翼根填塊等項新技術(shù)的俄 羅斯第五代前掠翼超音速噴氣式殲擊機一C一37 "金雕"(*見1999 年第9期"航空知識"第17 19頁文"金雕獻藝莫斯科航展"一 發(fā)明人.)于1999年8月17日，在莫斯科航空航天展覽會上首次公開亮相，
并于兩天之后的8月19日作了短暫的飛行表演。"前掠翼"噴氣飛機早在20 世紀40年代即已在德國出現(xiàn)。這源于其克服跨音速阻力發(fā)散的有利外形和有 較好的氣動特性。比如，"前掠翼"由于翼根后置，使翼根附面層較翼梢附面 層容易產(chǎn)生分離。而由鴨式前翼產(chǎn)生的強力脫體渦對改善"前掠翼"主翼面 流場效果較對后掠翼為好。新增的"翼根填塊"又迫使氣流向前掠翼的外側(cè) 流動，阻擋來自該翼中段的展向橫流，從而避免了翼根附面層的增厚；加上 上述鴨式前翼的有利干擾，使前掠翼翼面局部附面層分離區(qū)更加縮小。前掠 翼和鴨翼的有力配合使整架前掠翼飛機更加吻合"跨、超音速面積率"，因而 減小了零升波阻。此外，前掠翼飛機還普遍有配平升力大，阻力較小，低速 時失速迎角大，著陸及機動特性好等優(yōu)點。但缺點是，對機翼的結(jié)構(gòu)強度和 彈性變形要求較其他飛機為高等。隨著近年來復(fù)合材料以及"主動控制技術(shù)" 的發(fā)展，這些所謂"靜氣動彈性發(fā)散"的問題也逐步得到解決了。不過，我 們聞所未聞"前掠翼"飛機在起飛特性上較之"后掠翼"飛機有什么改善。 如果一定要說有改善，那唯一指的就是加裝"翼梢小翼"了。然而"翼梢小 翼"的增升效果充其量不過百分之幾(*從附圖8前掠翼戰(zhàn)機的"新型翼刀" 佈局暨"翼梢噴氣翼"已可看出，C一37 "金雕"根本就沒裝"翼梢小翼". ——發(fā)明人.)；消滅"誘阻"才是"治本"。這就談到"新型翼刀及其強化 輔具——翼梢噴氣翼"了。"前掠翼"飛機裝"新型翼刀"與"后掠翼"飛機 沒什么兩樣；而加裝"翼梢噴氣翼"就不能順其自然而向前飛方向噴高壓壓 縮空氣了。在保持"前掠翼"上述優(yōu)點的前提下，唯一的可能仍然是，自"前 掠翼"的兩端翼梢及其后緣的一部份設(shè)"拍門"條縫后噴高壓壓縮空氣了。 以C一37 "金雕"為代表的"前掠翼"飛機加裝"新型翼刀"和"翼梢噴氣 翼"的形象已如圖8所示。從圖中可以看出，鴨式前翼未裝"新型翼刀"、原 因是藉以保持其對主翼即前掠翼有利的氣動影響。同樣，其垂尾也未加裝"新 型翼刀"。原因是垂尾的翼弦截面為非升力翼型，加裝"新型翼刀"就是多余 的了。圖中的"翼梢噴氣翼"布局不見得最佳。這需要復(fù)核具體前掠翼飛機 的俯仰穩(wěn)定性。如果經(jīng)計算有問題，還可以把"拍門"條縫的位置作進一步 的修正。
第三十、目前，世界航空界的業(yè)內(nèi)人士正把目光瞄準在發(fā)動機的"多用 途推力"上。即發(fā)動機不僅僅是牽引或推進飛行器前進的動力，而且可以對 飛行器的各種姿態(tài)如偏航、俯仰、滾轉(zhuǎn)、反推同時或者分別產(chǎn)生所需要的控 制力和力距。由于發(fā)動機產(chǎn)生的推力不像操縱面產(chǎn)生的空氣動力那樣有過于 對外部流場的依賴，而是在任何情況下，較之操縱面都有更理想的控制效力， 因而不需要各種舵面，以推力直接參與對飛機的各項運動的控制。本發(fā)明中 的"翼梢噴氣翼"就是一例。它充分發(fā)揮發(fā)動機的動力潛能。由此所帶來的 就是，降低了高機動性對機翼的要求,藉以達到機動性與超音速巡航的最優(yōu)結(jié) 合。此即所謂的"推力矢量化"的最本質(zhì)的內(nèi)涵。機動能力和操縱能力在一 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 流場的飛機謂之"部份矢量化"飛機"(*見由朱自強、陳炳永、李津合編的"現(xiàn)代飛機設(shè)計中的空氣動力學(xué)"第100頁。北京航空航天大學(xué)出版社95年 版。一一發(fā)明人.).包括本人以前的發(fā)明在內(nèi)的所有這幾項發(fā)明，既對傳統(tǒng)的 飛機結(jié)構(gòu)或者說對外部流場都作了必要的改進，又加入了 "部份矢量化"控 制，使兩種"矢量化"做到了有機的結(jié)合。這比單純搞"推力矢量化"相信 會更為有效。以上，為深入發(fā)掘目前已普遍采用的"平板翼刀"的作用，并 在其有效推遲"翼梢效應(yīng)"發(fā)生的基礎(chǔ)上，又增加了扼制"翼根效應(yīng)"、"翼 梢翻越"以及其余機翼上、下翼面和平尾氣流展向流動的裝置，因而極大限 度地抵制和消除了在飛機總阻力中占很大比重的"誘導(dǎo)阻力"，大大地提高了 機動飛機目前的"升阻比"；又使處于機翼之后的尾翼平尾免去了因受機翼尾 流干擾而出現(xiàn)的升舉困難、配平機翼失效，以及轉(zhuǎn)彎易陷入尾旋并難以改出 的狀態(tài)等，使得飛機的飛行品質(zhì)有望再獲空前的提高。盡管這些改進總的來 說還是初步的、皮毛的，但它既可為徹底消滅"誘導(dǎo)阻力"鋪平道路，又因 現(xiàn)機加裝"新型翼刀"和"翼梢噴氣翼"對現(xiàn)機的改動不大，用于改動的成 本自然不會很高。特別是，由于本項發(fā)明中的大部份要點其技術(shù)含量并不高， 所需的零、部件又多是極普通并且流傳已久的"大路貨"所以實施本項發(fā)明 沒有難以克服的困難。這就是說，本項技術(shù)容易被投資商所看好，市場開發(fā) 的前景廣闊。
但是，也應(yīng)該看到，欲實施本項發(fā)明也并非沒有難點。不過，這難點不 在"新型翼刀"以及"翼梢噴氣翼"零、部件的加工制造本身、而在于目前的機翼結(jié)構(gòu)與"新型翼刀"以及"翼梢噴氣翼"的全系統(tǒng)在空間、重量和氣 動指標互容、互讓的協(xié)調(diào)問題上能否得到妥善的解決。這顯然需要大批具有 航空專業(yè)高素質(zhì)的專門人才長期從事此項工作，即讓他們在更深層次上熟諳 本項發(fā)明的精神實質(zhì)，并在消化吸收的基礎(chǔ)上，結(jié)合隨時引進的最新情報信 息、勇于堅持不間斷地開拓創(chuàng)新，才能創(chuàng)造出實施本項發(fā)明的理想產(chǎn)品。而 一旦有了讓人們看得見、摸得著的理想產(chǎn)品，又能在試用中被證明已經(jīng)取得 了足夠明顯的社會效益和經(jīng)濟效益，推廣這一成果才不會發(fā)生困難。綜觀一 切新的發(fā)明，無一不是使用這樣的模式鞏固科研成果，為人類做貢獻，為子 孫后代造福的。實際上，本項發(fā)明的重要意義已經(jīng)被歷史所肯定。遠的不說，就拿2001 年ll月12日發(fā)生在美國紐約肯尼迪機場附近，"美航"一架587航班的A300 型寬體客機起飛后不久墜地，造成機上265名乘客和機組人員全部遇難的事 故來說吧。報道已確認該事故發(fā)生的直接原因是，該機起飛前的1分45秒先 有一架"日航"的波音747型客機剛剛起飛。是先起飛客機在空氣中留下尚 未散去的尾渦氣旋把后一架起飛客機掀翻在地從而釀成災(zāi)禍的。無獨有偶， 好像我們的發(fā)明是專門為杜絕此類空難事故的發(fā)生才提出來似的。發(fā)明人認 為，假如經(jīng)過改裝或一開始就將我們的發(fā)明吸納入整架波音747飛機的設(shè)計 中去，從而使裝有"新型翼刀"和"翼梢噴氣翼"的全新客機剛剛起飛1分 45秒，而不是"日航"的波音747客機剛剛起飛，則因為有重大改進的新機 具有對尾渦扼制的絕對有效性，該機飛過不留尾渦氣旋，便不會導(dǎo)致上述空 難的發(fā)生。這充分說明了實施本項發(fā)明具有極其重要的現(xiàn)實意義和深遠的歷 史意義。由于實施本項發(fā)明意義重大，而在有關(guān)元器件的加工制造上又幾無過高 的技術(shù)難度,即投資回報率可謂"看高"，所以應(yīng)俘早傅快地促進開發(fā)商投、 融資，促進本發(fā)明及早向?qū)嵸|(zhì)性實施的階段過渡。在實施任何一項發(fā)明的問題上，應(yīng)注意切勿走入這樣的誤區(qū)即投、融 資方要求發(fā)明預(yù)期的全部指標甚至明顯次要和無關(guān)緊要的指標無一例外地在交貨時全部達標；否則便要對所接受的項目"大殺大砍"，予以全盤否定。這 種不正常的心理狀態(tài)歷經(jīng)了幾十年的風(fēng)風(fēng)雨雨至今尤存。發(fā)明人認為，只要 發(fā)明的主要指標兌現(xiàn)了就應(yīng)該予以肯定。 一次試驗的結(jié)果與全部達標尚有一 段距離的指標應(yīng)等待在使用中逐步完善和逐步提高。在結(jié)束本項發(fā)明專利申請書的撰寫之前，發(fā)明人閱讀了刊登在"國際航 空"2001第9期上的論文"自適應(yīng)機翼控制新進展"。得悉空氣動力學(xué)科研 人員正在不斷改進"在(機翼)(*括號內(nèi)的字為發(fā)明人所加.——發(fā)明人。) 激波區(qū)打孔/開設(shè)空腔，同時在激波上游加吸氣的主/被動混合控制方法" 以及"在激波前用專用的縫隙"吸附附面層，從而大大降低了激波前的摩擦 阻力，"更有效地減小附面層的厚度、降低粘性阻力和延遲(*附面層的)分 離"。 一望而知，權(quán)威科研機關(guān)的科研課題自"二戰(zhàn)"半個多世紀后甚至到2 l世紀初的目前，仍在圍繞推遲"翼根效應(yīng)"和"翼梢效應(yīng)"的發(fā)生，即圍 繞五十多年前的"二戰(zhàn)"時期的科研課題在"打轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)"。實際上，如本文所描述的"新型翼刀及其強化輔具一翼梢噴氣翼"，從本 質(zhì)上講，既屬于"部份推力矢量"技術(shù)也是一種"自適應(yīng)機翼控制技術(shù)"；只 不過使機翼表面變形的方式與上述論文有所不同，而且基本上不破壞機翼表 面，也不要求在機翼上搞什么"柔性蒙皮"和"柔性后緣"，也不要求"吸除 附面層"和"減小附面層的厚度"。而是在上、下兩翼面特別是翼根和翼梢密 裝格柵。其中一部份還能受控而有所轉(zhuǎn)動，使通過機翼的任何來流總能取翼 弦向無旋轉(zhuǎn)式地離開機翼，并保持遠離生成旋渦足夠高的"直線度"和"準 二維度"，有力地消除了 "庫塔條件"的誤差。在翼梢，為杜絕"翼梢翻越" 和"翼梢效應(yīng)"。除所加裝的"新型翼刀"發(fā)揮強有力地扼制作用外，還利用 噴氣發(fā)動機的壓氣機生產(chǎn)的部份高壓空氣，從翼梢及其附近的部份機翼前緣 或后緣向翼梢兩側(cè)的大氣疾射，并在翼梢以外數(shù)米形成高密度的"空氣機翼" 迫使久駐實際翼梢的"自由渦"移往噴氣翼的翼梢，從而為消除翼梢"自由 渦"和消除"庫塔條件"的誤差，也為杜絕"誘導(dǎo)阻力"孳生和蔓延的機翼 裝上了 "雙保險"。機翼升力中，由于拿掉了 "誘導(dǎo)阻力"的分量，便理所當
然地提高了飛機的"升阻比"。此外，同樣由于以上原因，機后不留尾渦氣旋， 不給相繼起飛的航空器造成人仰馬翻的威脅。因此，治理"誘阻"較治理"附 面層"的意義重大也是不言而喻的。但若把"新型翼刀及其強化輔具一翼梢噴氣翼"加裝到具有"自適應(yīng)控 制技術(shù)"的機翼上，有些地方恐還得考慮解決在空間、重量和氣動指標上的 互讓、互容的問題。這顯然比單純是普通的機翼又平添了更多的復(fù)雜性。比 如，因翼刀的阻隔，會不會影響機翼激波區(qū)鼓包的形狀，從而使其難以達到 削弱和移動激波的目的。又如"柔性后緣"有一個所謂"指彎"的運動。若 將機翼沿翼展開了若干豁口以容納"新型翼刀"的存在及其運動，又會不會' 影響"指彎"的運動。而"指彎"運動反過來是否又會影響.鏈節(jié)式翼刀的轉(zhuǎn) 動等?？傊c實施"新型翼刀及其強化輔具一翼梢噴氣翼"這一發(fā)明的同 時，必然還要溶入如"自適應(yīng)機翼控制技術(shù)"等一系列"后起之秀"。由于眾 多需要盡快實施的項目同時集中于一身，比如，仍同時集中于一架飛機上。 這樣，項目的交叉運作既是不可避免的，項目持有人對"交叉實施"可能會 給他的項目帶來影響的擔(dān)心也是不可避免的，從而極力避開"集中"這一 "潮流"。然而由于號稱"知識經(jīng)濟世紀"的2 1世紀的特色就是"知識密集型"， 所以搞單項實施至少是比較困難了。除非該項目的科技含量過低，而應(yīng)用范 圍又窄。按說非交叉實施也有條件上的局限性，不如經(jīng)受從未考慮的因素的 影響并藉以考驗項目的生命力。也只有歷經(jīng)多重考驗和千錘百煉的項目，其 生命力才堪稱是持久的；否則便只有任其夭折。其實，夭折也并非壞事。因 為夭折的結(jié)果，必然有具有理想生命力的新的項目取代被夭折的項目，從而 出現(xiàn)"東山再起"的局面。所謂"有比較才能鑒別，有鑒別才能發(fā)展"、"去 粗取精，去偽存真"即通過逐次遴選， 一批值得開發(fā)的技術(shù)被保留下來了， "相形見黜"的技術(shù)或就地消亡，或挪作他用。這是不依人們的意志為轉(zhuǎn)移 的客觀規(guī)律，也是顛撲不破的永恒的真理。我們有不可違拗這種規(guī)律和這一 真理的自知之明。
權(quán)利要求
1、以目前亞、跨音速后掠翼飛機所普遍使用的“平板翼刀”為載體提出其改進型，即“新型翼刀及其強化輔具——翼梢噴氣翼”.以后者代替前者并擴大深化其作用.后者除用以扼制“翼梢效應(yīng)”外，還要扼制“翼根效應(yīng)”、“翼梢翻越”和消除因“庫塔條件”存在誤差而引發(fā)的，在左、右機翼上、下翼面之間形成的展向循環(huán)的氣流流動，從而使機翼全部出流的翼上部份均通過眾多翼刀的梳理而大大提高其流動軌跡的“直線度”和“準二維度”，保持有條不紊的直勻流未離開機翼且無翼梢“自由渦”生成。即使存在殘余的翼梢“自由渦”，則被“翼梢噴氣翼”所引射，從而遠離實際翼梢，對實際機翼的升力失去下洗作用。這樣一來，既消除實際機翼上的展向流動，使飛機誘導(dǎo)阻力趨于0，即總阻力減少30％，而“升阻比”卻提高40％以上，又確保了該機飛過，沿飛行軌跡不留下尾渦氣旋，不給后繼航空器造成人仰馬翻的威脅。
2、 鑒于本項發(fā)明的上述作用而取消現(xiàn)行機翼前、后緣的增升機構(gòu)。
3、 新機納入設(shè)計文件，現(xiàn)機可以改裝，且改裝成本低于新機制造。
4、 "新型翼刀"具有如下特點-(1) 雙翼面、弦向鏈節(jié)式多肢布局(2) 每一翼面上的"新型翼刀"從翼根起，沿翼展方向"密一梳一密"式的布滿所有 翼面。其中翼根與翼梢加密段寬各約占所在翼面展向長度的1/4。翼中非加密段寬約占翼面 展向長度的1/2;(3)凡加密段寬翼刀，單肢為弦向、橫立于機翼上、下翼面的可刮轉(zhuǎn)、鏈節(jié)式長條薄 板。每肢只轉(zhuǎn)軸深入于機翼蒙皮以下，其余部份無論動作與否，均與機翼翼面保持勻稱接觸 而無任何連接。(4) 加密段單肢翼刀規(guī)格總長超過當?shù)叵议L。前、后末節(jié)的鉸鏈在機翼前、后緣與翼 面過渡的園角之內(nèi)，揚起100° 150°可停穩(wěn)。其中翼面上的投影也在該園角之內(nèi)；而落平 時，則外伸于機翼前、后緣之外約0.4 0.5m。高(即橫寬)200mm，總厚冷5mm。此對同一 架飛機應(yīng)是定數(shù)。(5) 加密段翼刀取弦向時，相鄰二肢凈間距100ram。(6) 翼中非加密段單肢翼刀只有兩鉸共三節(jié)。規(guī)格及前、后末節(jié)的要求同加密段。三節(jié) 全部做成單體、單件。而其中間節(jié)弦向固定于上、下翼面之上并與之緊密接觸。(7) 翼中非加密段相鄰翼刀凈間距約400咖 600mm，但對同一架飛機應(yīng)是定數(shù)。(8) 全部翼刀的前、后末節(jié)單體同時所處兩種不同的狀態(tài)，即總是一揚一落，非揚即落。 還應(yīng)同時轉(zhuǎn)換成對立的狀態(tài)，轉(zhuǎn)換的速度也應(yīng)一致，即同時完成轉(zhuǎn)換動作。如果全部翼刀前 單體同時落平(即外伸于機翼前緣之外0.4 0.5m的定尺)，則各肢后單體必已揚起10(T 150°定數(shù)角。如果全部翼刀后單體已同時落平(即外伸于機翼后緣之外0.4 0.5m的定尺)， 則各肢前單體必已同時揚起100。 150°定數(shù)角。不允許出現(xiàn)該兩種以外的穩(wěn)定態(tài)。(9) 狀態(tài)改變的信號來自速度傳感器。當飛行速度V》0.柳時,全部翼刀前單體由落平 狀態(tài)立即轉(zhuǎn)換為揚起并嚴格順向翼弦。與此同時，全部后單體必由原揚起狀態(tài)改為落平。而 當飛行速度V《0.6M時，全部翼刀前單體同時改為落平，同時全部后單體改為上揚。(10) 面向地球一側(cè)和可能面向地球一側(cè)的加密段翼刀及其所可能刮轉(zhuǎn)的機翼下翼面由 永磁及磁敏材料制成。(11) 加密翼刀在機翼翼面上的刮轉(zhuǎn)動作由液壓缸套一-柱塞一-雙面齒條和齒條兩側(cè)與之相嚙合的齒輪所驅(qū)動，單翼機總共8個加密段、兩套完全相同的傳動系統(tǒng)，并且全部傳動系統(tǒng)均置于翼面以下不外露。(12) 平尾具有與機翼相似的"新型翼刀"分布。但無論其加密段還是非加密段，甚至 外伸段均為弦向固定的單體。無傳動、無鉸鏈。單肢長短、寬窄以及相鄰翼刀間距均按平尾 與機翼的尺寸比例而有所減小。
5、"翼梢噴氣翼"的特點是-(1) 引發(fā)動機壓氣機或?qū)ＴO(shè)壓氣機生產(chǎn)的壓縮空氣至翼梢"拍門"條縫并沖開"拍門' 向翼梢兩側(cè)的大氣猛烈噴射；(2) "噴"與"不噴"均受控；(3) "拍門"條縫之長或占梢弦90%或擴大到鄰近翼梢的機翼前、后緣，但噴氣出口弦 向截面仍具有與實際梢弦相似的翼型輪廓；(4) 非園管嘴點射，而是連片漫射；(5) 不論加裝于何種機型，"翼梢噴氣翼"均為后掠噴射。
6、新型翼刀方面(1) 機翼全部加密翼刀偏離翼弦的刮轉(zhuǎn)角程分擋操作；(2) 全部翼刀無論動作與否，均具有足夠的強度和剛度；受氣流沖擊不得有任何變形；(3) 為提高"新型翼刀"的工作剛度，可單肢偏設(shè)隨動定軸并另加傳動軸，以驅(qū)動翼刀繞定 軸回轉(zhuǎn)；(4) 翼刀在機翼翼面上刮轉(zhuǎn)及其前、后單體的揚、落，由同一套傳動系統(tǒng)實現(xiàn)，或另加電控；(5) 無論隨動定軸或傳動轉(zhuǎn)軸均具備氣動整流增粗截面，以避免形阻過大，即截面變化無尖 銳過渡；(6) 加密翼刀所刮轉(zhuǎn)的機翼翼面應(yīng)較光滑，無如鉚釘一樣的突起；(7) 現(xiàn)機可以改裝，改裝成本低廉；增升效果好又不致顯著增重。改裝與未改裝的整機外形 無大的差別；
7、翼梢噴氣翼及其它(1) "翼梢噴氣翼"氣源或由主發(fā)動機分流或另加專用壓氣機解決；(2) "翼梢噴氣翼"在飛機起、降時都要用。雖起、降滑跑距離有所縮短，從而得以減小機 場規(guī)模和降低機場基建投資，但要增設(shè)安全屏障；(3) 適當減小"翼梢噴氣翼"的前緣后掠角，從而使翼梢"拍門"條縫擴大，從而使虛實 總翼展成倍擴大，增升效果會更好。這特別適用于"三角翼"、"近距耦合鴨翼"以及"前掠 翼"等的改裝；(4) 本發(fā)明是"推力矢量化"和"部份矢量化"相結(jié)合以解決氣動問題的一次嘗試。
全文摘要
本文通過對以機翼為代表的升力體升空原理的描述，追尋占飛機總阻力30％以上的誘導(dǎo)阻力產(chǎn)生的根源和所帶來的升力損失。為禰補這種升力損失，提高現(xiàn)機的“升阻比”，發(fā)明人提出一種“新型翼刀及其強化輔具——翼梢噴氣翼”的設(shè)計方案，并從30個方面加以剖析和評論。最后對實施本項發(fā)明的可行性提出若干意見和建議。
文檔編號B64C21/00GK101148195SQ20061015332
公開日2008年3月26日 申請日期2006年9月18日 優(yōu)先權(quán)日2006年9月18日
發(fā)明者邢麟祥 申請人:劉維國