專(zhuān)利名稱：吸氣式機(jī)翼前置氣流誘導(dǎo)裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種安裝在機(jī)翼上的氣動(dòng)力裝置，特別是涉及一種吸氣式機(jī)翼前置氣流誘導(dǎo)裝置。
目前航空界公認(rèn)的有很大發(fā)展前途的是“多孔機(jī)翼”。美國(guó)專(zhuān)利US4575030“層流控制翼型”，其結(jié)構(gòu)是在機(jī)翼的前緣襟翼下表面采用雙層蒙皮結(jié)構(gòu)，外層蒙皮上遍布吸氣微孔(或縫)，內(nèi)層蒙皮則為無(wú)孔(或縫)金屬板，內(nèi)外兩層蒙皮之間用隔片隔開(kāi)，形成吸氣空腔，空腔與設(shè)置在機(jī)翼里面的輸氣管道相通。當(dāng)收起前緣襟翼時(shí)，它的雙層蒙皮便成為機(jī)翼前緣區(qū)域的下表面，屬于機(jī)翼表面結(jié)構(gòu)的一個(gè)組成部份。飛行中通過(guò)這些小孔(或縫)吸氣，將機(jī)翼表面上開(kāi)始變厚的氣流附面層和紊亂氣團(tuán)吸除掉，使氣流附面層始終保持層流狀態(tài)，或最大限度的維持機(jī)翼的層流面積區(qū)，可將表面摩擦阻力減少最低限度，與常規(guī)機(jī)翼相比，多孔機(jī)翼的表面摩擦阻力僅為前者的40%，甚至更低，其總節(jié)能百分比接近40%(理論值)。這是目前飛行器氣動(dòng)減阻節(jié)能技術(shù)中單項(xiàng)技術(shù)節(jié)能百分比的最高者。但這種表面吸氣的方法只是改變了機(jī)翼本身的氣動(dòng)性能，而不能使機(jī)翼升力改變方向，向前傾斜產(chǎn)生推力分量，此外，它對(duì)機(jī)翼表面的質(zhì)量要求極高，稍有裂紋或變形都將對(duì)減阻效果產(chǎn)生明顯影響。眾多的微孔只能用電子束、激光等高技術(shù)方法進(jìn)行加工，成本高。微細(xì)小孔極易被灰塵、雜物等堵塞，結(jié)冰也會(huì)堵孔，只宜在空氣相對(duì)較干凈、干燥的高空(1萬(wàn)米以上)使用，維護(hù)要求很高，至今末投入實(shí)際使用。
本發(fā)明的目的在于提供一種安裝在機(jī)翼前方的由輸氣支撐管，翼型吸氣管、前置翼板和主導(dǎo)流翼板組成的吸氣式前置氣流誘導(dǎo)裝置。
本發(fā)明吸氣式前置氣流誘導(dǎo)裝置是這樣實(shí)現(xiàn)的，它由輸氣支撐管，沿水平方向安裝固定在輸氣支撐軸線位置上的翼型吸氣管，由轉(zhuǎn)軸與輸氣支撐管連接的，且位于翼型吸氣管之后的前置翼板，以及由轉(zhuǎn)軸與輸氣支撐管連接的，且位于前置翼板之后的主導(dǎo)流翼板組成。其中輸氣支撐管包括一端伸入機(jī)翼內(nèi)部并與主輸氣管連接的支管，設(shè)置在其表面平臺(tái)上的操縱機(jī)構(gòu)，一端與支管連接，另一端為封閉端的，且兩側(cè)開(kāi)有輸氣入口的連接管，與輸氣入口連接的輸氣接頭，與輸氣接頭另一端連接的且呈空腔的翼型連接端板，設(shè)置在連接管兩側(cè)平臺(tái)上帶有機(jī)械同步傳動(dòng)件的前、后軸承座，機(jī)械同步傳動(dòng)件一般采用連接兩等長(zhǎng)轉(zhuǎn)臂的連桿結(jié)構(gòu)，以及包裹在以上部件外部并與機(jī)翼表面相連，且通過(guò)支撐盤(pán)架與連接管封閉端相固定的蒙皮;翼型吸氣管為整體式金屬結(jié)構(gòu)，其內(nèi)部是上下表面呈外拱弧形的承壓空腔，后緣設(shè)置有帶支撐孔的轉(zhuǎn)軸支撐片，后緣下表面沿水平展向開(kāi)有其出口方向指向翼型吸氣管前緣并與后緣下表面相切的吸氣縫，吸氣縫隔片嵌入翼型吸氣管后緣內(nèi)將吸氣縫沿水平展向均勻地分隔成數(shù)段，翼型吸氣管兩端端面上有定位孔和螺孔，便于用緊固件如螺栓等與連接端板連接固定;前置翼板為帶有轉(zhuǎn)軸的，其橫截面形狀同機(jī)翼翼型的剛性整體，轉(zhuǎn)軸穿過(guò)翼型吸氣管后緣轉(zhuǎn)軸支撐片上的支撐孔安裝在輸氣支撐管的前軸承座上，轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動(dòng)帶動(dòng)前置翼板轉(zhuǎn)動(dòng);主導(dǎo)流翼板為帶有轉(zhuǎn)軸的，其橫截面形狀同機(jī)翼翼型的剛性整體，轉(zhuǎn)軸安裝在輸氣支撐管內(nèi)的后軸承座上，轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動(dòng)帶動(dòng)主導(dǎo)流翼板轉(zhuǎn)動(dòng)。
本發(fā)明吸氣式機(jī)翼前置氣流誘導(dǎo)裝置的操縱機(jī)構(gòu)由動(dòng)力源和執(zhí)行部件組成。動(dòng)力源可以是液壓、電動(dòng)、電磁或氣動(dòng)等。執(zhí)行部件包括滑槽體，由動(dòng)力源帶動(dòng)可在滑槽體的滑槽內(nèi)水平滑動(dòng)的滑體，一端與滑體連接，另一端與主導(dǎo)流翼板用鉸軸連接的頂桿。動(dòng)力源帶動(dòng)滑體在滑槽體的滑槽內(nèi)水平滑動(dòng)，并通過(guò)頂桿帶動(dòng)主導(dǎo)流翼板作定軸轉(zhuǎn)動(dòng)，再通過(guò)機(jī)械同步傳動(dòng)件帶動(dòng)前置翼板隨之作同步轉(zhuǎn)動(dòng)。
本發(fā)明吸氣式機(jī)翼前置氣流誘導(dǎo)裝置中的輸氣支撐管的數(shù)量為翼型吸氣管總分段數(shù)加2，每個(gè)分段長(zhǎng)度為22～25倍翼型吸氣管承壓空腔的“當(dāng)量直徑φs”，即φs＝2SDπ]]>(SD為承壓空腔的橫截面積)。
本發(fā)明吸氣式機(jī)翼前置氣流誘導(dǎo)裝置中的前置翼板和主導(dǎo)流翼板的轉(zhuǎn)軸分別安裝在輸氣支撐管內(nèi)的前、后軸承座上，用于直機(jī)翼時(shí)可使轉(zhuǎn)軸軸線與連接管軸線相垂直，用于后掠翼時(shí)，可相交成銳角，使其后掠角等于機(jī)翼后掠角。對(duì)于該種后掠式結(jié)構(gòu)，頂桿與主導(dǎo)流翼板不用鉸軸連接，可在主導(dǎo)流翼板上安裝，移軸，其軸線與主導(dǎo)流翼板的轉(zhuǎn)軸軸線平行，頂桿的一端套在其上并可沿滑移軸滑移。
本發(fā)明吸氣式機(jī)翼前置氣流誘導(dǎo)裝置的氣動(dòng)力原理是，由吸氣縫吸入的氣流進(jìn)入翼型吸氣管承壓空腔，流經(jīng)連接端板、輸氣接頭、連接管和支管進(jìn)入設(shè)置在機(jī)翼內(nèi)的主輸氣管，而后被抽氣機(jī)通過(guò)排氣管排入外部大氣中。吸氣縫吸氣可將翼型吸氣管后緣下表面上已經(jīng)“疲勞”了的氣流附面層和紊亂氣團(tuán)吸除掉，使外部未受到能量損失的新鮮氣流在流經(jīng)吸氣縫之后重新附著在其表面上，以維持住附著流型，防止在翼型吸氣管后緣區(qū)發(fā)生流動(dòng)分離。同時(shí)借助流體的附壁導(dǎo)流效應(yīng)，利用翼型吸氣管、前置翼板和主導(dǎo)流翼板的綜合氣動(dòng)力作用，并與機(jī)翼相配合誘使迎面氣流改變方向，產(chǎn)生上洗角流向機(jī)翼。根據(jù)機(jī)翼理論，只要機(jī)翼的前沿吸力不喪失，后緣不產(chǎn)生大的流動(dòng)分離，其升力方向總是與實(shí)際來(lái)流方向相垂直?，F(xiàn)在實(shí)際來(lái)流方向已與飛機(jī)飛行的速度矢量指向不平行，產(chǎn)生了上洗角αi，導(dǎo)致機(jī)翼升力向前傾斜一個(gè)角度，其量值等于氣流上洗角αi(αi是扣除機(jī)翼本身的下洗作用之后的值)，由此產(chǎn)生推力分量FLX＝FySimαi Fy為機(jī)翼升力欲改變推力分量的大小，只須按要求改變吸氣量，同時(shí)將前置翼板和主導(dǎo)流翼板的上偏角θ1、θ2做相應(yīng)改變即可(參見(jiàn)

圖11)。在這樣的畸變流場(chǎng)中，前置翼板和主導(dǎo)流翼板各自的實(shí)際攻角均大于零升力攻角，向上偏轉(zhuǎn)了很大角度，兩者上偏角之差≥15°(參見(jiàn)圖11)，所以兩者均產(chǎn)生升力和推力。翼型吸氣管則產(chǎn)生阻力和負(fù)升力，但因它的實(shí)際攻角大于零，試驗(yàn)觀察可達(dá)5°以上，所產(chǎn)生的負(fù)升力和阻力均不大，致使三者的氣動(dòng)力之和很小，對(duì)機(jī)翼本身氣動(dòng)性能的影響可忽略不計(jì)。采用本發(fā)明裝置飛行，無(wú)需發(fā)動(dòng)機(jī)直接產(chǎn)生推(或拉)力，只需發(fā)動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)專(zhuān)用抽氣機(jī)吸氣，通過(guò)本裝置對(duì)周?chē)鲌?chǎng)做功，使流場(chǎng)按要求發(fā)生畸變即可。
本發(fā)明吸氣式機(jī)翼前置氣流誘導(dǎo)裝置的優(yōu)點(diǎn)在于，從根本上改變了飛機(jī)傳統(tǒng)的推進(jìn)方式，采用本發(fā)明裝置飛行，可極大的節(jié)能，節(jié)油率超過(guò)50%，飛機(jī)的有效載荷系數(shù)可達(dá)0.5以上。低速、亞音速和M∝≤1.2的跨音速飛機(jī)均可使用本發(fā)明裝置。
下面結(jié)合附圖詳細(xì)說(shuō)明本發(fā)明實(shí)施例。
圖1本發(fā)明安裝位置示意2本發(fā)明俯視3圖2中的A-A剖視4圖2中的B-B剖視5圖3中的C-C剖視6圖4中的D-D剖視7翼型吸氣管結(jié)構(gòu)示意8翼型吸氣管俯視9圖8中的E-E剖視10圖8中的F-F剖視11吸氣時(shí)的流譜12不吸氣時(shí)的流譜圖本發(fā)明吸氣式機(jī)翼前置氣流誘導(dǎo)裝置由輸氣支撐管1，沿水平方向安裝固定在輸氣支撐管1軸線位置上的翼型吸氣管2，由轉(zhuǎn)軸17與輸氣支撐管1連接的，且位于翼型吸氣管2之后的前置翼板3，以及由轉(zhuǎn)軸21與輸氣支撐管1連接的，且位于前置翼板3之后的主導(dǎo)流翼板4組成。其中輸氣支撐管1包括一端伸入機(jī)翼19內(nèi)部并與主輸氣管連接的支管5，設(shè)置在其表面上由油缸23，活塞桿24?；垠w31，設(shè)置有滑輪27的滑體25，以及一端與滑體25連接，另一端與主導(dǎo)流翼板4鉸軸連接的頂桿26組成的操縱機(jī)構(gòu)，一端與支管5連接，另一端為封閉端且兩側(cè)開(kāi)有輸氣入口7的連接管6，與輸氣入口7連接的輸氣接頭8，與其另一端連接的且呈空腔的翼型連接端板9，設(shè)置在連接管6兩側(cè)的連接有前轉(zhuǎn)臂30、后轉(zhuǎn)臂29和連桿28的前、后軸承座22、23，以及包裹在以上部件外部并與機(jī)翼19表面連接，且通過(guò)支撐盤(pán)架10與連接管6封閉端相固定的蒙皮11。翼型吸氣管2內(nèi)為承壓空腔，其后緣設(shè)置有帶支撐孔20的轉(zhuǎn)軸支撐片18，后緣下表面沿水平展向開(kāi)有其出口方向指向翼型吸氣管2前緣并與后緣下表面相切的吸氣縫13，吸氣縫隔片14嵌入翼型吸氣管2后緣內(nèi)，將吸氣縫13沿水平展向均勻地分隔成數(shù)段，翼型吸氣管2兩端端面上有定位孔15和螺孔16，并通過(guò)螺栓與輸氣支撐管1的翼型連接端板9相固定。前置翼板3為帶轉(zhuǎn)軸17，其橫截面形狀同機(jī)翼翼型的剛性整體，轉(zhuǎn)軸17穿過(guò)支撐孔20安裝在前軸承座22上。主導(dǎo)流翼板4為帶轉(zhuǎn)軸21，其橫截面形狀同面翼翼型的剛性整體，轉(zhuǎn)軸21安裝在后軸承座23內(nèi)。前置翼板3和主導(dǎo)流翼板4的轉(zhuǎn)軸17和21的軸線與連接管6的軸線相垂直。
機(jī)翼模型加裝本發(fā)明裝置構(gòu)成推升翼，所獲得的風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果如表2所示。流態(tài)觀察結(jié)果如圖11和圖12。本發(fā)明裝置各氣動(dòng)力部件受力情況觀察結(jié)果如表3所示。采用吸氣法對(duì)本裝置所做的試驗(yàn)表明在各氣動(dòng)力部件的綜合作用下，本發(fā)明裝置對(duì)迎面來(lái)流的上洗誘導(dǎo)作用是很強(qiáng)的，所需的吸除氣量系數(shù)Cθ很小，其Cθmax≤0.0122，這意味著能量消耗很少(Cθ值根據(jù)翼型吸氣管的升力面積計(jì)算，翼型吸氣管的升力面積≤機(jī)翼升力面積的6%)。本發(fā)明裝置對(duì)迎面氣流的上洗誘導(dǎo)效應(yīng)試驗(yàn)結(jié)果如表4所示。
表1 基本翼型的升、阻力性能試驗(yàn)數(shù)據(jù)
注機(jī)翼模型展弦比λ＝0.38，Re＝5.32×105表2加裝本裝置構(gòu)成推升翼的升、阻力性能試驗(yàn)數(shù)據(jù)
注翼型安裝角1度，機(jī)翼橫型展弦比λ＝0.38，Re＝5.32×105表1和表2中θ2主導(dǎo)流翼板的上偏轉(zhuǎn)角;
α翼型攻角(對(duì)于推升翼則為安裝角);
αi被本裝置誘起的迎面氣流的上洗角;
CGL由風(fēng)洞試驗(yàn)獲得的基本翼型(光翼型)升力系數(shù);
CGX由風(fēng)洞試驗(yàn)獲得的基本翼型(光翼型)阻力系數(shù);
CTL由風(fēng)洞試驗(yàn)獲得的推升翼升力系數(shù);
CTX由風(fēng)洞試驗(yàn)獲得的推升翼阻力系數(shù)。
表3 本裝置各氣動(dòng)力部件受力情況觀察結(jié)果
表4 本裝置對(duì)迎面氣流的上洗誘導(dǎo)效應(yīng)試驗(yàn)數(shù)據(jù)
注翼型安裝角1度，機(jī)翼模型展弦比入＝0.38,Re=5.32×10權(quán)利要求
1.一種吸氣式機(jī)翼前置氣流誘導(dǎo)裝置，其特征在于由輸氣支撐管，沿水平方向安裝固定在輸氣支撐管軸線位置上的翼型吸氣管，由轉(zhuǎn)軸與輸氣支撐管連接的，且位于翼型吸氣管之后的前置翼板，以及由轉(zhuǎn)軸與輸氣支撐管連接的，且位于前置翼板之后的主導(dǎo)流翼板組成，其中輸氣支撐管包括一端伸入機(jī)翼內(nèi)部與主輸氣管連接的支管，設(shè)置在其表面上的操縱機(jī)構(gòu)，一端與支管連接，另一端為封閉端，且兩側(cè)開(kāi)有輸氣入口的連接管，與輸氣入口連接的輸氣接頭，與輸氣接頭另一端連接的且呈空腔形的翼型連接端板，設(shè)置在連接管兩側(cè)帶有機(jī)械同步傳動(dòng)件的前、后軸承座，以及包裹在以上各部件外部并與機(jī)翼表面相連接，且通過(guò)支撐盤(pán)架與連接管封閉端相固定的蒙皮；翼型吸氣管是一個(gè)上下內(nèi)表面呈外拱弧形的承壓空腔，其后緣設(shè)置有帶支撐孔的轉(zhuǎn)軸支撐片，后緣下表面沿水平展向開(kāi)有其出口方向指向翼型吸氣管前緣并與后緣下表面相切的吸氣縫，吸氣縫隔片嵌入翼型吸氣管后緣內(nèi)將吸氣縫沿水平展向均勻地分隔成數(shù)段，翼型吸氣管兩端端面上有定位孔和螺孔，并通過(guò)緊固件與輸氣支撐管的翼型連接端板相固定；前置翼板為帶有轉(zhuǎn)軸的，其橫截面形狀同機(jī)翼翼型的剛性整體，轉(zhuǎn)軸穿過(guò)翼型吸氣管上的支撐孔安裝在輸氣支撐管內(nèi)的前軸承座上；主導(dǎo)流翼板為帶有轉(zhuǎn)軸的，其橫截面形狀同機(jī)翼翼型的剛性整體，轉(zhuǎn)軸安裝在輸氣支撐管內(nèi)的后軸承座上。
2.如權(quán)利要求1所述的吸氣式機(jī)翼前置氣流誘導(dǎo)裝置，其特征在于操縱機(jī)構(gòu)由動(dòng)力源和執(zhí)行部件組成，其中執(zhí)行部件包括滑槽體，由動(dòng)力源帶動(dòng)的可在滑槽體的滑槽內(nèi)水平滑動(dòng)的滑體，一端與滑體連接，另一端用鉸軸與主導(dǎo)流翼板連接的頂桿。
3.如權(quán)利要求1所述的吸氣式機(jī)翼前置氣流誘導(dǎo)裝置，其特征在于輸氣支撐管的數(shù)量為翼型吸氣管總分段數(shù)加2，每個(gè)分段的長(zhǎng)度為22～25倍翼型吸氣管承壓空腔的“當(dāng)量直徑φs”。
4.如權(quán)利要求1所述的吸氣式機(jī)翼前置氣流誘導(dǎo)裝置，其特征在于前置翼板和主導(dǎo)流翼板的轉(zhuǎn)軸安裝在前、后軸承座內(nèi)時(shí)，其轉(zhuǎn)軸軸線與連接管軸線相垂直或相交成銳角，使后掠角與機(jī)翼后掠角相等。
全文摘要
本發(fā)明提供一種吸氣式機(jī)翼前置氣流誘導(dǎo)裝置，包括輸氣支撐管，沿水平方向安裝固定在輸氣支撐管軸線位置上的翼形吸氣管，由轉(zhuǎn)軸與輸氣支撐管連接的，且位于翼形吸氣管之后的前置翼板，以及由轉(zhuǎn)軸與輸氣支撐管連接的，且位于前置翼板之后的主導(dǎo)流翼板。本裝置安裝在機(jī)翼前方，從根本上改變了飛機(jī)傳統(tǒng)的推進(jìn)方式，可極大地節(jié)能，節(jié)油率超過(guò)50％，飛機(jī)有效載荷系數(shù)可達(dá)0.5以上，用于低速、亞音速，仍至跨音速飛行。
文檔編號(hào)B64C21/06GK1090544SQ93110858
公開(kāi)日1994年8月10日 申請(qǐng)日期1993年2月4日 優(yōu)先權(quán)日1993年2月4日
發(fā)明者李小民 申請(qǐng)人:李小民