機翼翼梢反方向旋流裝置的製作方法

2023-07-11 00:42:26

專利名稱：機翼翼梢反方向旋流裝置的製作方法
技術領域：
本發明屬於航空機械領域，特別是涉及一種減少飛機機翼誘導阻力的裝置。
技術背景飛機在飛行中，其機翼的誘導阻力，約佔巡航飛行阻力的40%，因此減少誘導阻力，對提高整個飛 機的氣動性能和經濟性，具有重大的意義。 一般機翼展弦比愈大，誘導阻力愈小，但結構重量也隨之增 大。另一種方式是採取更好的翼型。按照機翼產生誘導阻力的原理，有的在機翼翼梢加裝垂直端板，以 抑制翼梢下、遊形成自由尾渦，起一定的作用，但效果不大。有的將尾翼(包括方向舵)裝在機翼翼梢處， 但減阻效果也不顯著。20世紀70年代，R'T惠特科姆提出"翼梢小翼"減阻方案。以後經有關研究試 驗，證實合理形狀、結構和布置的翼梢小翼，可使誘導阻力減少20%-25%,這大致相當於機翼的升阻比 可提高約7%,從而相應提高飛機的經濟性，已開始應用於運輸機、客機等飛機上。但仍不能進一步大幅 度降低飛行中的誘導阻力，同時翼梢小翼影響機翼結構重量，本身還有一定的空氣阻力。發明內容針對現有機翼減阻裝置存在的不足。本發明研究創新了一種機翼翼梢反方向旋流裝置，這種裝置在 翼梢產生的旋流，與原機翼在飛行中自下翼面繞翼梢向上翼面流動旋流方向相反。大大抑制翼梢下遊渦 流(尾渦)的產生，可進一步較大幅度降低其誘導阻力。本實用新型解決其技術問題的技術方案是機翼飛機兩端翼梢處，各連接一個特定的旋流套，旋流 套內開孔(條狀縫孔)連接導管，從發動機(燃氣輪機等)壓氣機部分引出少量壓縮空氣，通過控制閥和 導管，經條形縫孔沿切向進入旋流套內，產生旋轉流動，同時壓縮空氣沿旋流套外軍，經外噴口向下噴 出形成射流，和旋流套前方進氣匯合，組成旋流，其方向與原機翼從下翼面繞過翼梢流向上翼面的旋流 方向相反、抑制、消除翼梢下遊氣流中的自由尾渦，達到減少誘導阻力的目的。本實用新型的有益效果是基本上不影響原有的機翼和動力結構，裝置簡單管狀的旋流套，只從普 通燃氣渦輪壓氣機部分引出很少量的壓縮空氣( 一般不超過其總量的1%)。以在翼梢部位產生適量的反向 旋流，誘導阻力約可降低30%-40%,而且其流動還產生一定附加的推力和升力，整個裝置簡單、可靠、 重量輕。
以下結合附圖和實例，對本實用新型的結構和原理作進一步說明。本實用新型中，(圖l),'旋流套(7)位於飛機機翼(5)的兩端，機翼內裝有導管(6),導管一端通過控 制閥(2),與發動機(燃氣渦輪等)壓氣機引出管連接。導管另一端連接旋流套(7)及其上方的外罩(8)。 構成從壓氣機引出，經控制閥(2)、導管(6)至旋流套(7)的連通管道。發動機(l)壓氣機引出少量壓縮空 氣，(流速為VR),經由此管道流入旋流套(7)與外罩(8)之間的空隙，(圖1-圖4)，氣流分兩路， 一路 流至旋流套條縫形內噴口(IO),沿切線方向以速度VA噴射入旋流套。使氣流在旋流套內旋轉(旋流)。另 一路則沿外翠與旋流套之間空隙繼續流動，從條縫形外噴口以速度VB向下噴出，形成條縫附壁射流(如 圖中各箭頭所示方向)。根據附壁射流特性，此流將誘導巻吸附近大量空氣貼附旋流套外套流動。方向正 好與機翼下翼面(4)與上翼面(3)壓力差，所導致繞翼梢向上流動方向相反(圖3中Vc箭頭)，同時旋流
套(7)旋流亦與原機翼翼梢廚緣向下遊的自由尾渦流動方向相反。加之前方以速度V流進旋流套的氣流匯 合一起，使產生渦流作用減弱，接近基本消失，使翼梢附近及後部氣流，形成以速度Vx平行地以比較平 直向後流動。效果更接近空氣流過無限長機翼的情形。各翼剖面相對來流方向向下偏轉的下洗角減小。 與此垂直來流總的空氣動力方向向後偏轉程度也縮小，結果實際&角更接近幾何攻角，對迎面來流方向 產生的分力即誘導阻力隨之減小。適當的設計可使此誘導阻力減少30%-40%，相當於機翼實際升阻比提 高約10%—15%。同時，通過旋流套的氣流，能產生一定附加的推力，而旋流套外套條縫形噴口向下的空氣噴射，還 產生一定的附加升力。飛行中進入渦流套(7)及其外罩(8)的壓縮空氣的流量通過控制閥(2)控制，其耗氣量一般較少( 一般 不超過發動機壓氣機流量的1%)。操縱兩側機翼兩個控制閥不同的開閉程度，可使兩側翼梢渦流套裝置的 流量、流速不同，兩側翼梢產生附加推力、側升力也不同，由此可進一步比較精確操縱飛機的飛行狀 態，提高飛機的操縱性。本實用新型第一特徵是、兩個旋流套(7)位於機翼翼梢兩端，旋流套壁開有條縫形內噴口(IO),其外 部外罩(8)有條縫形外噴口(11),內外噴口通過導管(6)、控制閥(2)與發動機(1)壓氣機引出管相連。第二特徵是外罩(8)位於旋流套上方外圍，外罩內至旋流套條縫形噴口(10)呈切線方向，外罩條縫 '形外噴口(l)方向朝下。第三特徵是旋流套呈圓筒形空心管狀。進氣口位於前端，排氣口位於後端。


圖1是發動機、機翼部分、內部管道及翼梢旋流套裝置的俯視圖，另一是其v向視圖。圖2是圖1中旋流套(5)裝置的A—A縱向剖面(放大)圖。圖3是圖2旋流套(5)的B-B剖面圖。圖4是飛行中通過旋流套各路空氣流動方向及工作原理圖。圖1—圖4中1—發動機、2—控制閥、3—機翼上翼面、4—機翼下翼面、5—機翼、6—導管、7—旋 流套、8—外罩、9—旋流套禁氣口、 10—旋流套壁條縫形內噴口、 ll--外罩條縫形外噴口。 V、 Vx分別是 流入、流出旋流套的氣流流速。VR-導管內壓縮空氣流速，VA、 VB分別是從旋流套內噴口(10)和外套外 噴口(ll)流出空氣的流速。Vc-飛行時下翼面較高壓力空氣繞出翼梢向上翼面(壓力較低)流動速度。
具體實施方式
本實用新型兩個渦流套呈圓筒形管狀，結構簡單，導管直徑也較小，易於在機翼內布置，重量輕， 不影響機翼結構，操縱控制只用兩個簡單控制閥，便於加工製造實施。 以下是本實用新型的一個實施例 名稱機翼翼梢反方向旋流裝置 旋流套數量與形狀2個圓筒狀空心管形 旋流套直徑與長度(毫米)直徑95,長度750' 旋流套進氣口直徑(毫米)68 排氣口直徑(毫米)92
旋流套條縫形內噴口尺寸(毫米)長80,寬2 旋流套外軍條縫形外噴口尺寸(毫米)長240，寬2 內、外噴口氣流流速(米/秒)1502個旋流裝置壓縮空氣總流量(高度2000米，控制閥全開)(公斤/秒)2 X 0.12旋流套及外罩重量(公斤) 1.85本實用新型的優點是1、 本裝置可減少飛行中機翼誘導阻力的30%~40%。提高了飛機飛行性能和經濟性。2、 本裝置位於機翼翼梢，不影響機翼結構，幾乎沒有凸出部分，結構簡單可靠，生產成本約比對應 普通翼梢小翼降低50%以上。3、 本裝置尺寸、重量和空氣阻力均小於對應普通翼梢小翼。4、 本裝置在飛行時還產生一定的附加推力和附加升力，通過簡單控制閥控制，可比較精確調整其飛 行姿態，有利於提高其操縱，。本裝置可廣泛用於亞音i範圍內各種類型(固定翼)飛機上。
權利要求1、機翼翼梢反方向旋流裝置，特徵是兩個旋流套分別位於機翼翼梢兩端，旋流套壁有條縫形內噴口，旋流套外罩有條縫形外噴口，兩噴口連接導管控制閥和發動機壓氣機引出管。
2、 根據權利要求l所述的機翼翼梢反方向旋流裝置，特徵是外罩位於旋流套上方，其內通至旋流套 條縫形內噴口呈切線方向，其外罩條縫形外噴口方向朝下。
3、 根據權利要求l所述的機翼翼梢反方向旋流裝置，特徵是旋流套呈圓簡形空心管狀，進氣口位於 旋流套前端，排氣口位於旋流套後端。
專利摘要一種飛機機翼翼梢反方向旋流裝置，屬於航空機械領域，特徵是機翼翼梢端部裝有旋流套，旋流套內、外條縫形噴口，通過機翼內導管與控制閥和發動機壓氣機引出管相連，引出壓氣機少量壓縮空氣、通過控制閥、導管從內、外噴口噴出，分別在旋流套內造成旋轉氣流，和在套外造成向下射流，其方向與機翼下翼面繞翼梢流向上翼面氣流方向相反，相反氣流減弱並基本消除翼梢下遊自由尾渦，從而使飛行中機翼的誘導阻力，約可減少30％～40％。還附加產生推力及升力，提高飛行性能和經濟性，結構簡單可靠、尺寸、重量及阻力小，製造成本可降低1/2以上，廣泛用於亞音速各種類型(固定翼)飛機上。
文檔編號B64C7/00GK201023655SQ20072014054
公開日2008年2月20日 申請日期2007年3月16日 優先權日2007年3月16日
發明者雷良榆 申請人:雷良榆