一种加强涡流冲浪的结构、机翼及飞机

技术领域

本发明涉及飞行器械技术领域，特别是一种加强涡流冲浪的结构、机翼及飞机。

背景技术

翼尖涡是航空交通的一大危害，飞机在空中航行时，如遭遇前机翼尖涡，会导致激烈翻转或猛然下坠，尤其在起飞降落阶段，这一影响更为严重。但合理利用翼尖涡，可以为后机提供附加升力。因此现有基于涡流冲浪技术进行了大量理论研究，考虑将涡流冲浪的原理与技术引入到民航领域。

翼尖涡的产生是因为：机翼下表面压力大于机翼上表面压力，产生了升力，同时在翼尖处产生了从下方向上方的翼尖涡，翼尖涡随大气风场向后传播对后机施加影响。由于翼尖涡为环量，因此水平观测翼尖涡的外侧，可以观察到尾涡气流的上洗现象。气流上洗可以为后机提供附加升力，进而减少后机的油耗，增加航程。现有的涡流冲浪技术方案主要是基于飞机现有的机翼结构，但无法主动控制涡环量来增加对后机的附加升力。

发明内容

本发明的目的在于：针对现有技术的涡流冲浪技术方案主要是基于飞机现有的机翼结构，存在无法主动控制涡环量来增加对后机的附加升力的问题，提供一种加强涡流冲浪的结构、机翼及飞机。

为了实现上述目的，本发明采用的技术方案为：

一种加强涡流冲浪的结构，包括射流装置，所述射流装置包括喷孔，所述喷孔设置在翼尖上，所述射流装置能够启闭所述喷孔，所述喷孔用于喷射气流。

采用本发明所述加强涡流冲浪的结构，通过将射流装置的喷孔设置在翼尖上，通过射流装置启闭位于翼尖上的喷孔，能够主动控制翼尖上的喷孔喷设气流或者停止喷射气流。飞机起飞后巡航，进行多机编队飞行时，通过控制翼尖上的喷孔喷设气流，能够增加翼尖涡的涡环量，增加为后机提供的附加升力，进而减少后机油耗；飞机起飞进近时，通过控制翼尖上的喷孔停止喷射气流，减小前机翼尖涡的涡环量，减少前机翼尖涡的涡环量对后机起飞进近的影响，缩减飞行间隔。本发明所述加强涡流冲浪的结构，通过射流装置来主动控制位于翼尖上的喷孔喷射气流，来主动控制前机的涡环量，进而增加对后机的附加升力，减少后机油耗，以此来减少编队飞机的整体油耗。

优选的，所述喷孔设于所述翼尖的外侧面。

采用这种结构，喷孔喷射的气流能够直接作用于翼尖涡，其喷射的气流能够更有效的增加翼尖涡的涡流量，为后机提供更多的附加升力，为后机减少更多油耗。

优选的，所述喷孔朝斜向上设置。

翼尖的涡流在外侧呈环状向上流动，通过将喷孔朝斜向上设置，使喷孔喷射气流对翼尖涡具有更多的是正向增量，进而能够更有效的增加翼尖涡的涡流量，为后机提供更多的附加升力，为后机减少更多油耗。

优选的，所述喷孔的轴线垂直于所述翼尖的外侧面，在满足有效的增加翼尖涡的涡流量的前提下，便于将所述喷孔设置在所述翼尖的外侧面，同时减少喷孔设置对翼尖结构稳定性的影响。

进一步优选的，所述喷孔设于所述翼尖的外侧面的中部，进一步便于设置所述喷孔。

优选的，所述射流装置还包括管道，所述管道一端连接所述喷孔、另一端连接发动机吊舱。

使用本射流装置可以在不为前机增加额外油耗的基础上，前机通过管道引用其喷气式发动机产生的废气，并在翼尖处的喷孔喷射气流，形成环量气流，增加翼尖涡的涡流量，为后机提供更多的附加升力，进一步缩减后机的油耗。且该喷射气流射孔装置的结构极其简单，制造十分方便，效果特别良好。

进一步优选的，所述射流装置还包括射流调节器，所述射流调节器连接所述管道、所述喷孔或所述发动机吊舱，所述射流调节器用于调节所述喷孔的喷设气流的速度为0-50m/s。

所述射流调节器连接所述管道、所述喷孔或所述发动机吊舱，使得其能够根据实际情况调节所述喷孔的喷设气流的速度，进而用于控制述射流装置对翼尖涡环量的增量，适用性更高。所述喷孔的喷设气流的速度为0-50m/s，能够满足现有飞机的正常使用，当控制喷孔的喷设气流的速度为0时，代表喷孔停止喷射气流。采用这种结构，飞机起飞后巡航，进行多机编队飞行时，通过所述射流调节器调节，使前机的发动机吊舱的废气经管道流动至前机的翼尖处的喷孔，并由喷孔喷出，喷孔喷出的气流增加前机的翼尖涡的涡流量，在大气风场向后传播为后机提供附加升力，为后机减少油耗。飞机起飞进近时，通过射流调节器调节，减小前机翼尖涡的涡环量，减少前机翼尖涡的涡环量对后机起飞进近的影响，缩减飞行间隔。

进一步优选的，所述管道包括连通孔，所述管道通过所述连通孔连通所述发动机吊舱；

所述射流调节器包括控制器、两个导轨、和挡板，两个所述导轨连接所述发动机吊舱，所述挡板滑动连接两个所述导轨，所述控制器用于控制所述挡板沿所述导轨滑动，所述挡板用于遮挡所述连通孔。

采用上述射流调节器，通过控制器控制挡板沿导轨移动，使挡板遮住所述管道的连通孔，进而来控制连通孔接通发动机吊舱的大小，来控制喷孔喷射气流的速率，其结构简单，制造十分方便，效果特别良好。

一种加强涡流冲浪的机翼，包括机翼本体，所述机翼本体包括翼尖，还包括以上任一所述的加强涡流冲浪的结构。

采用本发明所述加强涡流冲浪的机翼，通过将射流装置的喷孔设置在机翼的翼尖上，在射流装置的控制下，翼尖上的喷孔能够喷射气流，增加翼尖涡的涡环量，增加为后机提供的附加升力，进而减少后机油耗。

一种加强涡流冲浪的飞机，包括上述的加强涡流冲浪的机翼。

采用本发明所述加强涡流冲浪的飞机，通过将射流装置的喷孔设置在飞机的机翼的翼尖上，在射流装置的控制下，翼尖上的喷孔能够喷射气流，增加翼尖涡的涡环量，增加为后机提供的附加升力，进而减少后机油耗。

综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：

1、本发明所述的加强涡流冲浪的结构，通过将射流装置的喷孔设置在飞机的机翼的翼尖上，并通过射流装置来主动控制位于翼尖上的喷孔喷射气流，来主动控制前机的涡环量，进而增加对后机的附加升力，减少后机油耗，以此来减少编队飞机的整体油耗。

2、本发明所述的加强涡流冲浪的结构，通过将喷孔设于所述翼尖的外侧面，且喷孔的轴线垂直于所述翼尖的外侧面，便于将喷孔设置在所述翼尖的外侧面，进而有利于喷孔喷射的气流能够直接作用于翼尖涡，其喷射的气流能够更有效的增加翼尖涡的涡流量，为后机提供更多的附加升力，为后机减少更多油耗。

3、本发明所述的加强涡流冲浪的结构，所述射流装置包括管道，使用本射流装置可以在不为前机增加额外油耗的基础上，前机通过管道引用其喷气式发动机产生的废气，并在翼尖处的喷孔喷射气流，形成环量气流，增加翼尖涡的涡流量，为后机提供更多的附加升力，进一步缩减后机的油耗。且该喷射气流射孔装置的结构极其简单，制造十分方便，效果特别良好。

4、本发明所述的加强涡流冲浪的结构，飞机起飞后巡航，进行多机编队飞行时，通过所述射流调节器调节，使前机的发动机吊舱的废气经管道流动至前机的翼尖处的喷孔，并由喷孔喷出，喷孔喷出的气流增加前机的翼尖涡的涡流量，在大气风场向后传播为后机提供附加升力，为后机减少油耗。飞机起飞进近时，通过射流调节器调节，减小前机翼尖涡的涡环量，减少前机翼尖涡的涡环量对后机起飞进近的影响，缩减飞行间隔。

5、本发明所述加强涡流冲浪的机翼，用于飞机上，通过将射流装置的喷孔设置在飞机的所述加强涡流冲浪的机翼的翼尖上，并通过射流装置来主动控制位于翼尖上的喷孔喷射气流，来主动控制前机的涡环量，进而增加对后机的附加升力，减少后机油耗，以此来减少编队飞机的整体油耗。

6、本发明所述加强涡流冲浪的飞机，通过将射流装置的喷孔设置在飞机的所述加强涡流冲浪的机翼的翼尖上，并通过射流装置来主动控制位于翼尖上的喷孔喷射气流，来主动控制前机的涡环量，进而增加对后机的附加升力，减少后机油耗，以此来减少编队飞机的整体油耗。

附图说明

图1是本发明所述的加强涡流冲浪的结构的示意图一；

图2是本发明所述的加强涡流冲浪的结构的前视图；

图3是本发明所述的加强涡流冲浪的结构的俯视图；

图4是射流调节器的结构示意图；

图5a是未设置喷孔的翼尖处的y方向速度等值线图；

图5b是设置喷孔的翼尖处的y方向速度等值线图；

图6a是未设置喷孔的机翼的靠翼尖的10m处的涡环量分布图；

图6b是设置喷孔的机翼的靠翼尖的10m处的涡环量分布图；

图7a是未设置喷孔的机翼的后50m处气流的Z方向速度分布图；

图7b是未设置喷孔的机翼的后50m处气流的Z方向速度分布图；

图8a是未设置喷孔的机翼的后100m处气流的Z方向速度分布图；

图8b是设置喷孔的机翼的后100m处气流的Z方向速度分布图；

图9a是未设置喷孔的机翼的后200m处气流的Z方向速度分布图；

图9b是设置喷孔的机翼的后200m处气流的Z方向速度分布图。

图标：1-机翼本体；11-翼尖；101-连通孔；102-管道；103-喷孔；201-导轨；202-挡板；301-控制器。

具体实施方式

下面结合附图，对本发明作详细的说明。

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

实施例1

如图1-9b，本发明所述的一种加强涡流冲浪的结构，包括射流装置，所述射流装置包括喷孔103，所述喷孔103设置在翼尖11上，所述射流装置能够启闭所述喷孔103，所述喷孔103用于喷射气流。

所述翼尖11是指飞机的机翼的翼梢处的小翼。所述射流装置可以采用现有的喷流器，如小型的喷气式发动机等，能够为翼尖11上的喷孔103提供喷射气流。喷孔103的数量、尺寸都根据实际情况确定。采用本实施例所述加强涡流冲浪的结构，通过将射流装置的喷孔103设置在翼尖11上，通过射流装置启闭位于翼尖11上的喷孔103，能够主动控制翼尖11上的喷孔103喷设气流或者停止喷射气流。飞机起飞后巡航，进行多机编队飞行时，通过控制翼尖11上的喷孔103喷设气流，能够增加翼尖涡的涡环量，增加为后机提供的附加升力，进而减少后机油耗；飞机起飞进近时，通过控制翼尖11上的喷孔103停止喷射气流，减小前机翼尖涡的涡环量，减少前机翼尖涡的涡环量对后机起飞进近的影响，缩减飞行间隔。

本实施例所述加强涡流冲浪的结构，通过射流装置来主动控制位于翼尖11上的喷孔103喷射气流，来主动控制前机的涡环量，进而增加对后机的附加升力，减少后机油耗，以此来减少编队飞机的整体油耗。现有研究表明，使用合理的多机紧密编队涡流冲浪技术可以在远距离跨洋飞行中为后机减少40％油耗。

如图2所示，所述喷孔103设于所述翼尖11的外侧面，翼尖11的外侧面是指图2中左侧面。采用这种结构，喷孔103喷射的气流能够直接作用于翼尖涡，其喷射的气流能够更有效的增加翼尖涡的涡流量，为后机提供更多的附加升力，为后机减少更多油耗。

作为优选，所述喷孔103朝斜向上设置。翼尖11的涡流在外侧呈环状向上流动，通过将喷孔103朝斜向上设置，使喷孔103喷射气流对翼尖涡具有更多的是正向增量，进而能够更有效的增加翼尖涡的涡流量，为后机提供更多的附加升力，为后机减少更多油耗。

作为另一种优选，所述喷孔103的轴线垂直于所述翼尖11的外侧面，在满足有效的增加翼尖涡的涡流量的前提下，便于将所述喷孔103设置在所述翼尖11的外侧面，同时减少喷孔103设置对翼尖11结构稳定性的影响。且所述喷孔103设于所述翼尖11的外侧面的中部，进一步便于设置所述喷孔103。

如图2-4所示，所述射流装置还包括管道102和射流调节器，所述管道102一端连接所述喷孔103、另一端的连接孔101连接发动机吊舱，所述射流调节器连接所述管道102、所述喷孔103或所述发动机吊舱，所述射流调节器用于调节所述喷孔103的喷设气流的速度为0-50m/s。

本实施例中，为便于设置所述射流调节器，并减小所述射流调节器对机翼的影响，所述射流调节器连接于所述管道102和所述发动机吊舱之间，使得其能够根据实际情况调节所述喷孔103的喷设气流的速度，进而用于控制述射流装置对翼尖涡环量的增量，适用性更高。所述喷孔103的喷设气流的速度为0-50m/s，能够满足现有飞机的正常使用，当控制喷孔103的喷设气流的速度为0时，代表喷孔103停止喷射气流。使用本射流装置可以在不为前机增加额外油耗的基础上，前机通过管道102引用其喷气式发动机产生的废气，并在翼尖11处的喷孔103喷射气流，形成环量气流，增加翼尖涡的涡流量，为后机提供更多的附加升力，进一步缩减后机的油耗。且该喷射气流射孔装置的结构极其简单，制造十分方便，效果特别良好。

且飞机起飞后巡航，进行多机编队飞行时，通过所述射流调节器调节，使前机的发动机吊舱的废气经管道102流动至前机的翼尖11处的喷孔103，并由喷孔103喷出，喷孔103喷出的气流增加前机的翼尖涡的涡流量，在大气风场向后传播为后机提供附加升力，为后机减少油耗。飞机起飞进近时，通过射流调节器调节，减小前机翼尖涡的涡环量，减少前机翼尖涡的涡环量对后机起飞进近的影响，缩减飞行间隔。

本实施例中，如图4所示，所述射流调节器包括控制器301、两个导轨201、和挡板202，两个所述导轨201连接所述发动机吊舱，所述挡板202滑动连接两个所述导轨201，所述控制器301用于控制所述挡板202沿所述导轨201滑动，所述挡板202用于遮挡所述连通孔101。且所述控制器301采用电信号控制，如：所述挡板202上沿导轨201设有滑动齿，所述控制器301包括电机和驱动齿，所述驱动齿啮合配合所述滑动齿。在电信号作用下，所述电机转动带动驱动齿转动，驱动齿作用于滑动齿，使挡板202沿轨道滑动，使挡板202遮住所述管道102的连通孔101，进而来控制连通孔101接通发动机吊舱的大小，来控制喷孔103喷射气流的速率，其结构简单，制造十分方便，效果特别良好。

如图5a-5b所示，为翼尖11的喷孔103处截面的y方向速度等值线图。图5a的翼尖11未设有喷孔103，翼尖11处y方向速度曲线平滑连接；图5b的翼尖11设有喷孔103，且喷孔103的射流为20m/s，在翼梢的翼尖11外侧可以观察到另一处速度突变。且等速度数值的变化，5b的变化幅度比5a的变化幅度大，同一位置5b的涡流量更大。

如图6a-6b所示，为机翼上靠近翼尖11的0-10m范围内的涡环量分布图。图6a的翼尖11未设有喷孔103，图6b的翼尖11设有喷孔103，可以观察到图6b中的翼尖涡的涡环量相比图6a中的翼尖涡的涡环量在核心处明显增大，实际增大约20％。

图7a-9b喷孔103喷射的气流速度一致。

如图7a-7b所示，为机翼的后50m处的Z方向速度分布图。由于前机为后机提供附加升力是通过改变流场分布，来增加Z方向速度实现的，对机翼后50m处的Z方向速度分布进行观察，图7a的翼尖11未设有喷孔103，图7b的翼尖11设有喷孔103，可以观察到图7b使用喷孔103喷射气流后的流场比图7a中的流场，在涡核核心区Z方向速度峰值增加约60％。

如图8a-8b所示，为机翼的后100m处的Z方向速度分布图。图8a的翼尖11未设有喷孔103，图8b的翼尖11设有喷孔103，可以观察到图8b使用喷孔103喷射气流后的流场比图8a中的流场，在涡核核心区Z方向速度峰值增加约60％。

如图9a-9b所示，为机翼的后200m处的Z方向速度分布图。图9a的翼尖11未设有喷孔103，图9b的翼尖11设有喷孔103，可以观察到图9b使用喷孔103喷射气流后的流场比图9a中的流场，在涡核核心区Z方向速度峰值增加约60％。

由上可知，通过在翼尖11上设置喷孔103，并通过喷孔103喷射气流，在后续流场中可以保持核心区域的Z向速度，为后机使用涡流冲浪技术提供了良好的动力。

实施例2

本实施例提供一种加强涡流冲浪的机翼，包括机翼本体1，所述机翼本体1包括翼尖11，还包括实施例1所述的加强涡流冲浪的结构。

采用本实施例所述加强涡流冲浪的机翼，用于飞机上，通过将射流装置的喷孔103设置在飞机的所述加强涡流冲浪的机翼的翼尖11上，并通过射流装置来主动控制位于翼尖11上的喷孔103喷射气流，来主动控制前机的涡环量，进而增加对后机的附加升力，减少后机油耗，以此来减少编队飞机的整体油耗。

实施例3

本实施例提供一种加强涡流冲浪的飞机，包括实施例2所述的加强涡流冲浪的机翼。一般的，实施例2所述的加强涡流冲浪的机翼成对设置在飞机上。

采用本发明所述加强涡流冲浪的飞机，通过将射流装置的喷孔103设置在飞机的机翼的翼尖11上，并通过射流装置来主动控制位于翼尖11上的喷孔103喷射气流，来主动控制前机的涡环量，进而增加对后机的附加升力，减少后机油耗，以此来减少编队飞机的整体油耗。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。