本发明涉及一种安装在机翼上的气动力装置，特别是涉及一种吸气式机翼前置气流诱导装置。 目前航空界公认的有很大发展前途的是“多孔机翼”。美国专利US4575030“层流控制翼型”，其结构是在机翼的前缘襟翼下表面采用双层蒙皮结构，外层蒙皮上遍布吸气微孔（或缝），内层蒙皮则为无孔（或缝）金属板，内外两层蒙皮之间用隔片隔开，形成吸气空腔，空腔与设置在机翼里面的输气管道相通。当收起前缘襟翼时，它的双层蒙皮便成为机翼前缘区域的下表面，属于机翼表面结构的一个组成部份。飞行中通过这些小孔（或缝）吸气，将机翼表面上开始变厚的气流附面层和紊乱气团吸除掉，使气流附面层始终保持层流状态，或最大限度的维持机翼的层流面积区，可将表面摩擦阻力减少最低限度，与常规机翼相比，多孔机翼的表面摩擦阻力仅为前者的40%，甚至更低，其总节能百分比接近40%（理论值）。这是目前飞行器气动减阻节能技术中单项技术节能百分比的最高者。但这种表面吸气的方法只是改变了机翼本身的气动性能，而不能使机翼升力改变方向，向前倾斜产生推力分量，此外，它对机翼表面的质量要求极高，稍有裂纹或变形都将对减阻效果产生明显影响。众多的微孔只能用电子束、激光等高技术方法进行加工，成本高。微细小孔极易被灰尘、杂物等堵塞，结冰也会堵孔，只宜在空气相对较干净、干燥的高空（1万米以上）使用，维护要求很高，至今末投入实际使用。
本发明的目的在于提供一种安装在机翼前方的由输气支撑管，翼型吸气管、前置翼板和主导流翼板组成地吸气式前置气流诱导装置。
本发明吸气式前置气流诱导装置是这样实现的，它由输气支撑管，沿水平方向安装固定在输气支撑轴线位置上的翼型吸气管，由转轴与输气支撑管连接的，且位于翼型吸气管之后的前置翼板，以及由转轴与输气支撑管连接的，且位于前置翼板之后的主导流翼板组成。其中输气支撑管包括一端伸入机翼内部并与主输气管连接的支管，设置在其表面平台上的操纵机构，一端与支管连接，另一端为封闭端的，且两侧开有输气入口的连接管，与输气入口连接的输气接头，与输气接头另一端连接的且呈空腔的翼型连接端板，设置在连接管两侧平台上带有机械同步传动件的前、后轴承座，机械同步传动件一般采用连接两等长转臂的连杆结构，以及包裹在以上部件外部并与机翼表面相连，且通过支撑盘架与连接管封闭端相固定的蒙皮;翼型吸气管为整体式金属结构，其内部是上下表面呈外拱弧形的承压空腔，后缘设置有带支撑孔的转轴支撑片，后缘下表面沿水平展向开有其出口方向指向翼型吸气管前缘并与后缘下表面相切的吸气缝，吸气缝隔片嵌入翼型吸气管后缘内将吸气缝沿水平展向均匀地分隔成数段，翼型吸气管两端端面上有定位孔和螺孔，便于用紧固件如螺栓等与连接端板连接固定;前置翼板为带有转轴的，其横截面形状同机翼翼型的刚性整体，转轴穿过翼型吸气管后缘转轴支撑片上的支撑孔安装在输气支撑管的前轴承座上，转轴转动带动前置翼板转动;主导流翼板为带有转轴的，其横截面形状同机翼翼型的刚性整体，转轴安装在输气支撑管内的后轴承座上，转轴转动带动主导流翼板转动。
本发明吸气式机翼前置气流诱导装置的操纵机构由动力源和执行部件组成。动力源可以是液压、电动、电磁或气动等。执行部件包括滑槽体，由动力源带动可在滑槽体的滑槽内水平滑动的滑体，一端与滑体连接，另一端与主导流翼板用铰轴连接的顶杆。动力源带动滑体在滑槽体的滑槽内水平滑动，并通过顶杆带动主导流翼板作定轴转动，再通过机械同步传动件带动前置翼板随之作同步转动。
本发明吸气式机翼前置气流诱导装置中的输气支撑管的数量为翼型吸气管总分段数加2，每个分段长度为22～25倍翼型吸气管承压空腔的“当量直径φs”，即φs＝2SDπ]]>（SD为承压空腔的横截面积）。
本发明吸气式机翼前置气流诱导装置中的前置翼板和主导流翼板的转轴分别安装在输气支撑管内的前、后轴承座上，用于直机翼时可使转轴轴线与连接管轴线相垂直，用于后掠翼时，可相交成锐角，使其后掠角等于机翼后掠角。对于该种后掠式结构，顶杆与主导流翼板不用铰轴连接，可在主导流翼板上安装，移轴，其轴线与主导流翼板的转轴轴线平行，顶杆的一端套在其上并可沿滑移轴滑移。
本发明吸气式机翼前置气流诱导装置的气动力原理是，由吸气缝吸入的气流进入翼型吸气管承压空腔，流经连接端板、输气接头、连接管和支管进入设置在机翼内的主输气管，而后被抽气机通过排气管排入外部大气中。吸气缝吸气可将翼型吸气管后缘下表面上已经“疲劳”了的气流附面层和紊乱气团吸除掉，使外部未受到能量损失的新鲜气流在流经吸气缝之后重新附着在其表面上，以维持住附着流型，防止在翼型吸气管后缘区发生流动分离。同时借助流体的附壁导流效应，利用翼型吸气管、前置翼板和主导流翼板的综合气动力作用，并与机翼相配合诱使迎面气流改变方向，产生上洗角流向机翼。根据机翼理论，只要机翼的前沿吸力不丧失，后缘不产生大的流动分离，其升力方向总是与实际来流方向相垂直。现在实际来流方向已与飞机飞行的速度矢量指向不平行，产生了上洗角αi，导致机翼升力向前倾斜一个角度，其量值等于气流上洗角αi（αi是扣除机翼本身的下洗作用之后的值），由此产生推力分量
FLX＝FySimαi Fy为机翼升力
欲改变推力分量的大小，只须按要求改变吸气量，同时将前置翼板和主导流翼板的上偏角θ1、θ2做相应改变即可（参见图11）。在这样的畸变流场中，前置翼板和主导流翼板各自的实际攻角均大于零升力攻角，向上偏转了很大角度，两者上偏角之差≥15°（参见图11），所以两者均产生升力和推力。翼型吸气管则产生阻力和负升力，但因它的实际攻角大于零，试验观察可达5°以上，所产生的负升力和阻力均不大，致使三者的气动力之和很小，对机翼本身气动性能的影响可忽略不计。采用本发明装置飞行，无需发动机直接产生推（或拉）力，只需发动机驱动专用抽气机吸气，通过本装置对周围流场做功，使流场按要求发生畸变即可。
本发明吸气式机翼前置气流诱导装置的优点在于，从根本上改变了飞机传统的推进方式，采用本发明装置飞行，可极大的节能，节油率超过50%，飞机的有效载荷系数可达0.5以上。低速、亚音速和M∝≤1.2的跨音速飞机均可使用本发明装置。
下面结合附图详细说明本发明实施例。
图1：本发明安装位置示意图
图2：本发明俯视图
图3：图2中的A-A剖视图
图4：图2中的B-B剖视图
图5：图3中的C-C剖视图
图6：图4中的D-D剖视图
图7：翼型吸气管结构示意图
图8：翼型吸气管俯视图
图9：图8中的E-E剖视图
图10：图8中的F-F剖视图
图11：吸气时的流谱图
图12：不吸气时的流谱图
本发明吸气式机翼前置气流诱导装置由输气支撑管1，沿水平方向安装固定在输气支撑管1轴线位置上的翼型吸气管2，由转轴17与输气支撑管1连接的，且位于翼型吸气管2之后的前置翼板3，以及由转轴21与输气支撑管1连接的，且位于前置翼板3之后的主导流翼板4组成。其中输气支撑管1包括一端伸入机翼19内部并与主输气管连接的支管5，设置在其表面上由油缸23，活塞杆24。滑槽体31，设置有滑轮27的滑体25，以及一端与滑体25连接，另一端与主导流翼板4铰轴连接的顶杆26组成的操纵机构，一端与支管5连接，另一端为封闭端且两侧开有输气入口7的连接管6，与输气入口7连接的输气接头8，与其另一端连接的且呈空腔的翼型连接端板9，设置在连接管6两侧的连接有前转臂30、后转臂29和连杆28的前、后轴承座22、23，以及包裹在以上部件外部并与机翼19表面连接，且通过支撑盘架10与连接管6封闭端相固定的蒙皮11。翼型吸气管2内为承压空腔，其后缘设置有带支撑孔20的转轴支撑片18，后缘下表面沿水平展向开有其出口方向指向翼型吸气管2前缘并与后缘下表面相切的吸气缝13，吸气缝隔片14嵌入翼型吸气管2后缘内，将吸气缝13沿水平展向均匀地分隔成数段，翼型吸气管2两端端面上有定位孔15和螺孔16，并通过螺栓与输气支撑管1的翼型连接端板9相固定。前置翼板3为带转轴17，其横截面形状同机翼翼型的刚性整体，转轴17穿过支撑孔20安装在前轴承座22上。主导流翼板4为带转轴21，其横截面形状同面翼翼型的刚性整体，转轴21安装在后轴承座23内。前置翼板3和主导流翼板4的转轴17和21的轴线与连接管6的轴线相垂直。
机翼模型加装本发明装置构成推升翼，所获得的风洞试验结果如表2所示。流态观察结果如图11和图12。本发明装置各气动力部件受力情况观察结果如表3所示。采用吸气法对本装置所做的试验表明：在各气动力部件的综合作用下，本发明装置对迎面来流的上洗诱导作用是很强的，所需的吸除气量系数Cθ很小，其Cθmax≤0.0122，这意味着能量消耗很少（Cθ值根据翼型吸气管的升力面积计算，翼型吸气管的升力面积≤机翼升力面积的6%）。本发明装置对迎面气流的上洗诱导效应试验结果如表4所示。
表1 基本翼型的升、阻力性能试验数据α（度）012345678CGL0.1390.1590.1850.2100.2460.2940.3140.3470.396CGX0.0280.0280.0290.0310.0360.0450.0510.0610.067CGL/CGX4.965.686.386.776.836.536.165.695.91
注：机翼模型展弦比λ＝0.38，Re＝5.32×105
表2：加装本装置构成推升翼的升、阻力性能试验数据θ2(度）15°20°25°30°35°40°CO0.00680.00760.00810.00950.01090.0122CTL0.1460.1920.2240.2470.2760.292CTX0.0230.0150.0060.003-0.005-0.014αi(度）2.144.266.727.519.7311.37
注：翼型安装角1度，机翼横型展弦比λ＝0.38，
Re＝5.32×105
表1和表2中
θ2 主导流翼板的上偏转角;
α 翼型攻角（对于推升翼则为安装角）;
αi 被本装置诱起的迎面气流的上洗角;
CGL由风洞试验获得的基本翼型（光翼型）升力系数;
CGX由风洞试验获得的基本翼型（光翼型）阻力系数;
CTL由风洞试验获得的推升翼升力系数;
CTX由风洞试验获得的推升翼阻力系数。
表3 本装置各气动力部件受力情况观察结果吸气管前置翼板主导流翼板三者之和偏转角θ40°～55°25°～40°垂直力方向向下（负升力）向上（升力）向上（升力）向上（升力）但很小，不易定量测定。水平力方向向后（阻力）向前（推力）向前（推力）当θ2＞33°时向前；当θ2＜33°时向后，但均很上，不易定量测定
表4 本装置对迎面气流的上洗诱导效应试验数据θ2(度）152025303540CO0.00680.00760.00810.00950.01090.0122αi(度）2.144.266.727.519.7311.37
注：翼型安装角1度，机翼模型展弦比入＝0.38,Re=5.32×105