[發(fā)明專利]改進(jìn)的飛行器的主翼結(jié)構(gòu)

無效

• 申請?zhí)枺?/td>: 200610014461.X
• 申請日: 2006-06-27
• 公開（公告）號(hào): CN101096223A
• 公開（公告）日: 2008-01-02
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 魏明達(dá)
• 申請（專利權(quán)）人: 魏明達(dá)
• 主分類號(hào): B64C3/58
• 分類號(hào): B64C3/58;B64C3/14
• 代理公司: 天津三元專利商標(biāo)代理有限責(zé)任公司
• 代理人: 馬金華

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及一種改進(jìn)的飛行器的主翼結(jié)構(gòu)。

背景技術(shù)

飛行器主要是一種以動(dòng)力推動(dòng)的飛航工具，例如飛機(jī)、直升機(jī)等。而就具有主翼的飛行器而言，其必須以升力克服重力，以推力克服空氣阻力才能飛行。該飛行器產(chǎn)生升力是借助主翼截面拱起的形狀，當(dāng)空氣流經(jīng)主翼時(shí)，上方的空氣分子因在同一時(shí)間內(nèi)要走的距離較長，所以運(yùn)動(dòng)需較下方的空氣分子快，造成在主翼上方的氣壓會(huì)較下方低，據(jù)此，下方較高的氣壓就將飛行器進(jìn)行支撐，而能浮在空氣中，換言之，該飛行器主要是靠主翼對空氣取得升力。

一般影響升力大小的因素包含有主翼的面積、主翼形狀的升力系數(shù)、空氣相對于主翼的流速、當(dāng)時(shí)的空氣密度以及攻角等，而為了使該主翼取得升力的效果更佳，因此在主翼上設(shè)有襟翼，借由控制該襟翼的偏折，改變主翼面積，以增加飛行器的升力，進(jìn)而縮短所需跑道長度并增加飛航安全。而此種型態(tài)飛行器的主翼，仍具有下述須立即改善的缺陷：

1、請參閱圖7與圖8，由于該襟翼91是裝置在飛行器左右兩側(cè)主翼92后端緣921且靠近機(jī)身93的部分，因此，飛行器在起飛的時(shí)候，向下偏折的襟翼91將會(huì)使該飛行器的升力中心大幅向后移(如圖7、圖8所示，其升力中心由e變至f)，雖然能夠增加其升力，但其升力的增加仍顯不足，而須以高速行進(jìn)來輔助增加升力，而在高速行進(jìn)才能起飛的飛行器，其所需的跑道長度必定增加。

2、請參閱圖9，其是顯示飛行器的升力與攻角有關(guān)。該攻角a就是主翼92前進(jìn)方向x與氣流y的夾角，因?yàn)榻嵌茸兓瑲饬鲿?huì)在主翼92頂面922后端產(chǎn)生低壓區(qū)，造成更大的壓力差，所以升力變大。但達(dá)到臨界攻角后，低壓區(qū)轉(zhuǎn)為亂流，造成失速，正因如此，該襟翼91是裝置在左右兩側(cè)主翼92后端緣921且靠近機(jī)身93的部分，而使飛行器的升力中心大幅向后移，因此，飛行器在起飛的時(shí)候，其所需的攻角a較大，相對的，其造成失速的可能性隨之增加。

故上述現(xiàn)有飛行器的主翼實(shí)有進(jìn)一步改進(jìn)的必要。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明所要解決的主要技術(shù)問題在于，克服現(xiàn)有技術(shù)存在的上述缺陷，而提供一種改進(jìn)的飛行器的主翼結(jié)構(gòu)，可使飛行器在慢速度下具有高升力，且能縮短飛行器起降所需的跑道距離，降低該飛行器在起降期間失速的危險(xiǎn)。

本發(fā)明解決其技術(shù)問題所采用的技術(shù)方案是：

一種改進(jìn)的飛行器的主翼結(jié)構(gòu)，飛行器的機(jī)身兩側(cè)各具有一主翼，該主翼具有一前端緣、一后端緣、一位于該前、后端緣之間的頂面以及一位于該前、后端緣之間的底面，其特征在于：該主翼底面至少具有一可偏折的擾流翼，該擾流翼具有一前端緣與一后端緣，該前端緣是樞設(shè)于該主翼底面且鄰近該主翼前端緣，據(jù)此，控制該擾流翼偏折，使該擾流翼的后端緣適時(shí)遠(yuǎn)離該主翼底面，以改變該主翼剖面的弧度或增加主翼面積。

前述的改進(jìn)的飛行器的主翼結(jié)構(gòu)，其中擾流翼是鄰近所述飛行器的機(jī)身。

前述的改進(jìn)的飛行器的主翼結(jié)構(gòu)，其中主翼底面且鄰近主翼前端緣處具有一容槽，所述擾流翼可偏折地樞設(shè)于容槽內(nèi)部。

前述的改進(jìn)的飛行器的主翼結(jié)構(gòu)，其中擾流翼的前、后端緣之間具有一底面，所述擾流翼未偏折時(shí)，其底面是與所述主翼底面呈同一平面。

本發(fā)明的有益效果是，可使飛行器在慢速度下具有高升力，且能縮短飛行器起降所需的跑道距離，降低該飛行器在起降期間失速的危險(xiǎn)。

附圖說明

下面結(jié)合附圖和實(shí)施例對本發(fā)明進(jìn)一步說明。

圖1是本發(fā)明的主視圖。

圖2是本發(fā)明的側(cè)視圖。

圖3是圖2所示主翼的局部放大示意圖，針對該主翼放大顯示。

圖4是本發(fā)明的動(dòng)作示意圖(一)，是顯示該擾流翼向下偏折動(dòng)作較小的示意圖。

圖5是本發(fā)明的動(dòng)作示意圖(二)，是顯示該擾流翼向下偏折動(dòng)作較大的示意圖。

圖6是本發(fā)明的側(cè)視圖，顯示該主翼前進(jìn)方向與氣流的夾角。

圖7是現(xiàn)有主翼的側(cè)視圖。

圖8是現(xiàn)有主翼的襟翼動(dòng)作的側(cè)視圖。

圖9是現(xiàn)有主翼的側(cè)視圖，顯示該主翼前進(jìn)方向與氣流的夾角。

具體實(shí)施方式

首先請配合參閱圖1至圖3所示，本發(fā)明改進(jìn)的飛行器的主翼結(jié)構(gòu)，該飛行器的機(jī)身10兩側(cè)各具有一主翼20，該主翼20具有一前端緣21、一后端緣22、一位于該前、后端緣21、22之間的頂面23以及一位于前、后端緣21、22之間的底面24；本發(fā)明特征在于：