[實用新型]飛機的機翼結構

有效

• 申請號: 201920614705.0
• 申請日: 2019-04-30
• 公開（公告）號: CN210027876U
• 公開（公告）日: 2020-02-07
• 發明（設計）人: 許良
• 申請（專利權）人: 許良;深圳富翔航空科技有限公司
• 主分類號: B64C3/28
• 分類號: B64C3/28
• 代理公司: 11725 北京偉思知識產權代理事務所(普通合伙)
• 代理人: 聶寧樂;康敬一

一種飛機的機翼結構，該機翼結構包括有一第一翼部及一第二翼部，該第一翼部與該第二翼部相連接，該第一翼部具有一第一翼前緣及一第一翼表面，該第二翼部具有一第二翼前緣及一第二翼表面，該第一翼前緣比該第二翼前緣更凸出。通過上述設計，能有效減少機翼上的風洞氣流擾動，并且可以具有一較大攻角臨界值，使飛機不易失速，并可提升機翼的升力系數。

技術領域

本實用新型與飛機機翼有關；特別是指一種飛機的機翼結構。

背景技術

飛機飛行時，飛機上具有四種力量，分別為升力、重力、推力及阻力，其中，當空氣流經機翼時，飛機的機翼截面形成凸弧狀，在機翼上方的空氣因在同一時間內走較長的距離，相反地，機翼下方的空氣跑得較快，使得在機翼上方的氣壓會比機翼下方低，機翼下方較高的氣壓可將飛機支撐著，讓飛機得以在萬丈高空中穩定飛行，這就是物理學的伯努利原理，也就是升力的由來。而推力則是通過引擎將空氣向后推所產生的作用力。

故此，可知推力與升力分別由引擎及機翼與空氣之間關系而得到的。飛機在飛行時，其機軸方向與相對風向之間的夾角稱為攻角(Angle of attack，縮寫為AOA)。隨著飛機爬升使攻角超過一數值，其升力隨之減少，稱其為最大升力系數(Lift coefficent)。也就是說，當攻角達到臨界值(以下稱攻角臨界值)前，升力系數會隨攻角增大而加大；當攻角超過攻角臨界值后，升力系數就下降了。當升力小于飛機重量，飛機將無法維持一飛行高度，相對的該飛行高度也會持續下降，致使飛機呈螺旋下墜而無法操控，即是所謂的失速。

飛機為獲得升力而穩定飛行，必須將攻角控制在攻角臨界值范圍內，一旦攻角超出攻角臨界值范圍，機翼則無法提供飛行所需的升力，飛機發生失速的機率也會往上攀升。

由上述可知，機翼的設計與攻角臨界值具有一定程度的因果關系，也是飛機可以穩定飛行的原因之一。然而，現有機翼的設計，其攻角臨界值的范圍約為10～15度之間，在此范圍內飛機可獲得升力使飛機穩定飛行。故飛機在開發設計時，翼型的設計系如何讓飛機擁有較大攻角臨界值，則是一重要的設計考慮。除此之外，飛機在失去動力的情況下，也就是飛機進入失速的狀態，如何讓飛機機身保持穩定不翻轉也是設計機翼時須考慮的重點之一。

發明內容

有鑒于此，本實用新型之目的在于提供一種飛機的機翼結構，提升機翼空氣動力的穩定性，強化整體性能。

緣以達成上述目的，本實用新型提供的飛機的機翼結構包括有：一第一翼部，具有第一翼前緣；一第二翼部，與該第一翼部相連接，且位于該第一翼部與該飛機的機身之間，該第二翼部具有一第二翼前緣；其中，該第一翼前緣比該第二翼前緣更凸出。

其中，該第一翼前緣低于該第二翼部之翼弦的延伸線。

其中，該第一翼部的翼弦的弦長大于該第二翼部的翼弦的弦長。

其中，該第一翼部的翼弧線的長度大于該第二翼部的翼弧線的長度。

其中，該第一翼部具有一第一翼表面，該第二翼部具有一第二翼表面，以該第二翼部的翼弦為一參考線，沿該參考線垂直向上方向，該第一翼表面與該第二翼表面的間距越來越小。

其中，沿該參考線垂直向下方向，該第一翼表面與該第二翼表面的間距越來越大，之后則逐漸減少。

其中，其中該第一翼部的翼剖面輪廓長度大于該第二翼部的翼剖面輪廓長度。

其中，包含一翼尖小翼，其一側連接于該第一翼部。

本實用新型之效果在于，通過第一翼部的第一翼前緣比第二翼部的第二翼前緣更凸出的設計，有助于減少機翼上氣流擾動，提升機翼空氣動力穩定性，并可使飛機具有較大攻角臨界值，增大機翼的升力系數。

附圖說明

圖1本實用新型一優選實施例之飛機的機翼結構應用于一飛機上的立體圖。