CN108100223A - 一种涡桨飞机 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种涡桨飞机。所述涡桨飞机包括主机翼、和缓失速装置以及襟翼，所述襟翼设置在所述主机翼的一侧，所述和缓失速装置设置在所述主机翼的设置有襟翼的一侧并向所述远离该侧的方向延伸；所述延伸长度为防止妨碍所述襟翼运动；所述和缓失速装置两端方向之间的尺寸小于所述主机翼两端方向之间的尺寸。本申请的涡桨飞机通过增加和缓失速装置从而使得机翼的气动性能无明显下降，而失速形态得到改善。并且，该种方法对原机翼的改动很小，对原总体方案和结构设计改动甚小。该装置不改变主翼和增升装置的外形；该装置几乎不改变飞机的高速气动性能，对低速气动性能的影响较小，可以一定程度上改善失速形态。

Description

一种涡桨飞机

技术领域

本发明涉及飞机技术领域，特别是涉及一种涡桨飞机。

背景技术

对于涡桨飞机打开增升装置后出现低速失速急促，升力系数骤然下降的情况，通常采用减小襟翼弦长、减小襟翼弯度、更改机翼气动扭转与几何扭转等措施才达到减缓失速形态的目的。

高升力机翼的失速形态往往较差，在增升装置打开的情况下尤其突出。针对此类增升装置，更改气动扭转会使得升力系数下降，无法达到预期的升力系数，降低飞机的性能，不能达到飞机总体方案的要求。而且，更改机翼气动扭转与几何扭转对飞机外形的更改较大，会对飞机高速性能有所影响。

减小襟翼弦长和减小襟翼弯度都是减缓增升装置打开构型的失速形态的常规做法。这种方法会降低飞机的最大升力系数，而且对结构设计的改动较大。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

发明内容

本发明的目的在于提供一种涡桨飞机来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

为实现上述目的，本发明提供一种涡桨飞机，所述涡桨飞机包括主机翼、和缓失速装置以及襟翼，所述襟翼设置在所述主机翼的一侧，所述和缓失速装置设置在所述主机翼的设置有襟翼的一侧并向所述远离该侧的方向延伸；所述延伸长度为防止妨碍所述襟翼运动；所述和缓失速装置两端方向之间的尺寸小于所述主机翼两端方向之间的尺寸。

优选地，所述和缓失速装置的延伸长度小于1米。

优选地，所述和缓失速装置的延伸长度为0.6米。

优选地，所述和缓失速装置两端方向之间的尺寸小于所述主机翼弦长的10％。

优选地，所述和缓失速装置两端方向之间的尺寸为所述主机翼弦长的5％。

优选地，所述和缓失速装置为挡板。

优选地，所述机翼设置有和缓失速装置的位置设置有容纳部，所述容纳部适于容纳所述和缓失速装置。

优选地，所述涡桨飞机进一步包括驱动装置以及伸缩机构，所述驱动装置设置在所述容纳部内，所述驱动装置与所述伸缩机构的一端连接，所述伸缩机构的另一端与所述和缓失速装置连接，所述驱动装置能够驱动所述伸缩机构运动，从而使所述和缓失速装置伸出或者伸进所述容纳部。

优选地，所述主机翼包括相互以机身对称的左机翼以及右机翼，所述襟翼包括两个，所述左机翼上设置有所述襟翼，所述右机翼上设置有所述襟翼；

所述和缓失速装置包括两个，一个设置在所述左机翼上，另一个设置在右机翼上。

本申请的涡桨飞机通过增加和缓失速装置从而使得机翼的气动性能无明显下降，而失速形态得到改善。并且，该种方法对原机翼的改动很小，对原总体方案和结构设计改动甚小。该装置不改变主翼和增升装置的外形，作为一种补偿措施使用，可以在成熟的飞机设计方案甚至已生产后的飞机上使用；该装置几乎不改变飞机的高速气动性能，对低速气动性能的影响较小，可以一定程度上改善失速形态。

附图说明

图1是本申请第一实施例的涡桨飞机的结构示意图。

图2是图1所述的涡桨飞机的襟翼部分的结构示意图。

图3是图1所示的涡桨飞机的效果对照图。

附图标记：

1	主机翼	3	襟翼
				2	和缓失速装置

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

图1是本申请第一实施例的涡桨飞机的结构示意图。图2是图1所述的涡桨飞机的襟翼部分的结构示意图。图3是图1所示的涡桨飞机的效果对照图。

如图1及图2所示的涡桨飞机包括主机翼1、和缓失速装置2以及襟翼3，襟翼3设置在主机翼1的一侧，和缓失速装置设置在主机翼1的设置有襟翼3的一侧并向远离该侧的方向延伸；延伸长度为防止妨碍所述襟翼3运动；和缓失速装置两端方向之间的尺寸小于主机翼两端方向之间的尺寸。

本申请的涡桨飞机通过增加和缓失速装置从而使得机翼的气动性能无明显下降，而失速形态得到改善。并且，该种方法对原机翼的改动很小，对原总体方案和结构设计改动甚小。该装置不改变主翼和增升装置的外形，作为一种补偿措施使用，可以在成熟的飞机设计方案甚至已生产后的飞机上使用；该装置几乎不改变飞机的高速气动性能，对低速气动性能的影响较小，可以一定程度上改善失速形态。

有利的是，和缓失速装置的延伸长度小于1米。小于1米通常可以保证延伸长度(图2中左右方向为延伸方向)为防止妨碍所述襟翼3运动。

最优的是，参见图1，在本实施例中，和缓失速装置的延伸长度为0.6米。延伸长度为0.6米不仅最能够实现本申请之目的，还能够适应大多数飞机的襟翼。

有利的是，和缓失速装置两端方向之间的尺寸小于所述主机翼弦长的10％。

在本实施例中，和缓失速装置两端方向之间的尺寸为所述主机翼弦长的5％。

参见图2，在本实施例中，和缓失速装置为挡板。

在一个备选实施例中，机翼设置有和缓失速装置的位置附近设置有容纳部，容纳部适于容纳所述和缓失速装置。在不需要使用时，可以将和缓失速装置收回容纳部。

在该备选实施例中，涡桨飞机进一步包括驱动装置以及伸缩机构，驱动装置设置在容纳部内，驱动装置与伸缩机构的一端连接，伸缩机构的另一端与和缓失速装置连接，驱动装置能够驱动伸缩机构运动，从而使和缓失速装置伸出或者伸进所述容纳部。采用这种结构，可以根据需要让使用者自行控制是否使用和缓失速装置。

在本实施例中，主机翼包括相互以机身对称的左机翼以及右机翼，襟翼包括两个，左机翼上设置有所述襟翼，所述右机翼上设置有所述襟翼；

和缓失速装置包括两个，一个设置在所述左机翼上，另一个设置在右机翼上。

参见图3，图3位使用本申请的涡桨飞机与不使用本申请的涡桨飞机的飞机升力系数曲线对比。其中，不使用本申请的涡桨飞机的升力曲线即图中的org，增加本申请后，曲线为opt。从图中可以明显看出，增加和缓失速装置使原本十分陡峭的升力系数下降形态得到了一定程度的缓解。而升力系数的线性段并不受影响，仍保持原来的良好形态。可见，本发明对和缓飞机失速形态有一定的补偿作用。

最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (9)

1.一种涡桨飞机，其特征在于，所述涡桨飞机包括主机翼(1)、和缓失速装置(2)以及襟翼(3)，所述襟翼(3)设置在所述主机翼(1)的一侧，所述和缓失速装置设置在所述主机翼(1)的设置有襟翼(3)的一侧并向所述远离该侧的方向延伸；所述延伸长度为防止妨碍所述襟翼(3)运动；所述和缓失速装置两端方向之间的尺寸小于所述主机翼两端方向之间的尺寸。

2.如权利要求1所述的涡桨飞机，其特征在于，所述和缓失速装置的延伸长度小于1米。

3.如权利要求2所述的涡桨飞机，其特征在于，所述和缓失速装置的延伸长度为0.6米。

4.如权利要求1至3中任意一项所述的涡桨飞机，其特征在于，所述和缓失速装置两端方向之间的尺寸小于所述主机翼弦长的10％。

5.按照权利要求4所述的涡桨飞机，其特征在于，所述和缓失速装置两端方向之间的尺寸为所述主机翼弦长的5％。

6.按照权利要求1所述的涡桨飞机，其特征在于，所述和缓失速装置为挡板。

7.按照权利要求1所述的涡桨飞机，其特征在于，所述机翼设置有和缓失速装置设置有容纳部，所述容纳部适于容纳所述和缓失速装置。

8.如权利要求7所述的涡桨飞机，其特征在于，所述涡桨飞机进一步包括驱动装置以及伸缩机构，所述驱动装置设置在所述容纳部内，所述驱动装置与所述伸缩机构的一端连接，所述伸缩机构的另一端与所述和缓失速装置连接，所述驱动装置能够驱动所述伸缩机构运动，从而使所述和缓失速装置伸出或者伸进所述容纳部。

9.如权利要求1所述的涡桨飞机，其特征在于，所述主机翼包括相互以机身对称的左机翼以及右机翼，所述襟翼包括两个，所述左机翼上设置有所述襟翼，所述右机翼上设置有所述襟翼；

所述和缓失速装置包括两个，一个设置在所述左机翼上，另一个设置在右机翼上。