CN203512021U

CN203512021U - 一种机翼

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Publication number: CN203512021U
Application number: CN201320675025.2U
Authority: CN
Inventors: 夏春光
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 2013-04-07
Filing date: 2013-10-29
Publication date: 2014-04-02
Anticipated expiration: 2023-10-29
Also published as: CN103523205B; CN103523205A

Abstract

本实用新型公开了一种机翼，属于飞行器技术领域，包括机翼体和与机翼体的尾部活动连接的调节尾翼，机翼体的上表面设置有从机翼体的前缘向上凸起的弧形面，机翼体的下表面设置有从机翼体的前部向后部倾斜的平面或曲面。在本实用新型中，通过机翼体的上表面设置的弧形面和下表面设有的从前向后倾斜的平面或曲面，使气流流经此处时产生升力，而活动连接于机翼体尾部的调节尾翼向下偏转时，机翼体的后部形成凹面，气流流经此处时也产生升力，提高了机翼的升力。而机翼体前部下表面的平面或曲面与调节尾翼所产生的水平方向上的力矩可相互平衡，从而使机翼具有良好的稳定性。而且机翼的整体均产生升力，可大幅度缩小展弦比，可控性强。

Description

一种机翼

技术领域

本实用新型涉及飞行器技术领域，具体而言，涉及一种机翼。

背景技术

机翼是飞机的重要部件之一，安装在机身上，是提供升力的主要部件，维持飞机在空中的稳定飞行以及提供必要的操纵力。展弦比为机翼的翼展和平均几何弦长之比，展弦比的大小对飞机飞行性能和机翼产生的升力有明显的影响，在相同条件下展弦比大的机翼产生的升力也大，机动性能也较好，但波阻就会增加，以致会影响飞机的超音速飞行性能。而机翼的形状、结构直接影响着其所能达到的能实现稳定飞行的展弦比，目前常见的平凸翼型、凹凸翼型、“S”翼型等机翼，展弦比均大于3，难以满足展弦比较小时机翼仍有较好的升力和稳定性的需求。

实用新型内容

本实用新型的目的在于提供一种机翼，以解决现有机翼难以满足在展弦比较小时仍有较好的升力和稳定性的需求的问题。

本实用新型提供了一种机翼，包括机翼体和与所述机翼体的尾部活动连接的调节尾翼，所述机翼体的上表面设置有从所述机翼体的前缘向上凸起的弧形面，所述机翼体的下表面设置有从所述机翼体的前部向后部倾斜的平面或曲面。

进一步地，所述机翼体的翼弦的1/2～2/3处的垂线为直线A，所述平面或曲面的起始边为所述机翼体的前缘，所述平面或曲面的终止边位于所述直线A与所述平面或曲面的相交处。这样更好的利于平面或曲面产生的力矩与调节尾翼所产生的力矩在水平方向上相平衡，保证了机翼的稳定性。

进一步地，所述平面与所述机翼体的翼弦的夹角为2°～5°。该范围既能满足产生较适宜的平衡力矩，又不会影响机翼整体的稳定性。

进一步地，所述机翼体的展弦比为0.5～1.2。在该取值范围内的展弦比，结合调节尾翼和机翼体前部下表面的平面或曲面所产生的升力，机翼都能达到较好的升力和稳定性。

进一步地，所述调节尾翼为两个或四个，且对称分布在所述机翼体的两侧。对称分布的两个调节尾翼能更好的与机翼体前部下表面的平面或曲面相对应，达到力的相对均布和平衡。

进一步地，还包括垂直尾翼，所述垂直尾翼位于所述机翼体的尾部的上表面居中位置。控制机翼横向和纵向姿态的稳定性，起到操纵作用，并且保持航向的平衡和稳定。

进一步地，所述垂直尾翼还活动连接有方向舵。用来修正航向和小角度转向。

进一步地，所述机翼体的最大厚度为所述机翼体的弦长的3%～18%，且所述最大厚度处与所述机翼体的前缘的距离为所述弦长的20%～75%。更有利于保持机翼的平衡和稳定。

进一步地，还包括前缘襟翼，所述前缘襟翼活动连接于所述机翼体的前缘。用以增加机翼面积和弯度，提高机翼的升力系数，起到进一步增加升力的作用。

进一步地，所述活动连接为铰链连接。以实现连接件的相对转动，且具有一定的连接强度。

本实用新型的有益效果是，通过机翼体的上表面设置的弧形面和下表面设有的从前向后倾斜的平面或曲面，使气流流经此处时产生升力，而活动连接于机翼体尾部的调节尾翼向下偏转时，机翼体的后部形成凹面，使气流流经此处时也产生升力，这样所产生的升力相叠加，即提高了机翼的升力，并且调节尾翼的角度调节可满足不同飞行姿态的要求。而机翼体前部下表面的平面或曲面与调节尾翼所产生的水平方向上的力矩可相互平衡，从而使机翼具有良好的稳定性。而且机翼的整体均产生升力，可大幅度缩小展弦比，也减小了机翼的横向、纵向偏转力臂和力矩，配平均衡，提高了临界迎角，可控性强。本实用新型的机翼优选适用于展弦比较低的飞机的机翼。

附图说明

图1是本实用新型第一实施例提供的机翼的示意图；

图2是图1所示机翼的俯视图；

图3是本实用新型第二实施例提供的机翼的示意图；

图4是图3所示机翼的俯视图；

图5是本实用新型第三实施例提供的机翼的示意图；

图6是图5所示机翼的俯视图；

图7是本实用新型第四实施例提供的机翼的示意图；

图8是本实用新型第五实施例提供的机翼的示意图。

具体实施方式

下面通过具体的实施例子并结合附图对本实用新型做进一步的详细描述。

图1、图2示出了本实用新型第一实施例提供的机翼，包括机翼体1和与机翼体1的尾部铰链连接的调节尾翼2，机翼体1的上表面设置有从机翼体1的前缘5向上凸起的弧形面3，机翼体1的下表面设置有从机翼体1的前部向后部倾斜的曲面41。曲面41的起始边为机翼体1的前缘5，直线A9为翼弦6的1/2处的垂线，曲面41的终止边位于直线A9与曲面41的相交处，曲面41的起始边与终止边之间的连线11与机翼体1的翼弦6的夹角为3°，机翼体1的下表面的后部为平面，即曲面41的终止边至机翼体1的后缘之间为平面。调节尾翼2为两个，且对称分布在机翼体1的两侧。机翼体1从俯视方向上看，呈矩形，该机翼为平直翼，展弦比为0.5。机翼体1的最大厚度为机翼体1的弦长的3%，即翼弦6的长度的3%；且最大厚度处与前缘5的距离为弦长的20%，即翼弦6的长度的20%。

在本实施例中，通过机翼体1的上表面设置的弧形面3和下表面设有的曲面41，使气流流经此处时产生升力，为第一升力；而铰链连接于机翼体1尾部的调节尾翼2向下偏转时，机翼体1的后部形成凹面，使气流流经此处时也产生升力，为第二升力，这样总的升力为第一升力与第二升力相叠加，使机翼的升力有较大的提高。并且调节尾翼2的角度调节可满足不同飞行姿态的要求，即调节尾翼2直接控制着机翼的后部升力的大小，其角度调节直接控制着机翼的俯仰状态，同时，也控制着机翼的横向姿态及左右转弯的大小，当第一升力等于第二升力时，机翼处于平飞姿态；当第一升力大于第二升力时，机翼处于上仰或起飞姿态，当第一升力小于第二升力时，机翼处于俯冲下降姿态。

而曲面41与调节尾翼2所产生的水平方向上的力矩，方向相反，可相互平衡，从而使机翼具有良好的稳定性。而且机翼的整体均产生升力，可大幅度缩小展弦比，也减小了机翼的横向、纵向偏转力臂和力矩，配平均衡，提高了临界迎角，可控性强。并且在地面或船只上停放所占空间很小，对机库设施等宽度要求大大降低，也符合在道路上行驶、起降的宽度要求。

图3、图4示出了本实用新型第二实施例提供的机翼，与第一实施例的主要区别在于，机翼体1的下表面设置的从机翼体1的前部向后部倾斜的面为平面42，平面42与翼弦6的夹角为2°，本实施例还增加了垂直尾翼7和方向舵8，垂直尾翼7位于机翼体1的尾部的上表面居中位置，具体位于机翼体1对称面上，用于控制机翼横向和纵向姿态的稳定性，起到保持航向的平衡、稳定和操纵作用。方向舵8铰链连接于垂直尾翼7，用来修正航向和小角度转向。

机翼体1的展弦比为0.75，直线A9为翼弦6的黄金分割点处的垂线，平面42的终止边位于直线A9与平面42的相交处，这样的设置可以更好的利于平面42产生的力矩与调节尾翼2所产生的力矩在水平方向上相平衡。机翼体1的下表面的后部为平面，即平面42的终止边至机翼体1的后缘之间为平面。机翼体1的最大厚度为机翼体1的弦长的7%，即翼弦6的长度的7%；且最大厚度处与前缘5的距离为弦长的30%，即翼弦6的长度的30%，更有利于保持机翼的平衡和稳定，达到了较好的升力和稳定性。

图5、图6示出了本实用新型第三实施例提供的机翼，与第二实施例的主要区别在于，本实施例增加了两个前缘襟翼10，前缘襟翼10铰链连接于机翼体1的前缘5，并对称分布在机翼体1的对称面的两侧，用以增加机翼面积和弯度，提高机翼的升力系数，起到进一步增加升力的作用。直线A9为翼弦6的2/3处的垂线，平面42的终止边位于直线A9与平面42的相交处，平面42与翼弦6的夹角为5°。垂直尾翼7为两个，位于机翼体1的尾部的上表面居中位置，且对称设置，可以降低垂直尾翼7的高度，减小垂直尾翼7在侧滑时产生的滚转力矩，同时也可提高大迎角时的航向稳定性。机翼体1的展弦比为1，机翼体1的最大厚度为机翼体1的弦长的10%，即翼弦6的长度的10%；且最大厚度处与前缘5的距离为弦长的50%，即翼弦6的长度的50%。

图7示出了本实用新型第四实施例提供的机翼，与第二实施例的主要区别在于，机翼体1从俯视方向上看，呈对称的两个平行四边形，该机翼为前掠翼，展弦比为1.2，机翼体1的最大厚度为机翼体1的弦长的15%，即翼弦6的长度的15%；且最大厚度处与前缘5的距离为弦长的60%，即翼弦6的长度的60%。

图8示出了本实用新型第五实施例提供的机翼，与第四实施例的主要区别在于，该机翼为后掠翼，机翼体1的最大厚度为机翼体1的弦长的18%，即翼弦6的长度的18%；最大厚度处与前缘5的距离为弦长的75%，即翼弦6的长度的75%。

在本实用新型中，机翼体的前部下表面设置的倾斜的平面或曲面的起始边不限于是机翼体的前缘，还可以是以机翼体下表面的其他位置为起始边，当然，该平面或曲面的终止边也可以是在机翼体下表面，且位于起始边后部的任意位置，具体可根据不同的展弦比来确定位置以利于使机翼达到较好的稳定性；机翼体的下表面的后部，即前部倾斜的平面或曲面的终止边至机翼体的后缘之间，不限于是平面，还可以是曲面；活动连接也不限于铰链连接，还可以是卡扣、销轴、连杆摇臂等活动连接方式；调节尾翼2也不限于是两个，还可以是四个或更多个；机翼的形状不限于实施例中列举的形状，还可以是梯形等。

以上所述仅为本实用新型的优选实施例而已，并不用于限制本实用新型，对于本领域的技术人员来说，本实用新型可以有各种更改和变化。凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。

Claims

1.一种机翼，其特征在于，包括机翼体和与所述机翼体的尾部活动连接的调节尾翼，所述机翼体的上表面设置有从所述机翼体的前缘向上凸起的弧形面，所述机翼体的下表面设置有从所述机翼体的前部向后部倾斜的平面或曲面。

2.根据权利要求1所述的机翼，其特征在于，所述机翼体的翼弦的1/2～2/3处的垂线为直线A，所述平面或曲面的起始边为所述机翼体的前缘，所述平面或曲面的终止边位于所述直线A与所述平面或曲面的相交处。

3.根据权利要求1所述的机翼，其特征在于，所述平面与所述机翼体的翼弦的夹角为2°～5°。

4.根据权利要求1所述的机翼，其特征在于，所述机翼体的展弦比为0.5～1.2。

5.根据权利要求1所述的机翼，其特征在于，所述调节尾翼为两个或四个，且对称分布在所述机翼体的两侧。

6.根据权利要求1所述的机翼，其特征在于，还包括垂直尾翼，所述垂直尾翼位于所述机翼体的尾部的上表面居中位置。

7.根据权利要求6所述的机翼，其特征在于，所述垂直尾翼还活动连接有方向舵。

8.根据权利要求1所述的机翼，其特征在于，所述机翼体的最大厚度为所述机翼体的弦长的3%～18%，且所述最大厚度处与所述机翼体的前缘的距离为所述弦长的20%～75%。

9.根据权利要求1所述的机翼，其特征在于，还包括前缘襟翼，所述前缘襟翼活动连接于所述机翼体的前缘。

10.根据权利要求1或7或9中所述的机翼，其特征在于，所述活动连接为铰链连接。