[发明专利]改进的飞行器的主翼结构

说明书

技术领域

本发明涉及一种改进的飞行器的主翼结构。

背景技术

飞行器主要是一种以动力推动的飞航工具，例如飞机、直升机等。而就具有主翼的飞行器而言，其必须以升力克服重力，以推力克服空气阻力才能飞行。该飞行器产生升力是借助主翼截面拱起的形状，当空气流经主翼时，上方的空气分子因在同一时间内要走的距离较长，所以运动需较下方的空气分子快，造成在主翼上方的气压会较下方低，据此，下方较高的气压就将飞行器进行支撑，而能浮在空气中，换言之，该飞行器主要是靠主翼对空气取得升力。

一般影响升力大小的因素包含有主翼的面积、主翼形状的升力系数、空气相对于主翼的流速、当时的空气密度以及攻角等，而为了使该主翼取得升力的效果更佳，因此在主翼上设有襟翼，借由控制该襟翼的偏折，改变主翼面积，以增加飞行器的升力，进而缩短所需跑道长度并增加飞航安全。而此种型态飞行器的主翼，仍具有下述须立即改善的缺陷：

1、请参阅图7与图8，由于该襟翼91是装置在飞行器左右两侧主翼92后端缘921且靠近机身93的部分，因此，飞行器在起飞的时候，向下偏折的襟翼91将会使该飞行器的升力中心大幅向后移(如图7、图8所示，其升力中心由e变至f)，虽然能够增加其升力，但其升力的增加仍显不足，而须以高速行进来辅助增加升力，而在高速行进才能起飞的飞行器，其所需的跑道长度必定增加。

2、请参阅图9，其是显示飞行器的升力与攻角有关。该攻角a就是主翼92前进方向x与气流y的夹角，因为角度变化，气流会在主翼92顶面922后端产生低压区，造成更大的压力差，所以升力变大。但达到临界攻角后，低压区转为乱流，造成失速，正因如此，该襟翼91是装置在左右两侧主翼92后端缘921且靠近机身93的部分，而使飞行器的升力中心大幅向后移，因此，飞行器在起飞的时候，其所需的攻角a较大，相对的，其造成失速的可能性随之增加。

故上述现有飞行器的主翼实有进一步改进的必要。

发明内容

本发明所要解决的主要技术问题在于，克服现有技术存在的上述缺陷，而提供一种改进的飞行器的主翼结构，可使飞行器在慢速度下具有高升力，且能缩短飞行器起降所需的跑道距离，降低该飞行器在起降期间失速的危险。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：

一种改进的飞行器的主翼结构，飞行器的机身两侧各具有一主翼，该主翼具有一前端缘、一后端缘、一位于该前、后端缘之间的顶面以及一位于该前、后端缘之间的底面，其特征在于：该主翼底面至少具有一可偏折的扰流翼，该扰流翼具有一前端缘与一后端缘，该前端缘是枢设于该主翼底面且邻近该主翼前端缘，据此，控制该扰流翼偏折，使该扰流翼的后端缘适时远离该主翼底面，以改变该主翼剖面的弧度或增加主翼面积。

前述的改进的飞行器的主翼结构，其中扰流翼是邻近所述飞行器的机身。

前述的改进的飞行器的主翼结构，其中主翼底面且邻近主翼前端缘处具有一容槽，所述扰流翼可偏折地枢设于容槽内部。

前述的改进的飞行器的主翼结构，其中扰流翼的前、后端缘之间具有一底面，所述扰流翼未偏折时，其底面是与所述主翼底面呈同一平面。

本发明的有益效果是，可使飞行器在慢速度下具有高升力，且能缩短飞行器起降所需的跑道距离，降低该飞行器在起降期间失速的危险。

附图说明

下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。

图1是本发明的主视图。

图2是本发明的侧视图。

图3是图2所示主翼的局部放大示意图，针对该主翼放大显示。

图4是本发明的动作示意图(一)，是显示该扰流翼向下偏折动作较小的示意图。

图5是本发明的动作示意图(二)，是显示该扰流翼向下偏折动作较大的示意图。

图6是本发明的侧视图，显示该主翼前进方向与气流的夹角。

图7是现有主翼的侧视图。

图8是现有主翼的襟翼动作的侧视图。

图9是现有主翼的侧视图，显示该主翼前进方向与气流的夹角。

具体实施方式

首先请配合参阅图1至图3所示，本发明改进的飞行器的主翼结构，该飞行器的机身10两侧各具有一主翼20，该主翼20具有一前端缘21、一后端缘22、一位于该前、后端缘21、22之间的顶面23以及一位于前、后端缘21、22之间的底面24；本发明特征在于：