[实用新型]飞机的机翼结构

说明书

一种飞机的机翼结构，该机翼结构包括有一第一翼部及一第二翼部，该第一翼部与该第二翼部相连接，该第一翼部具有一第一翼前缘及一第一翼表面，该第二翼部具有一第二翼前缘及一第二翼表面，该第一翼前缘比该第二翼前缘更凸出。通过上述设计，能有效减少机翼上的风洞气流扰动，并且可以具有一较大攻角临界值，使飞机不易失速，并可提升机翼的升力系数。

技术领域

本实用新型与飞机机翼有关；特别是指一种飞机的机翼结构。

背景技术

飞机飞行时，飞机上具有四种力量，分别为升力、重力、推力及阻力，其中，当空气流经机翼时，飞机的机翼截面形成凸弧状，在机翼上方的空气因在同一时间内走较长的距离，相反地，机翼下方的空气跑得较快，使得在机翼上方的气压会比机翼下方低，机翼下方较高的气压可将飞机支撑着，让飞机得以在万丈高空中稳定飞行，这就是物理学的伯努利原理，也就是升力的由来。而推力则是通过引擎将空气向后推所产生的作用力。

故此，可知推力与升力分别由引擎及机翼与空气之间关系而得到的。飞机在飞行时，其机轴方向与相对风向之间的夹角称为攻角(Angle of attack，缩写为AOA)。随着飞机爬升使攻角超过一数值，其升力随之减少，称其为最大升力系数(Lift coefficent)。也就是说，当攻角达到临界值(以下称攻角临界值)前，升力系数会随攻角增大而加大；当攻角超过攻角临界值后，升力系数就下降了。当升力小于飞机重量，飞机将无法维持一飞行高度，相对的该飞行高度也会持续下降，致使飞机呈螺旋下坠而无法操控，即是所谓的失速。

飞机为获得升力而稳定飞行，必须将攻角控制在攻角临界值范围内，一旦攻角超出攻角临界值范围，机翼则无法提供飞行所需的升力，飞机发生失速的机率也会往上攀升。

由上述可知，机翼的设计与攻角临界值具有一定程度的因果关系，也是飞机可以稳定飞行的原因之一。然而，现有机翼的设计，其攻角临界值的范围约为10～15度之间，在此范围内飞机可获得升力使飞机稳定飞行。故飞机在开发设计时，翼型的设计系如何让飞机拥有较大攻角临界值，则是一重要的设计考虑。除此之外，飞机在失去动力的情况下，也就是飞机进入失速的状态，如何让飞机机身保持稳定不翻转也是设计机翼时须考虑的重点之一。

发明内容

有鉴于此，本实用新型之目的在于提供一种飞机的机翼结构，提升机翼空气动力的稳定性，强化整体性能。

缘以达成上述目的，本实用新型提供的飞机的机翼结构包括有：一第一翼部，具有第一翼前缘；一第二翼部，与该第一翼部相连接，且位于该第一翼部与该飞机的机身之间，该第二翼部具有一第二翼前缘；其中，该第一翼前缘比该第二翼前缘更凸出。

其中，该第一翼前缘低于该第二翼部之翼弦的延伸线。

其中，该第一翼部的翼弦的弦长大于该第二翼部的翼弦的弦长。

其中，该第一翼部的翼弧线的长度大于该第二翼部的翼弧线的长度。

其中，该第一翼部具有一第一翼表面，该第二翼部具有一第二翼表面，以该第二翼部的翼弦为一参考线，沿该参考线垂直向上方向，该第一翼表面与该第二翼表面的间距越来越小。

其中，沿该参考线垂直向下方向，该第一翼表面与该第二翼表面的间距越来越大，之后则逐渐减少。

其中，其中该第一翼部的翼剖面轮廓长度大于该第二翼部的翼剖面轮廓长度。

其中，包含一翼尖小翼，其一侧连接于该第一翼部。

本实用新型之效果在于，通过第一翼部的第一翼前缘比第二翼部的第二翼前缘更凸出的设计，有助于减少机翼上气流扰动，提升机翼空气动力稳定性，并可使飞机具有较大攻角临界值，增大机翼的升力系数。

附图说明

图1本实用新型一优选实施例之飞机的机翼结构应用于一飞机上的立体图。