專利名稱：縱向弧面復(fù)合翼型飛機(jī)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本實(shí)用新型涉及一種縱向弧面復(fù)合翼型飛機(jī)，屬航空航天飛行器類。
目前世界上已有的飛機(jī)機(jī)翼、螺旋槳以及軸流式葉片的結(jié)構(gòu)基本一致，即其橫向二維翼型剖面在同一平面內(nèi)或如扭曲葉片在一條直線內(nèi)依次排列。
上述傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)的機(jī)翼、螺旋槳及軸流葉片，其升力、推(拉)力或壓力的產(chǎn)生，主要依靠橫向二維翼型的剖面，是人類仿照鳥翼的一種典型應(yīng)用。這種二維翼型機(jī)翼理論的應(yīng)用從1903年美國萊特兄弟成功地發(fā)明第一架飛機(jī)至今，已廣泛地被應(yīng)用于航空、航海等軸流式葉片機(jī)械中的多個(gè)領(lǐng)域。
目前，按傳統(tǒng)理論設(shè)計(jì)的飛機(jī)，由于二維翼型的局限性，存在著升阻比值小、螺旋將、風(fēng)扇效率低、起飛降落需要具備特定條件的固定場地；同時(shí)由于展弦比大、難以做成低速飛行車，使用中有很大局限性。
本實(shí)用新型發(fā)明的目的，在于提供一種縱向弧面復(fù)合翼型飛機(jī)，使其在不改變其內(nèi)外結(jié)構(gòu)的狀態(tài)下，增加其升力、推(拉)力和壓力，從而達(dá)到既節(jié)能又保持原有性能之經(jīng)濟(jì)目的。
這種縱向弧面復(fù)合翼型飛機(jī)由機(jī)翼(5)、螺旋槳渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)(2)、機(jī)身(1)、方向舵(3)、升降舵(4)、起落裝置(6)組成，其特征在于所述的機(jī)翼(5)、螺旋槳渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)(2)中的螺旋槳(7)、壓氣機(jī)動(dòng)葉片(8)、渦輪靜葉片(9)采用傳統(tǒng)橫向二維翼型向弧背縱向彎曲成弧面，并向后收縮的一種縱向弧面復(fù)合翼型。
在上述方案中所述的縱向弧面復(fù)合翼型飛機(jī)，其所述彎曲成縱向弧面的機(jī)翼(5)的弧形縱向曲面的弦高H與弦長B之比值為0.005-0.25，收縮量為弦長B的0.0-0.15所述螺旋槳(7)彎曲成縱向弧形曲面后的弦高H與弦長B之比值為0.005-0.2，收縮量a為弦長的0.01-0.12；所述壓氣機(jī)動(dòng)葉片(8)彎曲成縱向弧形曲面后的弦高H與弦長B之比值為0.005-0.18，收縮量a為弦長B的0.01-0.1；所述渦輪靜葉片(9)彎曲成縱向弧形曲面后的弦高H與弦長B之比值為0.005-0.18，收縮量a為弦長B的0.0-01。
附


圖1、2是縱向復(fù)合翼型飛機(jī)的結(jié)構(gòu)示意圖；附圖3為本實(shí)用新型機(jī)翼(5)的結(jié)構(gòu)示意圖；附圖4為附圖3A—A向剖視圖；附圖5為機(jī)翼(5)的俯視圖；附圖6為螺旋槳渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)中螺旋槳(7)的結(jié)構(gòu)示意圖；附圖7為附圖6的A—A向剖視圖；附圖8為螺旋槳(7)的俯視圖；附圖9為壓氣機(jī)動(dòng)葉片(8)的結(jié)構(gòu)示意圖；附
圖10為附圖9的A—A向剖視圖；附
圖11為壓氣機(jī)動(dòng)葉片的俯視圖；附
圖12為渦輪靜葉片(9)的結(jié)構(gòu)示意圖；附
圖13為附
圖1 2的A—A向剖視圖；附
圖14為渦輪靜葉片(9)的俯視圖。
以下結(jié)合附圖進(jìn)一步描述本實(shí)用新型，并給出實(shí)施例。
圖中1.機(jī)身，2.螺旋槳渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)，3.方向舵，4.升降舵，5.機(jī)翼，6.起落裝置，7.螺旋槳，8.壓氣機(jī)動(dòng)葉片，9.渦輪靜葉片。
本實(shí)用新型設(shè)計(jì)的主導(dǎo)思想是依據(jù)流體力學(xué)中流體連續(xù)性原理和柏努利方程，本發(fā)明人認(rèn)為軸流式葉片采用傳統(tǒng)橫向二維翼型向弧背縱向彎曲成弧面并向后收縮的一種“縱向弧面復(fù)合翼型”，當(dāng)流體流經(jīng)這種翼型時(shí)，一方面依靠傳統(tǒng)橫向二維翼型的弧背，使流體流速增加，壓強(qiáng)減??；另一方面流體流經(jīng)整個(gè)縱向弧面時(shí)，由于上弧背面整個(gè)流道呈收斂且前寬后窄，流體流速增加，壓強(qiáng)減小，這樣兩負(fù)壓迭加后壓值增大，下部為正壓，形成的壓差大。勿庸置疑，采用縱向弧面復(fù)合翼型比傳統(tǒng)二維翼型產(chǎn)生的升力、推力、拉力、壓力都要大。據(jù)理論推算，這種力可增大近三分之一。
據(jù)于以上分析推算，本發(fā)明才提出這種縱向弧面復(fù)合翼型飛機(jī)，在對(duì)原飛機(jī)的機(jī)身(1)、方向舵(3)、升降舵(4)、起落裝置(6)均不作改動(dòng)的情況下對(duì)機(jī)翼(5)、螺旋槳渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)或其它發(fā)動(dòng)機(jī)(2)中螺旋槳(7)、壓氣機(jī)動(dòng)葉片(8)、渦輪靜葉片(9)的縱向進(jìn)行弧形彎曲，其具體改造方案分為以下幾種一、機(jī)翼(5)的改制方案，將不同厚度的傳統(tǒng)二維翼型機(jī)翼在縱向上向弧背彎曲成弧面，弧面半徑為R，翼展(弦長)為B，弦高為H，向后收縮為a，其中弦高H與弦長B的比值為0.005-0.25；收縮量a為弦長B的0.01-0.15；圖4為機(jī)翼A—A向剖視圖，該斷面與傳統(tǒng)橫向二維翼型時(shí)用機(jī)翼相同。
二、螺旋槳的改制方案，其縱向彎曲以后的弦高H與弦長B的比值為0.005-0.2，收縮a為弦長B的0.0-0.12；附圖7為螺旋槳A—A向的剖視圖，該斷面與傳統(tǒng)橫向二維翼型時(shí)用螺旋槳相同。
三、為螺旋槳渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)中壓氣機(jī)動(dòng)葉片的改制方案，其縱向彎曲以后的弦高H與弦長B的比值為0.005-0.18，收縮量a為弦長B的0.01-0.1；附
圖10為壓氣機(jī)動(dòng)葉片A—A向剖視圖，該斷面與傳統(tǒng)橫向二維翼型時(shí)用壓氣機(jī)動(dòng)葉片相同。
四、為螺旋槳渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)中的渦輪靜葉片的改制方案，其縱向彎曲以后的弦高H與弦長B的比值為0.005-0.18；收縮量a為弦長B的0.01-0.1；附
圖13為渦輪靜葉片A—A向剖視圖，該斷面與傳統(tǒng)橫向二維翼型時(shí)用渦輪靜葉片相同。
權(quán)利要求1.一種縱向弧面復(fù)合翼型飛機(jī)由機(jī)翼(5)、螺旋槳渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)(2)、機(jī)身(1)、方向舵(3)、升降舵(4)、起落裝置(6)組成，其特征在于所述的機(jī)翼(5)、螺旋槳渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)(2)中的螺旋槳(7)、壓氣機(jī)動(dòng)葉片(8)、渦輪靜葉片(9)采用傳統(tǒng)橫向二維翼型向弧背縱向彎曲成弧面，并向后收縮的一種縱向弧面復(fù)合翼型。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的縱向弧面復(fù)合翼型飛機(jī)，其特征在于所述彎曲成縱向弧面的機(jī)翼(5)的弧形縱向曲面的弦高H與弦長B之比值為0.005-0.25，收縮量a為弦長B的0.01-0.15；所述螺旋槳(7)彎曲成縱向弧形曲面后的弦高H與弦長B之比值為0.005-0.2，收縮量a為弦長B的0.01-0.12；所述壓氣機(jī)動(dòng)葉片(8)彎曲成縱向弧形曲面后的弦高H與弦長B之比值為0.005-0.18，收縮量a為弦長B的0.01-0.1；所述渦輪靜葉片(9)彎曲成縱向弧形曲面后的弦高H與弦長B之比值為0.005-0.18，收縮量a為弦長B的0.01-0.1。
專利摘要縱向弧面復(fù)合翼型飛機(jī)，由機(jī)翼、螺旋槳渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)、機(jī)身、方向舵、升降舵、起落裝置等組成；其特征是所述機(jī)翼、螺旋槳、壓氣機(jī)動(dòng)葉片、渦輪靜葉片采用傳統(tǒng)橫向二維翼型向弧背縱向彎曲成弧面，并向后收縮一定量的一種縱向弧面復(fù)合翼型，并要求上述各構(gòu)件的曲面弦高H與弦長B之比值，收縮量值控制在一有效范圍內(nèi)。該飛機(jī)比傳統(tǒng)飛機(jī)具有展弦比小，可做成低速飛行車，具節(jié)能省材之優(yōu)點(diǎn)，有實(shí)用價(jià)值。
文檔編號(hào)B64C3/14GK2224791SQ95236730
公開日1996年4月17日 申請(qǐng)日期1995年5月4日 優(yōu)先權(quán)日1995年5月4日
發(fā)明者田潤軍 申請(qǐng)人:田潤軍