本發(fā)明目的用以改進用于構(gòu)建機翼的氣動外形的性能，所述改進是關(guān)于所述氣動外形在低速下(起飛及著陸)的性能以及所述氣動外形在高速下的穩(wěn)定性以及可接受的倒飛能力(特技能力)。

背景技術(shù)：

從航空開始時，已確定將根據(jù)氣動外形的飛行目的(速度、滑翔、特技等)開發(fā)氣動外形。設(shè)計這些外形的目標是具有在低速及高速兩者下的更好飛行能力及倒飛能力的外形。在所屬領(lǐng)域中可以找到例如美國專利6607164B2的處于目前先進技術(shù)水平的文獻，其提供在通常在低速下工作的通用航空飛機中具有特定用途的氣動外形的機翼。這種氣動外形的形狀被設(shè)計成在低速下產(chǎn)生高升力系數(shù)，在較高速度下具有低阻力及較低升力系數(shù)；氣動外形的這些升力特性對于前緣上由氣動外形中的外來雜質(zhì)積聚所引起的表面粗糙度并不敏感，所述外來雜質(zhì)積聚是因為在靠近前邊緣的地方升力系數(shù)過渡到紊流；以這種方式，氣動外形在形式和功能性上具有不同于本發(fā)明的特性，因為與本發(fā)明相反，所述氣動外形受限于低速，而本發(fā)明的目的擴展到低速、高速和倒飛(特技飛行)能力。

附圖說明

圖1為氣動外形jn1431-265的視圖，所述氣動外形由于呈現(xiàn)最低升力系數(shù)和允許最穩(wěn)定失速將用于翼根。

圖2為氣動外形jn1413-362的視圖，所述氣動外形將用于配置機翼末端且因此與翼根jn1431-265的外形構(gòu)成組合以允許前述機翼性能特性。

圖3展示不同攻角(α)且使用氣動外形jn1431-265的不同尺度效應(yīng)(re)下的升力系數(shù)(cl)。

圖4展示不同攻角(α)下的升力系數(shù)(cl)。

圖5展示不同攻角(α)且使用Seilíg博士的氣動外形s8037的不同尺度效應(yīng)(re)下的升力系數(shù)(cl)，所述氣動外形s8037是出于比較目的而包含在內(nèi)。

圖6展示氣動外形jn1431-265的不同極性曲線圖。

圖7展示氣動外形jn1413-362的不同極性曲線圖。

具體實施方式

如圖1和2中所見的氣動外形jn1432-265和jn1413-362被設(shè)計成用于構(gòu)建通用航空的機翼。在初始階段期間，每一外形的上部和下部曲面設(shè)計運行以從外形的每一區(qū)段獲得盡可能高的升力系數(shù)(cl)，而不過度增加拱度以免犧牲倒飛；外形jn1432-265與外形jn1413-362之間的升力系數(shù)(cl)差別也被認為能獲得最可預(yù)測失速。在分析尺度效應(yīng)時，我們發(fā)現(xiàn)當不同曲面在圖形的0與+3之間的角度(考慮到這是機翼通常飛行的迎角范圍)經(jīng)過時，升力系數(shù)在雷諾數(shù)(Reynolds number)較低時較高且在雷諾數(shù)增加時成反比地降低。這意味著隨著雷諾數(shù)增加，所述系數(shù)適應(yīng)每一飛行狀況。因此在低速下所述系數(shù)較高，從而允許可預(yù)測的且更安全的短程起飛和著陸。另一方面，隨著速度增加，所述系數(shù)下降，這實現(xiàn)這種其它飛行狀況中的穩(wěn)定性，從而允許不同飛行狀況中的更大靈活性。也已觀察到相比于配置有其它外形的飛機，配置有這些測試機翼的飛機(UAV)在風力增加的狀況下展現(xiàn)較好性能。而且，本身在升力系數(shù)(cl)的最高值處較低的阻力系數(shù)(cd)也在雷諾數(shù)增加時下降到其初始值的至多三分之一的值。

下表中展示氣動外形jn1431-265的坐標，其因為呈現(xiàn)最低升力系數(shù)且允許最穩(wěn)定失速將用于翼根。

jn1413-362外形將用于配置機翼末端，且因此與翼根jn1431-265的外形構(gòu)成組合以允許前述機翼性能特性。下表中展示氣動外形jn1413-362的坐標。

氣動外形jn1431-265的寬度為其長度的14.31％。且外形jn1413-362的寬度為其長度的14.13％。

氣動外形jn1431-265具有2.65的拱度，且氣動外形1413-362具有3.62的拱度。

氣動外形jn1431-265和1413-362智能地工作，不僅通過攻角并且還通過尺度效應(yīng)(速度)調(diào)整所述氣動外形的氣動變量，如圖3和4中所說明。在組合情況下，所述外形將配置有所述外形的機翼的效率改進高達30％。所述外形還允許配置有所述外形的機翼具有可預(yù)測的失速以及從這種狀況的快速恢復(fù)。另外，所述外形在低速下更有效，從而減少使用副翼或縫翼(“高抬升裝置”)的需要，且在使用這些裝置的情況下，所述外形的效應(yīng)進一步增加。圖5展示不同攻角(α)且使用Seilig博士的氣動外形s8037的不同尺度效應(yīng)(re)下的升力系數(shù)(cl)，所述氣動外形s8037出于比較目的而包含在內(nèi)。

另一方面，隨著速度增加，氣動變量調(diào)整其值的至多三分之一(在相同攻角下)，從而使機翼在這種高速狀況下也極穩(wěn)定。圖6和7分別展示氣動外形jn1431-265和jn1413-362的不同極性曲線圖。