本發(fā)明屬于航空制造，涉及航空全翼機。如全翼機、飛翼機等。

背景技術(shù)：

1、現(xiàn)有航空全翼機從外表上看只有機翼，其翼型，和固定翼飛機機翼翼型相同。翼型的下表面平整，而上翼面向上弧，在零度仰角下，由流速差升力原理提供升力，上翼面流速快，靜壓強下降，形成單面向上升力。另外，當下翼有仰角時，會出現(xiàn)流速減慢，靜壓強升高，氣流對翼面產(chǎn)生推力，方向向上。如果能夠?qū)⑸稀⑾乱砻娴牧ν瑫r疊加顯現(xiàn)，翼型效率會得到提高。

2、在“202121320870.9一種船動壓差螺旋槳”中國專利中，應用不可壓縮水流體動壓差升力原理來達到上、下翼面都能同時產(chǎn)生升力的翼型，效率得到顯著提高。因此將它推廣應用于可壓縮性空氣流體，使航空全翼機翼型也具有同時雙面升力翼面，亦可提高其效率。

技術(shù)實現(xiàn)思路

1、本發(fā)明的目的在于提供一種能夠提高航空空氣推進效率的雙面升力翼型，航空用動壓差全翼機，以解決上述問題。

2、為了達到上述目的，本發(fā)明的技術(shù)方案是這樣實現(xiàn)的：

3、一種航空動壓差全翼機,翼剖面圖，包括上翼面和下翼面，其特征在于，所述上翼面和下翼面截線均由前緣至后緣為單調(diào)下降的曲線組成的曲面。

4、上翼面的主翼面為下降曲面，曲面為單調(diào)下降函數(shù)構(gòu)成。即前緣至后緣，曲面在垂直方向的截線高度逐次下降，一般無拐點。

5、下翼面的主翼面為下降曲面，曲面為單調(diào)下降函數(shù)構(gòu)成。即前緣至后緣，曲面在垂直方向的截線高度逐次下降，一般無拐點。

6、在近聲速與超聲速時，上翼面前緣與下翼面前緣為直接相交。

7、在近聲速與超聲速時，下翼面截線前緣點的后轉(zhuǎn)角為等于或大于所要求的前緣點的法線夾角。

8、在近聲速與超聲速時，下翼面的截線為從前緣至后緣的后轉(zhuǎn)角滿足后一點的后轉(zhuǎn)角等于或大于前一點的后轉(zhuǎn)角。

9、在近聲速與超聲速時，展向線前緣點后轉(zhuǎn)角為等于或大于所要求的該點法線夾角。

10、在近聲速與超聲速時，展向截線為從前緣至后緣的后轉(zhuǎn)角滿足后一點的后轉(zhuǎn)角等于或大于前一點的后轉(zhuǎn)角。

11、提高翼截線的法線夾角可以提高升阻比。

12、提高展向截線的法線夾角可以減小阻力。

13、與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明實施例的優(yōu)點在于：本發(fā)明結(jié)構(gòu)簡單，下翼面對迎風氣流做功，流速減慢，靜壓強增高，翼面產(chǎn)生向上推力；上翼面氣流倒流，靜壓強減小，翼面產(chǎn)生向上的拉力，從而同時構(gòu)成上、下翼面升力一致向上，二升力之和大于現(xiàn)有的單面翼型升力。再經(jīng)優(yōu)化升阻比，翼型效率得到進一步提升。在氣流近聲速與超聲速時，采用翼截線和展向線后轉(zhuǎn)角，弱化激波為低聲速物面靜壓強，降低飛行阻力。

技術(shù)特征：

1.一種航空動壓差全翼機,其剖面展開圖，包括上翼面和下翼面，其特征在于，所述上翼面和下翼面截線均由前緣至后緣為單調(diào)下降的曲線組成的曲面。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的航空動壓差全翼機，其特征在于，上翼面的主翼面為前緣至后緣為單調(diào)下降函數(shù)曲面構(gòu)成，一般無拐點。

3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的航空動壓差全翼機，其特征在于，下翼面的主翼面為前緣至后緣為單調(diào)下降函數(shù)曲面構(gòu)成，一般無拐點。

4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的航空動壓差全翼機，其特征在于，在近聲速與超聲速時，上翼面前緣與下翼面前緣為直接相交。

5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的航空動壓差全翼機，其特征在于，在近聲速與超聲速時，下翼面截線前緣點的后轉(zhuǎn)角為等于或大于所要求的前緣點的法線夾角。

6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的航空動壓差全翼機，其特征在于，在近聲速與超聲速時，下翼面的截線為從前緣至后緣的后轉(zhuǎn)角滿足后一點的后轉(zhuǎn)角等于或大于前一點的后轉(zhuǎn)角。

7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的航空動壓差全翼機，其特征在于，在近聲速與超聲速時，展向線前緣點的后轉(zhuǎn)角為等于或大于所要求的該點法線夾角。

8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的航空動壓差全翼機，其特征在于，展向截線為從前緣至后緣的后轉(zhuǎn)角滿足后一點的后轉(zhuǎn)角等于或大于前一點的后轉(zhuǎn)角。

9.根據(jù)權(quán)利要求1所述的航空動壓差全翼機，其特征在于，提高翼截線的法線夾角可以提高升阻比。

10.根據(jù)權(quán)利要求1所述的航空動壓差全翼機，其特征在于，提高展向截線的法線夾角可以減小阻力。

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明涉及一種航空動壓差全翼機，其翼型包括上翼面和下翼面組成。其翼面截線均由前緣至后緣單調(diào)下降函數(shù)的曲線組成。本發(fā)明結(jié)構(gòu)簡單，在下翼面對迎風氣流做功下，流速減慢，靜壓強增高，產(chǎn)生向上的推力；上翼面不做功，氣流倒流，靜壓強減小，翼面產(chǎn)生向上的拉力，從而構(gòu)成上、下翼面同時升力一致向上的雙翼面升力翼型，二面升力之和大于現(xiàn)有的單面升力翼型，再經(jīng)優(yōu)化升阻比，翼效率得到進一步提升。采用翼截線和展向線后轉(zhuǎn)角，弱化激波為低聲速物面靜壓強，避免激波的毀壞與降低強阻力作用。

技術(shù)研發(fā)人員：鄢煒,鄢光明
受保護的技術(shù)使用者：鄢光明
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2024/12/30