劉康寧

摘 要：基于CPRSABS和DWPI數(shù)據(jù)庫，通過檢索、統(tǒng)計和分析國內(nèi)外的專利申請文獻，梳理了機翼結(jié)構(gòu)領(lǐng)域的技術(shù)發(fā)展?fàn)顩r，并對專利申請的技術(shù)特征、技術(shù)領(lǐng)域以及分布趨勢等方面的信息進行了分析。

關(guān)鍵詞：飛機；機翼；操縱面；穩(wěn)定面

中圖分類號： V224 文獻標(biāo)識碼： A 文章編號： 1673-1069（2016）29-112-2

0 引言

近年來，隨著航空工業(yè)的飛速發(fā)展，飛機產(chǎn)業(yè)逐漸成為關(guān)系到綜合國力和競爭力的戰(zhàn)略產(chǎn)業(yè)，對于中國這樣一個發(fā)展中的大國來說，尤其如此。機翼是各種固定翼航空器最重要的氣動部件，本文綜述了機翼空氣動力學(xué)設(shè)計方面的發(fā)展概況，包括翼型、機翼增升裝置、機翼幾何形狀、飛機尾翼的發(fā)展和演變，最后對機翼相關(guān)結(jié)構(gòu)的技術(shù)發(fā)展前景進行了展望。

1 飛機的翼結(jié)構(gòu)基本概念

飛機的翼結(jié)構(gòu)主要包括機翼、穩(wěn)定面和操縱面。飛機的穩(wěn)定面主要包括水平尾翼、垂直尾翼、鴨翼和翼梢小翼；飛機的操縱面主要包括襟翼和副翼。

2 技術(shù)發(fā)展?fàn)顩r

2.1 數(shù)據(jù)源與關(guān)鍵詞

本文選擇CPRSABS中文檢索數(shù)據(jù)庫以及DWPI數(shù)據(jù)庫，選用的通用檢索詞為：飛機、機翼、尾翼和襟翼，對應(yīng)的英文為：airplane、wing、tailplane、flap，并進行了相應(yīng)擴展。IPC分類號為：B64C3、B64C5、B64C9。通過以上檢索要素所獲得的專利申請經(jīng)過篩選后建立專利申請數(shù)據(jù)庫，作為本文所研究的對象。最后，對檢索到的專利文獻進行數(shù)據(jù)提取和整理，重點針對專利申請人、公開日、關(guān)鍵詞、分類號等字段信息，進一步對提取字段的信息進行統(tǒng)計和分析。

2.2 對數(shù)據(jù)進行統(tǒng)計和分析

①專利申請總體申請量（表1）

②專利申請國別分布情況

全球?qū)＠暾埩孔疃嗟?個國家分別是美國31%、中國15%和德國13%。俄羅斯專利申請占全球?qū)＠暾埩康?%，在中國專利申請量卻很少。在華申請專利的國外主要航空企業(yè)主要集中在美國、德國、英國和法國，這不僅反映出美國和歐洲國家在機翼結(jié)構(gòu)領(lǐng)域具有明顯的領(lǐng)先地位和競爭優(yōu)勢，而且反映了其占領(lǐng)中國市場的決心很大。

飛機的翼結(jié)構(gòu)設(shè)計是飛機制造的關(guān)鍵技術(shù)之一，設(shè)計合理的翼結(jié)構(gòu)可以提高飛機的安全性、經(jīng)濟性、環(huán)保性和舒適性。因此飛機的翼結(jié)構(gòu)需要做大量細(xì)致工作。常規(guī)的翼結(jié)構(gòu)包括能夠產(chǎn)生升力的機翼，平衡和操縱姿態(tài)的尾翼，在飛機起飛和降落階段，為飛機提供階段性增升作用的襟翼和采用鴨翼式布局時的飛機水平前翼。

國外主要航空企業(yè)關(guān)于翼結(jié)構(gòu)的在華專利申請基本上是連續(xù)性增長。關(guān)于機翼結(jié)構(gòu)的專利申請最早于中國剛剛建立專利制度的1985年就已經(jīng)出現(xiàn)，之后的20年間處于低速增長時期，自從2005年開始進入高速增長時期。

2.3 專利技術(shù)發(fā)展演進

①在飛機誕生初期，翼型是模仿鳥的翅膀彎曲形狀設(shè)計的。隨著人們對不同翼型機翼升阻比的研究陸續(xù)，出現(xiàn)了克拉克一Y翼型、層流翼型、超臨界翼型和自適應(yīng)翼型。對于大型民航飛機來說，能以跨音速區(qū)巡航飛行對改善經(jīng)濟性十分有利，超臨界翼型隨之誕生。

②垂直尾翼簡稱垂尾或立尾，由固定的垂直安定面和可動的方向舵組成，它在飛機上主要起方向安定和方向操縱的作用。尾翼水平尾翼簡稱平尾，是飛機縱向平衡、穩(wěn)定和操縱的翼面。平尾左右對稱地布置在飛機尾部，基本為水平位置。翼面前半部通常是固定的，稱為水平安定面。后半部鉸接在安定面的后面，可操縱上下偏轉(zhuǎn)，稱為升降舵。

③飛機飛行所需要的升力，源于機翼上、下表面的壓力差。在飛機飛行過程中，翼梢附近機翼下表面的高壓區(qū)氣流會繞過翼梢流向上翼面，形成翼尖渦，并從機翼向后延伸很長一段距離。翼尖渦不僅使翼尖附近壓力差降低，升力降低，而且會威脅后面飛機的飛行穩(wěn)定性。翼梢小翼可以阻礙翼尖處機翼下表面的空氣繞流，降低因翼尖渦造成的誘導(dǎo)阻力，減少繞流對升力的破壞，提高升阻比，達(dá)到增加升力的目的。

④機翼增升裝置

由于速度的差別，固定面積的固定翼不能同時滿足飛機起飛和巡航飛行中對升阻比的要求。為了協(xié)調(diào)飛機高、低速性能的矛盾，出現(xiàn)了各種機翼增升裝置，也就是通常所說的襟翼。由于飛機速度的提高，要求飛機在低速時亦能產(chǎn)生足夠的升力，于是出現(xiàn)了簡單襟翼，簡單襟翼在達(dá)到一定的偏轉(zhuǎn)角時，可以產(chǎn)生一定的升力增加效果，一般的簡單襟翼可提高升力系數(shù)30%左右。簡單襟翼出現(xiàn)后不久，很快又出現(xiàn)了開裂式襟翼。開裂式襟翼在放開時，一方面可使翼型變彎.一方面開裂式襟翼和機翼后緣之間會形成低壓區(qū)，兩方面的效果都是增加了升力。開裂式襟翼能在一定程度上延遲氣流分離。通常，開裂式襟翼可使升力系數(shù)提高75%-85%。在襟翼發(fā)展史上，有著重大革新意義的是開縫襟翼，前緣開縫襟翼是當(dāng)襟翼伸出時，機翼下面壓強較大的氣流通過這條縫隙得到加速而流向上翼面，增加了上表面邊界層內(nèi)氣流的速度和動能，達(dá)到降低邊界層厚度、延遲氣流分離、消除氣流旋渦的目的。受前緣縫翼的啟發(fā)又出現(xiàn)了后緣縫翼，當(dāng)它放下時，一方面可以增大翼型的彎度，另一方面可以推遲氣流分離，增大機翼失速角的動能。它的增升效果比較明顯，通常達(dá)85%-95%。隨著對襟翼的不斷改進，陸續(xù)出現(xiàn)了富勒襟翼、克魯格襟翼。（圖2）

3 結(jié)語

本文對飛機的翼結(jié)構(gòu)專利技術(shù)進行了統(tǒng)計分析和整理，重點關(guān)注了本領(lǐng)域的技術(shù)發(fā)展走向以及主要申請人的研發(fā)側(cè)重等信息，通過對以上信息的分析整理，可以幫助我國的中小企業(yè)了解機翼技術(shù)在全球的技術(shù)發(fā)展方向，為企業(yè)的發(fā)展提供技術(shù)導(dǎo)向。

參 考 文 獻

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[3] 張帥，夏明，鐘伯文.民用飛機氣動布局發(fā)展演變及其技術(shù)影響因素[J].航空學(xué)報，2016（1）：30-44.