一种适用于通用飞行器偏重爬升特性的层流翼型的制作方法

本发明涉及航空飞行器气动外形设计中的翼型设计领域，具体为一种适用于通用飞行器偏重爬升特性的层流翼型。

背景技术：

通用飞机是指除了客、货运输的定期航线飞行以外的所有其它民用飞机，其应用领域包括工业、农业、林业、科研、旅游、体育、城市管理和救护、训练及公务飞行等。参照发达国家的经验，通用航空作为民用航空工业的重要组成部分，对于推动国家的经济发展和城市交通有很大的作用。随着我国国力增强和人民收入的提高，继汽车的普及之后，即将进入通用航空器的高速发展时期。为了避免本国庞大的通用飞机市场被国外通用飞机制造商抢占，就需要在结合我国国情的前提下提升我国通用飞机的技术性能。

中国通用航空已经走过了几十年的发展历程，取得了一定的成就，研制了包括农5、小鹰500、AC500等系列的固定翼通用飞机。但是与航空发达国家相比，我国通用飞机的规模较小，通用飞机工业相对落后。

翼型是飞机机翼设计的基础，翼型设计成功与否从根本上决定这飞机设计的成败。翼型设计的关键在于压力分布形式的配置，而这些又与飞机平台的设计理念相关。常用的适合低速通用飞机的翼型有NACA230系列、NACA24系列和NACA44系列，用于通用飞机的先进翼型有GA(W)-1和GA(W)-2，其中GA(W)-1翼型被广泛应用于现役飞机中。

我国至今为止没有系统的对通用飞机的高性能层流翼型进行过研究，从现有的资料和文献来看，都属于试探性研究且不系统，要设计出具有较强竞争力的通用飞行器以抢占国内外市场，还有较长的路要走。

为了进一步提高通航飞机的运输经济性和更强的市场竞争力，提升通航飞机在巡航、爬升及失速各个工作状态下的气动性能显得很有必要。

当飞机布局确定后，压差阻力基本确定，因此减少摩阻成为飞机气动设计下一步主要的攻坚对象。层流设计是飞机减阻的一个重要途径，目前通用飞机设计时基本按全层流设计的，因此扩大层流区，甚至实现全层流流动是减阻的一个重要方向和途径，对飞机性能的改进是十分明显的。

国内关于层流翼型设计的研究较少。西北工业大学设计并申请了以下两项专利：专利公布号为CN104691739A、名称为一种低阻高阻力发散马赫数的高升力层流翼型的专利，以及，专利公布号为CN101492090、名称为一种后缘分离涡高升力高速层流翼型的专利。但是，上述两项专利申请主要针对马赫数0.6左右的高速流动设计，并非针对高空低速多工况条件设计。同时，西北工业大学设计并申请的专利：专利公布号为CN105752314A、名称为一种高空低速自然层流高升力翼型的专利。但仍只是低速的定升力单工况设计，对多工况性能并没有研究。

技术实现要素：

为解决现有技术存在的问题，本发明以国际公开的翼型NLF0416翼型为基础，采用计算机流体力学方法和翼型参数化方法，设计状态兼顾巡航点、爬升点和失速点，提出一种最大相对厚度为0.17，适用于通用飞行器侧重于爬升特性的，高升力、高升阻比、失速缓和的层流翼型。

本发明的技术方案为：

所述一种适用于通用飞行器偏重爬升特性的层流翼型，其特征在于：翼型前缘半径1.65％C，最大厚度为17％C，最大厚度位置37.07％C，最大弯度2.15％C，最大弯度位置33.42％C，后缘厚度0.40％C，其中C为翼型弦长。

进一步的优选方案，所述一种适用于通用飞行器偏重爬升特性的层流翼型，其特征在于：上表面和下表面的几何坐标表达式分别为

其中，y_up(x)表示单位翼型的上表面纵坐标；y_low(x)表示单位翼型的下表面纵坐标；y_0up(x)表示单位基础翼型NLF0416的上表面纵坐标；y_0low(x)表示单位基础翼型NLF0416的下表面纵坐标；A_ui代表翼型上表面几何坐标的表达式系数；A_li代表翼型下表面几何坐标的表达式系数；x表示单位翼型的表面横坐标；为组合数；翼型几何坐标的表达式系数为：

进一步的优选方案，所述一种适用于通用飞行器偏重爬升特性的层流翼型，其特征在于：翼型几何坐标的表达式系数优选

进一步的优选方案，所述一种适用于通用飞行器偏重爬升特性的层流翼型，其特征在于：翼型上表面和下表面的几何坐标为：

其中XU、YU是翼型上表面的坐标值，XL、YL是翼型下表面的坐标值。

有益效果

本发明以国际公开的翼型NLF0416翼型为基础，设计状态兼顾巡航点、爬升点和失速点，提供了一种最大相对厚度为0.17，偏重爬升特性的层流翼型TFNLF2。该翼型在失速和巡航性能保持或小幅优于NLF0416情况下，爬升性能得到比较好的改善，爬升升阻比得到一定提升；在巡航状态为层流主控的情况下，上翼面层流区长度达到49％，下翼面层流区长度达到55％。

本发明提供的层流翼型是针对巡航和爬升状态为层流主控设计的，具有高升力、高升阻比、失速特性缓和的特点，在较低的设计升力系数、较低的飞行马赫数和较低的飞行雷诺数下，具有较高的升阻比，较高巡航效率。

本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

图1：本发明设计的TFNLF2翼型与NLF0416翼型几何外形对比图；

图2：本发明设计的TFNLF2翼型在巡航状态下压力分布曲线；

图3：本发明设计的TFNLF2翼型在巡航状态时上下翼面剪切应力变化曲线(表征层流区长度)；

图4：本发明设计的TFNLF2翼型与NLF0416翼型失速状态下升力曲线对比；

图5：本发明设计的TFNLF2翼型与NLF0416翼型爬升状态下阻力曲线对比；

图6：本发明设计的TFNLF2翼型与NLF0416翼型爬升状态下升阻比—升力曲线对比；

图7：本发明设计的TFNLF2翼型与NLF0416翼型巡航状态下阻力曲线对比；

图8：本发明设计的TFNLF2翼型与NLF0416翼型巡航状态下升阻比—升力曲线对比；

图9：本发明设计的TFNLF2翼型与NLF0416翼型巡航状态下力矩—升力曲线对比。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

本发明目的是提出一种适用于通用飞行器的层流翼型，在满足性能设计要求的同时更加注重翼型的爬升特性。

通过使用先进的翼型设计和优化技术，使得翼型能够在较低的设计升力系数、较低的飞行马赫数和较低的飞行雷诺数下，具有较高的升阻比，从而提高巡航效率。针对巡航和爬升状态为层流主控的情况，按照偏重爬升的思路，开展翼型设计，指标要求为：

1、巡航状态层流区长度，上表面层流区不小于50％弦长，下表面层流区不小于60％弦长。

2、通用飞机常见的三种工作状态如下：

巡航状态：Ma＝0.313，Re＝11.0E6，Cl＝0.40

爬升状态：Ma＝0.189，Re＝8.80E6，Cl＝0.80

失速状态：Ma＝0.091，Re＝4.30E6

3、翼型厚度维持在0.17附近。

依据上述设计指标，本发明以国际公开的NLF0416翼型为基础，采用计算机流体力学方法和翼型参数化方法，设计状态兼顾巡航点、爬升点和失速点，提出一种最大相对厚度为0.17，适用于通用飞行器侧重于爬升特性的，高升力、高升阻比、失速缓和的层流翼型TFNLF2，与NLF0416翼型几何外形对比如图1所示，翼型前缘半径1.65％C，最大厚度为17％C，最大厚度位置37.07％C，最大弯度2.15％C，最大弯度位置33.42％C，后缘厚度0.40％C，其中C为翼型弦长。

该翼型上表面和下表面的几何坐标表达式分别为

依据翼型设计领域的惯用技术手段，上述几何坐标表达式中的坐标均采用无量纲量，通过坐标值除以弦长得到无量纲化的坐标值，即单位翼型坐标值。上述表达式中，y_up(x)表示单位翼型的上表面纵坐标；y_low(x)表示单位翼型的下表面纵坐标；y_0up(x)表示单位基础翼型NLF0416的上表面纵坐标；y_0low(x)表示单位基础翼型NLF0416的下表面纵坐标；A_ui代表翼型上表面几何坐标的表达式系数；A_li代表翼型下表面几何坐标的表达式系数；x表示单位翼型的表面横坐标，如前所述，在本领域中，单位翼型表面横坐标的范围为0～1；为组合数；翼型几何坐标的表达式系数为：

而且通过数值计算，上述系数在上下浮动不超过0.5％范围内得到的翼型均具有较好的性能。

TFNLF2翼型点几何数据如下所示。XU、YU是翼型上表面的坐标值，XL、YL是翼型下表面的坐标值，翼型上下表面定义点均为80个。

参阅图2-图9，TFNLF2翼型在失速工况的Clmax较NLF0416有小幅下降，但失速特性趋于缓和；爬升工况下，翼型阻力较NLF0416有一定减小，升阻比增大；巡航工况的阻力与爬升类似，而且力矩绝对值减小，巡航特性也得到改善。

综上可知，本发明提供的TFNLF2翼型，在失速和巡航性能保持或小幅优于NLF0416情况下，爬升性能得到比较好的改善，爬升升阻比得到一定提升；在巡航状态为层流主控的情况下，上翼面层流区长度达到49％，下翼面层流区长度达到55％；

本发明提供的TFNLF2翼型是针对巡航和爬升状态为层流主控设计的，具有高升力、高升阻比、失速特性缓和的特点，在较低的设计升力系数、较低的飞行马赫数和较低的飞行雷诺数下，具有较高的升阻比，较高巡航效率，同时具有较为突出的爬升性能。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。