一种低阻高阻力发散马赫数的高升力层流翼型的制作方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及层流翼型技术领域，具体为一种低阻高阻力发散马赫数的高升力层流 翼型。
【背景技术】
[0002] 随着现代飞机设计技术的不断提高，未来战斗机必须在具有良好巡航性能的前提 下同时具有快速打击能力。美国国防部高级研究计划署（DARPA)认为下一代隐身飞机能够 在靠近敌人领土的在18000米-25000米高空以亚音速巡航长时间飞行进行情报、监视与侦 察任务，这样能够避免多数火炮或者导弹的打击。因此，高空长航时无人机应运而生，这类 飞机能够在中商空以大展弦比小后掠外形进行商亚首速巡航，提商了飞机的任务能力和生 存力，这种飞机将飞得更快、更远，油耗更低。
[0003] 高空长航时无人机的巡航高度通常都大于18km，这个高度下空气稀薄，密度较低， 动压较小，所以在巡航时，高空长航时无人机必定工作在高升力系数下，"全球鹰"等高空长 航时无人机的资料表明，高空长航时无人机的巡航升力系数都不小于1.0。因此，高升力是 高空长航时无人机的重要气动特征之一。另一方面，高空空气粘性系数较小，使得飞行雷诺 数较低，容易保持层流状态，其阻力较低，具有大的阻力发散马赫数。
[0004] 高升力翼型通常选用具有较大前缘半径和前缘弯度、且相对厚度较大的翼型。为 了保证升力系数达到目标，往往要求翼型下表面后缘具有较大弯度。同时低设计雷诺数能 够保证翼型能在大部分区域保持层流，但对于高升力翼型，巡航速度过高很容易发生激波， 诱导气流分离，从而导致升力系数的损失。此外，若是翼型具有更大的、有利于层流发展的 上表面压力梯度弦向范围，就会导致翼型上表面后部的逆压梯度变大，从而更容易发生气 流分离和失速，综上所述这些因素都给翼型设计带来极大的挑战。
【发明内容】
[0005] 为解决传统层流翼型设计存在的问题，本发明突破了传统观念上尽量延长顺压梯 度来保持层流区的思想，认为当前缘压力达到最低点之后，在20%弦长范围内允许压力分 布形态存在较小的逆压梯度，即气流经过前缘的快速加速后，突然进入一个存在较小逆压 梯度的拐折区，气流经过缓慢的减速再次进入稳定、呈线性的平缓加速过程，这样的压力分 布设计有利于翼型层流段的稳定以及阻力系数的稳健性，并据此压力分布设计出新的低阻 高阻力发散马赫数的高升力层流翼型。
[0006] 本发明的技术方案为：
[0007] 所述一种低阻高阻力发散马赫数的高升力层流翼型，其特征在于：前缘半径是 0. 025,翼型在52. 8 %弦长处具有最大弯度0. 031，翼型在40. 5%弦长处具有最大厚度 0? 150。
[0008] 进一步的优选方案，所述一种低阻高阻力发散马赫数的高升力层流翼型，其特征 在于：翼型上表面数据为：
【主权项】
1. 一种低阻高阻力发散马赫数的高升力层流翼型，其特征在于：前缘半径是0. 025,翼 型在52. 8%弦长处具有最大弯度0. 031，翼型在40. 5%弦长处具有最大厚度0. 150。
2. 根据权利要求1所述一种低阻高阻力发散马赫数的高升力层流翼型，其特征在于： 翼型上表面数据为：
翼型下表面数据为：
【专利摘要】本发明提出一种低阻高阻力发散马赫数的高升力层流翼型，前缘半径是0.025，翼型在52.8％弦长处具有最大弯度0.031，翼型在40.5％弦长处具有最大厚度0.150。该翼型前缘半径较大，保证了较大的顺压梯度，顺压梯度维持在距前缘10％左右，并且翼型上表面采用合适的小曲率外形，从而避免了压力的快速恢复，在前缘压力达到最低点之后，在20％弦长范围内允许压力分布形态存在较小的逆压梯度，这一段显著的弱逆压既保持了层流区域的稳定发展也有利于后缘的压力恢复，使气流经过缓慢的减速后再次进入稳定、呈线性的平缓加速过程。而且该翼型最大弯度和最大厚度位置比较靠后，保证了弱逆压后具有一小段平缓的顺压梯度，有利于层流区的继续发展，增加升力。
【IPC分类】B64C3-14
【公开号】CN104691739
【申请号】CN201510106270
【发明人】高正红, 夏露, 左英桃, 李静, 赵柯, 王超, 赵欢
【申请人】西北工业大学
【公开日】2015年6月10日
【申请日】2015年3月11日