太阳能飞机翼型及太阳能飞机的制作方法
【技术领域】
[0001] 本实用新型设及翼型设计领域，尤其设及一种太阳能飞机翼型及太阳能飞机。
【背景技术】
[0002] 太阳能飞机由于具有不需消耗燃油且飞行高度较高的特点，因此一直是对地观测 及通讯中继业务的良好平台，目前各国都投入了大量的人力及资金对其开展研究。其中，太 阳能飞机的翼型是关系到太阳能飞机安全及其气动性能的重要部件，如何设计出具备高升 力、低雷诺数的太阳能飞行翼型气动外形一直是该领域的热点问题。
[0003] 太阳能飞机的翼型设计通常需要满足在不同升力系数、不同雷诺数条件下尽量提 高巡航点气动效率，同时还要满足翼型的结构强度，W及太阳能电池的安装要求，然而现有 技术的太阳能飞机的翼型，其在高空且空气稀薄的环境下的飞行能力并不理想，升力不够 易失速，很难在高空维持升力稳定飞行，且为了保证翼型的结构强度，太阳能电池的安装空 间不是很大，续航能力难W保证。运些问题都亟需设计一种翼型，使其即能够满足高空环境 下低速平稳飞行的要求，又能够保证在高升力系数、低雷诺数条件下的高气动效率及长时 间巡航能力。 【实用新型内容】
[0004] 本实用新型提供一种太阳能飞机翼型及太阳能飞机，该飞机翼型适合高升力系 数、低雷诺数太阳能飞机使用，在高空低速环境下飞行的气动效率高，且电池安装空间大， 保证更长的续航时间。
[0005] 本实用新型提供一种太阳能飞机翼型，包括：
[0006] 机翼上翼面、机翼下翼面、太阳能电池容置腔；
[0007] 所述机翼上翼面与所述机翼下翼面围成飞机翼型；所述机翼上翼面与所述机翼 下翼面间的最大相对厚度为13% ;所述最大相对厚度处于归一化机翼弦长的0. 324位置 处；所述飞机翼型的最大相对弯度为5. 32% ;所述最大相对弯度处于归一化机翼弦长的 0. 5位置处；所述机翼上翼面与机翼下翼面围成的机翼头部半径为1. 1%，所述太阳能电池 容置腔位于所述机翼上翼面与机翼下翼面围成的机翼的内部。
[0008] 所述太阳能电池容置腔位于距离翼型前缘20%~60%弦长范围内的机翼内部空 间。
[0009] 所述太阳能电池容置腔内设置有太阳能电池。
[0010] 本实用新型还提供一种太阳能飞机，包括飞机机身，还包括：在所述飞机机身两侧 分别安装有上述任一的太阳能飞机翼型。
[0011] 本实用新型的太阳能飞机翼型及太阳能飞机，通过包括机翼上翼面、机翼下翼面、 太阳能电池容置腔；且将机翼上翼面与机翼下翼面间的最大相对厚度设置为13% ;最大相 对厚度处于归一化机翼弦长的0. 324位置处；飞机翼型的最大相对弯度设置为5. 32% ;最 大相对弯度处于归一化机翼弦长的0. 5位置处；机翼上翼面与机翼下翼面围成的机翼头部 半径设置为1.1%，并且将太阳能电池容置腔位于该机翼上翼面与机翼下翼面围成的机翼 的内部。从而使该太阳能飞机翼型适合高升力系数、低雷诺数太阳能飞机使用，且在高空低 速环境下飞行的气动效率高，续航时间长。
【附图说明】
[0012] 图1为本实用新型提供的太阳能飞机翼型20%~60%弦长范围内安装电池示意 图；
[0013] 图2为翼型的典型外形图；
[0014] 图3为本实用新型提供的太阳能飞机翼型在升力系数（Cl= 1)时的压力分布图；
[0015] 图4为本实用新型提供的太阳能飞机翼型与Boeingie翼型在升力系数（Cl= 1) 时下翼面摩擦系数分布图；
[0016] 图5a~图5c为本实用新型提供的太阳能飞机翼型的S视图； 阳017] 图6为本实用新型提供的太阳能飞机翼型与Boeingie翼型的外形对比图；
[0018] 图7为本实用新型提供的太阳能飞机翼型与Boeingie翼型的升力随迎角变化曲 线对比图；
[0019] 图8为本实用新型提供的太阳能飞机翼型与Boeingie翼型的升阻比随升力变化 曲线对比图。
【具体实施方式】
[0020] 图1为本实用新型提供的太阳能飞机翼型20%~60%弦长范围内安装电池示意 图，如图1所示，本实用新型提供一种太阳能飞机翼型，该太阳能飞机翼型包括：机翼上翼 面1、机翼下翼面2、太阳能电池容置腔3 ;该机翼上翼面1与机翼下翼面2围成飞机翼型； 机翼上翼面1与机翼下翼面2间的最大相对厚度为13% ;最大相对厚度处于归一化机翼弦 长的0. 324位置处；飞机翼型的最大相对弯度为5. 32% ;最大相对弯度处于归一化机翼弦 长的0. 5位置处；机翼上翼面1与机翼下翼面2围成的机翼头部半径为1. 1%，太阳能电池 容置腔3位于机翼上翼面1与机翼下翼面2围成的机翼的内部。
[0021] 本实施例的机翼翼型的获得是通过太阳能飞机翼型设计方法得到的，具体为：
[0022] 该太阳能飞机翼型设计方法包括：
[0023] 步骤一、获取机翼参考模型的第一翼型参数。
[0024] 具体的，第一翼型参数包括：第一翼型最大相对厚度、第一翼型最大相对厚度的相 对位置、第一翼型最大相对弯度；第一翼型最大相对弯度的相对位置、第一翼型头部半径。 机翼参考模型可W采用现有技术中的各个太阳能飞机翼型模型，例如：Boeingl6翼型。参 考翼型的选择，可由技术人员根据设计需求进行确定，本申请对此不作限定。其中，在空气 动力学中，翼型指剖面形状不变的无限翼展机翼，翼型的典型外形如图2所示，它前端圆 滑，后端成尖角形；后尖点称为后缘B;翼型上距后缘B最远的点称为前缘A;连接前后缘的 直线称为翼弦，其长度称为弦长L1。在翼型内部作一系列与上下翼面相切的内切圆，诸圆 屯、的连线称为翼型的中弧线L2,其中最大内切圆的直径称为翼型的最大厚度，中弧线L2和 翼弦之间的最大距离称为最大弯度。分别计算翼型最大厚度、最大弯度与翼弦弦长Ll的比 值，得到最大相对厚度、最大相对弯度；前缘的曲率半径称为前缘半径或头部半径，上述数 值通常用百分数表示，例如：Boeingl6的最大相对厚度为13.I%、最大相对弯度为5. 35%、 头部半径为1. 258%。最大相对厚度的相对位置、最大相对弯度的相对位置，是最大厚度位 置、最大弯度位置与弦长Ll的比值。例如：Boeingl6的最大相对厚度的相对位置为0. 32、 最大相对弯度的相对位置为0. 29。
[00巧]步骤二、根据设计需求参数确定翼型设计的约束条件。
[00%] 具体的，设计需求参数包括：飞行速度、升力系数、雷诺数；约束条件包括：最大相 对厚度阔值、距离翼型前缘20%~60%弦长范围内的翼型厚度阔值。设计需求参数的不 同，约束条件的设定不同会直接影响到翼型的气动性能，上述是本实用新型优选的设计需 求参数和约束条件，还可W根据设计需求增加如翼型重量、翼型材料等约束条件。其中，最 大相对厚度阔值、距离翼型前缘20%~60%弦长范围内的翼型厚度阔值的设定还可W保 证翼型内部空间的增加，便于安装更大的电池，提升续航能力。
[0027] 步骤=、根据机翼参考模型的第一翼型参数W及翼型设计的约束条件，采用遗传 算法和/或数值仿真，确定满足设计需求参数且在约束条件的各个阔值范围内的第二翼型 参数，根据第二翼型参数确定太阳能飞