一种机翼结构的制作方法
【专利摘要】本实用新型公开了一种机翼结构，是由翼型剖面连续构成，所述的翼型剖面分别距离机翼根部0%，20%,40%，60%，80%，100%的展向长度；翼展长与弦长的比例为5.50～7.24；翼前缘为近似抛物线型的高次曲线：各翼型剖面最大相对弯度为7.5%，位于弦长的17-33%处；各翼型剖面最大相对厚度为13.1%，位于弦长的11-24%处；沿展向翼型剖面弯度和厚度都呈先增大后减小的趋势。本实用新型对比参数近似的NACA4位数翼型，低速升力系数较大，阻力系数较小，具有较大的失速角；在飞行参数相同的情况下，本实用新型飞行噪声较低；本实用新型在攻角为25°时，仍具有较大的升力系数，并且超过25°后，升力系数下降比较缓慢。
【专利说明】一种机翼结构
【技术领域】
[0001]本实用新型涉及一种飞行器的机翼结构。
【背景技术】
[0002]滑翔机、水上飞机、模型机、无人机等机型，由于动力较小或者无动力，需要机翼具有较高的升力系数，便于起飞。巡航阶段，为了加大航程，要求机翼具有较高的升力系数和较低的阻力系数。无人机常常需要执行侦察等特殊任务，进入侦察区域后，往往需要关闭动力滑翔飞行，这就要求机翼具有较高的升力系数同时具备较低的飞行噪声。
[0003]现有技术，常常使用NACA4位数系列翼型，该系列翼型适用于较低速度飞行的螺旋桨飞机。
[0004]但是该系列翼型空气动力性能不尽理想，不能满足某些特殊需要。尤其是失速角度和飞行噪声方面。
[0005]以比较典型的NACA2412翼型为例，该翼型在攻角达到20度时，升力系数即达到最大值，20度一30度之间，升力系数缓慢下降，达到30度后，升力系数急剧下降，进入失速状态，如图1所示。
[0006]模型机、无人机以及水上飞机，由于常常没有足够长度起飞距离，需要在短距离内起飞，需要大攻角起飞一边获得足够大的升力系数。
【发明内容】
[0007]本实用新型的目的是提供一种飞行器的机翼结构，本实用新型适用于速度较低的滑翔机、水上飞机、模型机、无人侦察机机翼。本实用新型在攻角为30度时，仍具有较大的升力系数，并且超过30度后，升力系数下降比较缓慢。
[0008]本实用新型是由翼型剖面连续构成，
[0009]所述的翼型剖面分别距离机翼根部0%，20%, 40%, 60%, 80%, 100%的展向长度。
[0010]翼展长与弦长的比例(展弦比)为5.50?7.24。
[0011]所述的弦长是指标准平均弦长SMC=S/b，其中S为翼面积，b为翼展长度。
[0012]翼前缘为近似抛物线型的高次曲线:
[0013]2x/b=-2.3 ξ 5+3.752 ξ 4-1.942 ξ 3+0.192 ξ 2+0.077 ξ -0.003 ；
[0014]其中:2x/b为弦向比，
[0015]€=2y/b 为展向比，
[0016]X为弦向坐标，
[0017]y为展向坐标。
[0018]翼型特点是前缘半径较大,相对弯度较大,相对厚度较小。
[0019]各翼型剖面最大相对弯度为7.5%，位于弦长的17-33%处；
[0020]各翼型剖面最大相对厚度为13.1%，位于弦长的11-24%处。
[0021 ] 沿展向翼型剖面弯度和厚度都呈先增大后减小的趋势。[0022]本实用新型的有益效果:
[0023]1、对比参数近似的NACA4位数翼型，低速升力系数较大，阻力系数较小，具有较大的失速角。
[0024]2、在飞行参数相同的情况下，本实用新型飞行噪声较低。
[0025]3、本实用新型在攻角为超过25°时，仍具有较大的升力系数，并且超过25°后，升力系数下降比较缓慢。
[0026]4、本实用新型适用于速度较低的滑翔机、水上飞机、模型机、无人侦察机机翼。
【专利附图】
【附图说明】
[0027]图1是本实用新型翼型和NACA2412翼型升力系数与攻角关系对比曲线图。
[0028]图2是本实用新型翼型与NACA2412翼型气动噪声与流速关系对比曲线图。
[0029]图3是本实用新型延展向的翼型剖面图。
[0030]图4是本实用新型翼型几何结构及参数示意图。
【具体实施方式】
[0031]本实用新型是由翼型剖面连续构成，
[0032]所述的翼型剖面分别距离机翼根部0%，20%, 40%, 60%, 80%, 100%的展向长度。以坐标法给出以上翼型的坐标，如图3和图4所示，翼型厚度从根部(0%)到末端(100%)逐渐减小，翼型弯度也逐渐减小，翼型宽度根部和末端稍小，翼型中部稍大。
[0033]翼展长与弦长的比例(展弦比)为5.50?7.24 ；
[0034]所述的弦长是指标准平均弦长SMC=S/b，其中S为翼面积，b为翼展长度。
[0035]翼前缘为近似抛物线型的高次曲线:
[0036]2x/b=-2.3 ξ 5+3.752 ξ 4-1.942 ξ 3+0.192 ξ 2+0.077 ξ -0.003。
[0037]其中:2x/b为弦向比，€=2y/b为展向比，X为弦向坐标，y为展向坐标。
[0038]翼型特点是前缘半径较大,相对弯度较大,相对厚度较小。
[0039]各翼型剖面最大相对弯度为7.5%，位于弦长的17-33%处；
[0040]最大相对厚度为13.1%，位于弦长的11-24%处。
[0041 ] 沿展向翼型剖面弯度和厚度都呈先增大后减小的趋势。
[0042]如图1所示，上部曲线为本实用新型翼型，下部曲线为NACA2412翼型，从升力曲线随攻角的变化可以看出，本实用新型翼型在攻角为5-30°范围内升力系数高于NACA2412翼型，并且在攻角超过25°后，仍然具有较大的升力系数，NACA2412翼型攻角超过25°后，升力系数急剧下降，出现失速现象.[0043]如图2所示，下部曲线为本实用新型翼型，上部曲线为NACA2412翼型，在流速为20m/s以下，两种翼型气动噪声比较接近，当流速超过20m/s后，本实用新型翼型噪声开始低于NACA2412翼型，并且随着流速增加，本实用新型翼型与NACA2412翼型噪声差距越来越大，本实用新型翼型降噪效果在高速下更显著。
[0044]0%, 20%, 40%, 60%, 80%, 100%的展向长度的翼型坐标分别如表1、表2、表3、表4、表5和表6所不:
[0045]表I 00%翼型坐标[0046]
【权利要求】
1.一种机翼结构，特征在于:是由翼型剖面连续构成，所述的翼型剖面分别距离机翼根部0%，20%，40%, 60%, 80%, 100%的展向长度；翼展长与弦长的比例为5.50?7.24 ;所述的弦长是指标准平均弦长SMC=S/b，其中:S为翼面积，b为翼展长度；翼前缘为近似抛物线型的高次曲线:2x/b=-2.3 ξ 5+3.752 ξ 4-1.942 ξ 3+0.192 ξ 2+0.077 ξ -0.003 ；其中:2x/b为弦向比，I =2y/b为展向比，X为弦向坐标，y为展向坐标；翼型前缘半径较大，相对弯度较大，相对厚度较小；各翼型剖面最大相对弯度为7.5%，位于弦长的17-33%处；各翼型剖面最大相对厚度为13.1%，位于弦长的11-24%处。
【文档编号】B64C3/14GK203593160SQ201320823086
【公开日】2014年5月14日 申请日期:2013年12月13日 优先权日:2013年12月13日
【发明者】刘庆萍, 任露泉, 廖庚华, 陈新 申请人:吉林大学