高升力高升阻比翼型的制作方法
【专利摘要】本实用新型提供一种高升力高升阻比翼型，其包括：基准翼型上翼面、基准翼型下翼面和由基准翼型中弧线缩放组合基准翼型厚度缩放得到的系列翼型。优选地，最大相对厚度7.8%～18.2%，最大相对弯度2.25%～6.3%，本实用新型可以在飞行马赫数小于0.3、雷诺数低于2.0E6的飞行环境中，实现高升力、高升阻比的需求，可用于低速、低雷诺数长航时无人机的机翼设计，提升飞机的留空时间。
【专利说明】高升力高升阻比翼型
【技术领域】
[0001]本实用新型涉及一种无人机部件，具体而言，本实用新型特别涉及一种高升力高升阻比翼型。
【背景技术】
[0002]近年来，无论是中低空还是高空，无论是军事应用领域还是民用应用领域，低速长航时无人机都呈现出强劲的发展趋势，尤其是在高空使用方面。这类无人机的共同点主要体现在两方面:1)飞行速度在马赫0.3以内，飞行雷诺数在2.0E6以下；2)翼型性能的优劣基本决定着飞机性能的好坏，对高升力高升阻比翼型需求迫切。
[0003]与常用的有人驾驶飞机的上千万飞行雷诺数相比，由于低速长航时无人机的飞行雷诺数较低，其翼型上的流动不再是以湍流为主导，而是存在较大层流区的转捩流动，即层流和湍流同量级共存，甚至是以层流为主导。虽然层流可以很大程度上降低摩擦阻力，但是其容易产生分流气泡，引起分离流动，带来很强的压差阻力，从而会抵消掉好处，甚至是产生更恶劣的影响，使翼型的性能变得极差；而在低雷诺数流动中，虽然湍流会增加摩擦阻力，但是其可以很好的压制层流分离气泡，避免分离流动，起到减小压差阻力的作用。因此，对于该类无人机，其翼型外形必须协调好层流和湍流的分配，使得翼型既能最大程度发挥层流的减摩阻效用，又可以很好地利用湍流压制分流，从而实现翼型的高性能。
【发明内容】
[0004]本实用新型的目的为在设计一个基准的低速低雷诺数高升力高升阻比翼型的基础上，根据基准翼型中弧线的缩放，组合基准翼型厚度的缩放，得到一系列相类似的高升力高升阻比翼型。
[0005]为实现上述目的，本实用新型提供的高升力高升阻比翼型的技术方案为:
[0006]—种闻升力闻升阻比翼型，其与一基准翼型的关系为:
[0007]Yu (X) = A*Cb (X) +B*Tb (x)
[0008]Y1 (X) = A*Cb (X) -B*Tb (x)
[0009]其中，Yu(X)为所述高升力高升阻比翼型上翼面，Y1(X)为所述高升力高升阻比翼型下翼面；cb(x)分别为所述基准翼型的中弧线；Tb(x)为所述基准翼型的厚度汸为所述基准翼型中弧线缩放系数，取值范围A=0.5?1.4 ;B为所述基准翼型厚度缩放系数，取值范围B=0.6 ?1.4 ;
[0010]并且，与所述基准翼型相比，所述高升力高升阻比翼型的最大厚度位置和最大弯度位置不变；
[0011]所述基准翼型为在马赫数小于0.3，雷诺数2.0E5?2.0E6的飞行条件下，选择不同的前缘曲率半径、不同最大厚度、不同最大厚度位置、不同最大弯度、不同最大弯度位置和不同的后缘夹角，分析流动特性对其敏感性，找出对流动有利的变化范围，然后针对该变化范围，而设计的一个理想的高升力高升阻比基准翼型；所述基准翼型的中弧线Cb(X)和厚度Tb(X)通过下式计算:
[0012]Cb (x) = 0.5* [Yub (x) +Ylb (x)]
[0013]Tb (x) = 0.5* [Yub (x) -Ylb (x)]
[0014]其中，Yub(X)为所述基准翼型上翼面，Ylb(X)为所述基准翼型下翼面。
[0015]优选地，在上述高升力高升阻比翼型中，其最大相对弯度1.25%?6.3%，最大弯度相对位置55% ;最大相对厚度7.8%?18.2%，最大厚度相对位置30%。
[0016]综上，本实用新型通过设计一个低速、低雷诺数、高升力、高升阻比的基准翼型，并根据基准翼型中弧线的缩放，组合基准翼型厚度的缩放，得到一系列相类似的高升力高升阻比翼型(也即本实用新型)，满足不同的最大相对厚度和不同的最大相对弯度需求。
【专利附图】
【附图说明】
[0017]图1为一基准翼型的几何特征示意图；
[0018]图2示出了图1所示基准翼型在雷诺数边界处的升力系数特性；
[0019]图3示出了图1所示基准翼型在雷诺数边界处的升阻极曲线特性；
[0020]图4示出了本实用新型在雷诺数边界处的升力系数上下边界；
[0021]图5示出了本实用新型在雷诺数边界处的升阻极曲线上下边界；
[0022]图6、图7分别为以基准翼型上翼面、基准翼型下翼面为基本输入，单位化后的坐标点数据表第一部分、第二部分。
【具体实施方式】
[0023]下面结合附图和【具体实施方式】对本实用新型做进一步详细说明。
[0024]为了既能够清楚描述本实用新型的各重要结构的参数，又能够清楚描述本实用新型的设计过程，下面将同时描述本实用新型的重要结构和设计过程。
[0025]为了实现本实用新型的目的，在设计本实用新型之前，首先设计一理想的基准翼型:
[0026]在马赫数小于0.3，雷诺数2.0E5?2.0E6的飞行条件下，选择不同的前缘曲率半径、不同最大厚度、不同最大厚度位置、不同最大弯度、不同最大弯度位置和不同的后缘夹角，分析流动特性对其敏感性，找出对流动有利的变化范围。
[0027]然后针对该变化范围，设计一个性能理想的高升力高升阻比基准翼型，该基准翼型如图1所示，Yub (X)为其上翼面，Ylb (X)为其下翼面，Tbmax为其最大厚度，Cbmax为其最大弯度，Cb(X)为其中弧线，L为其弦长。
[0028]图2和图3分别示出了图1所示基准翼型在雷诺数边界处的升力系数特性和升阻极曲线特性，二图表明该基准翼型的升阻性能很好，可以很好地满足高升力高升阻比的使用要求。
[0029]通过对基准翼型中弧线Cb(X)的缩放，及组合基准翼型厚度的缩放，可以产生一系列涵盖该变化范围的翼型(也即本实用新型)，以满足不同最大厚度和不同升力系数的使用需求。
[0030]具体而言，以基准翼型上翼面Yub(X)、基准翼型下翼面Ylb(X)为基本输入，其单位化后的坐标点数据如图6、图7所示的数据表(由于该数据表数据较多，因此分割为图6、图7显示)。保持其最大厚度Tbmax相对位置30%不变(0.3L)、最大弯度Cbmax相对位置55%不变(0.55L)，通过关联基准翼型上、下翼面得出基准翼型的中弧线Cb(X)和厚度Tb(X):
[0031 ] Cb (x) = 0.5* [Yub (x) +Ylb (x)]
[0032]Tb (x) = 0.5* [Yub (x) -Ylb (x)]
[0033]其中，Yub(X)为基准翼型上翼面，Ylb(x)为基准翼型下翼面。
[0034]通过对基准翼型中弧线进行缩放，组合基准翼型厚度缩放，产生由基准翼型中弧线Cb(X)缩放组合基准翼型厚度缩放得到的系列翼型。
[0035]上述系列翼型即为本实用新型提供的一种与基准翼型相关、最大厚度位置和最大弯度位置不变的高升力高升阻比翼型:
[0036]Yu(x) = A*Cb (X)+B*Tb (X)
[0037]Y1 (X) = A*Cb (X) _B*Tb (x)
[0038]其中，Yu(X)为翼型上翼面,Y1(X)为翼型下翼面；A为基准翼型中弧线缩放系数，取值范围A=0.5?1.4 ;B为基准翼型厚度缩放系数，取值范围B=0.6?1.4。
[0039]图4和图5分别示出了本实用新型在雷诺数边界处的升力系数上下边界和升阻极曲线上下边界(上边界:The up boundary,下边界:The low boundary), 二图表明本实用新型的升阻性能很好，可以很好地满足高升力高升阻比的使用要求。
[0040]更优选地，本实用新型的最大相对厚度为7.8%?18.2%，最大相对弯度2.25%?
6.3%，其可以在飞行马赫数小于0.3、雷诺数低于2.0E6的飞行环境中，实现高升力、高升阻比的需求，可用于低速、低雷诺数长航时无人机的机翼设计，提升飞机的留空时间。
[0041]综上，本实用新型在设计一个基准的低速低雷诺数高升力高升阻比翼型的基础上，根据基准翼型中弧线的缩放，组合基准翼型厚度的缩放，提供一系列相类似的高升力高升阻比翼型。
[0042]由技术常识可知，本实用新型可以通过其它的不脱离其精神实质或必要特征的实施方案来实现。因此，上述公开的实施方案，就各方面而言，都只是举例说明，并不是仅有的。所有在本实用新型范围内或在等同于本实用新型的范围内的改变均被本实用新型包含。
【权利要求】
1.一种高升力高升阻比翼型，其特征在于，其与一基准翼型的关系为:
YU(X) = A*Cb(x)+B*Tb(x)
Y1(X) = A*Cb(x)-B*Tb(x) 其中，Yu(X)为所述高升力高升阻比翼型上翼面，Y1(X)为所述高升力高升阻比翼型下翼面；Cb(x)分别为所述基准翼型的中弧线；Tb(x)为所述基准翼型的厚度；A为所述基准翼型中弧线缩放系数，取值范围A=0.5~1.4 ;B为所述基准翼型厚度缩放系数，取值范围B=0.6 ~1.4 ; 并且，与所述基准翼型相比，所述高升力高升阻比翼型的最大厚度位置和最大弯度位置不变； 所述基准翼型为在马赫数小于0.3，雷诺数2.0E5~2.0E6的飞行条件下，选择不同的前缘曲率半径、不同最大厚度、不同最大厚度位置、不同最大弯度、不同最大弯度位置和不同的后缘夹角，分析流动特性对其敏感性，找出对流动有利的变化范围，然后针对该变化范围，而设计的一个理想的高升力高升阻比基准翼型；所述基准翼型的中弧线Cb(X)和厚度Tb(X)通过下式计算:
Cb (X) = 0 .5* [Yub (X) +Ylb (X)]
Tb (X) = 0.5* [Yub (X) -Ylb (X)] 其中，YubOO为所述基准翼型上翼面，YlbOO为所述基准翼型下翼面。
2.根据权利要求1所述的高升力高升阻比翼型，其特征在于，其最大相对弯度2.25%~.6.3%，最大弯度相对位置55% ;最大相对厚度7.8%~18.2%，最大厚度相对位置30%。
【文档编号】B64C3/10GK203681864SQ201320833592
【公开日】2014年7月2日 申请日期:2013年12月17日 优先权日:2013年12月17日
【发明者】刘强, 刘欣煜, 陈广强 申请人:中国航天空气动力技术研究院