选的，第一翼型参数包括：第一翼型最大相对厚度为13. 1% ;第一翼型最 大相对厚度的相对位置为0. 32 ;第一翼型最大相对弯度为5. 35% ;第一翼型最大相对弯度 的相对位置为0. 29 ;第一翼型头部半径为1. 258%。同理，设计需求参数的优选值为：飞行 速度为22米/秒；升力系数为1 ;雷诺数为1. 7X1〇5;最大相对厚度阔值为不小于13%、翼 型厚度阔值为不小于10%。从而获得第=翼型的优选参数：第=翼型最大相对厚度、第= 翼型最大相对厚度的相对位置、第=翼型最大相对弯度；第=翼型最大相对弯度的相对位 置、第=翼型头部半径；其中，第=翼型最大相对厚度为13% ;第=翼型最大相对厚度的相 对位置为0. 324 ;第S翼型最大相对弯度为5. 32% ;第S翼型最大相对弯度的相对位置为 0. 5 ;第S翼型头部半径为I. 1%。
[0033] 进一步地，在上述实施例的基础上，还包括：在距离翼型前缘20 %~60 %弦长范 围内设置太阳能电池。
[0034] 根据上述的优选值，可W满足设计需求参数及约束条件的太阳能飞机翼型，该翼 型的下翼面具有较长的层流流动范围，从而减小巡航阻力；且具有较大内部空间，满足太阳 能电池装载要求；具有较高的最大升力系数和失速迎角。具体可W参见本发明的太阳能飞 机翼型与Boeingie翼型对比图（图4、图6、图8、图9所示）及数据表1。图5为本发明提供 的太阳能飞机翼型的S视图（单位：mm)，图6为本发明提供的太阳能飞机翼型与Boeingie 翼型的外形对比图，图7为本发明提供的太阳能飞机翼型20%~60%弦长范围内安装电 池示意图，其中标号3所示为太阳能电池容置腔3 ;图8为本发明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，图9为本发明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。
[0035] 表1太阳能飞机翼型与Boeingie翼型基本参数对比
[0036]
[0038] 从表1可W看出本发明的翼型与Boeingie翼型的基本几何特征的最大不同之处 在于本发明的翼型的最大相对弯度的相对位置比较靠后，运样首先有利于减小上翼面后缘 逆压梯度，从图3的压力分布也可W看出运一点，从而避免在低雷诺数下气流的分离；其次 有利于扩大翼型的内部空间，便于安装电池。同时从对比图也可W看出本发明翼型的下翼 面头部附近较平坦，运样有利于减小表面摩擦系数（如图4所示）并最大限度维持层流状 态。
[0039] 本发明还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 (如图7所示）；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。
[0040] 本实施例的机翼翼型的获得可参考上述太阳能飞机翼型设计方法部分的说明，其 实现原理和技术效果类似，在此不再寶述。
[0041] 进一步地，太阳能电池容置腔3位于距离翼型前缘20 %~60 %弦长范围内的机翼 内部空间。太阳能电池容置腔3内设置有太阳能电池。
[0042] 本实施例的太阳能飞机翼型，通过将机翼上翼面1与机翼下翼面2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I与 机翼下翼面2围成的机翼头部半径设置为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。并在距离翼型前缘20%~60%弦长范围内的机翼内部 空间设置太阳能电池容置腔3。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。
[0043]最后应说明的是：W上实施例仅用W说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽 管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然 可W对前述实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换； 而运些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和 范围。
【主权项】
1. 一种太阳能飞机翼型设计方法，其特征在于，包括： 获取机翼参考模型的第一翼型参数，所述第一翼型参数包括：第一翼型最大相对厚度、 所述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；所述第一翼型最大相对 弯度的相对位置、第一翼型头部半径； 根据设计需求参数确定翼型设计的约束条件，所述设计需求参数包括：飞行速度、升力 系数、雷诺数；所述约束条件包括：最大相对厚度阈值、距离翼型前缘20%~60%弦长范围 内的翼型厚度阈值； 根据所述机翼参考模型的第一翼型参数以及所述翼型设计的约束条件，采用遗传算法 和/或数值仿真，确定满足所述设计需求参数且在所述约束条件的各个阈值范围内的第二 翼型参数，根据所述第二翼型参数确定太阳能飞机翼型。2. 根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述第二翼型参数确定太阳能 飞机翼型之后，还包括： 根据所述太阳能飞机翼型在升力系数为1时的压力分布，和/或，根据所述太阳能飞机 翼型在升力系数为1时的下翼面摩擦系数分布，修正所述太阳能飞机翼型，得到第三翼型 参数。3. 根据权利要求1所述的方法，其特征在于，还包括： 在距离翼型前缘20%~60%弦长范围内设置太阳能电池。4. 根据权利要求1~3任一所述的方法，其特征在于，所述第一翼型最大相对厚度 为13. 1 % ;所述第一翼型最大相对厚度的相对位置为0. 32 ;所述第一翼型最大相对弯 度为5. 35% ;所述第一翼型最大相对弯度的相对位置为0. 29 ;所述第一翼型头部半径为 1. 258%〇5. 根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述飞行速度为22米/秒；所述升力系 数为1 ;所述雷诺数为I. 7X IO5;所述最大相对厚度阈值为不小于13%、所述翼型厚度阈值 为不小于10%。6. 根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述第三翼型参数包括：第三翼型最大相 对厚度、所述第三翼型最大相对厚度的相对位置、第三翼型最大相对弯度；所述第三翼型最 大相对弯度的相对位置、第三翼型头部半径；所述第三翼型最大相对厚度为13%;所述第三 翼型最大相对厚度的相对位置为0. 324 ;所述第三翼型最大相对弯度为5. 32% ;所述第三 翼型最大相对弯度的相对位置为0. 5 ;所述第三翼型头部半径为I. 1%。7. -种太阳能飞机翼型，其特征在于，包括：机翼上翼面、机翼下翼面、太阳能电池容 置腔； 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I. 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。8. 根据权利要求7所述的翼型，其特征在于，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。9. 根据权利要求7或8所述的翼型，其特征在于，所述太阳能电池容置腔内设置有太阳
【专利摘要】本发明提供一种太阳能飞机翼型设计方法及太阳能飞机翼型，其中方法包括：获取机翼参考模型的第一翼型参数，该第一翼型参数包括：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；根据设计需求参数确定翼型设计的约束条件，该设计需求参数包括：飞行速度、升力系数、雷诺数；约束条件包括：最大相对厚度阈值、距离翼型前缘20％～60％弦长范围内的翼型厚度阈值；根据机翼参考模型的第一翼型参数以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阈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机翼型。
【IPC分类】B64C3/14
【公开号】CN105129071
【申请号】CN201510363073
【发明人】曾洪江, 白琳, 谢晋东
【申请人】北京昶远科技有限公司
【公开日】2015年12月9日
【申请日】2015年6月26日