一種高空長航時固定翼飛機機翼翼型的製作方法
2023-06-01 21:22:36 2
一種高空長航時固定翼飛機機翼翼型的製作方法
【專利摘要】本發明涉及的一種用於高空長航時固定翼飛機機翼的翼型。其應用逆向工程獲取海鷗翅翼翼型的上下表面的坐標值。仿海鷗翼型最大厚度t所在的位置佔弦長的9.1％～9.7％，最大彎度f所在的位置佔弦長的45.5％～48.1％；最大厚度t比標準翼型大大減小，這樣可以防止翼型出現過早的分離，造成升力損失；最大彎度f與標準翼型相近，使得上下面的流速差相對保持不變，上下面上的壓差一定，在同樣條件下獲得大小一致的升力。本發明的仿海鷗翼型具有更低的阻力及更高的升阻比，可以使整體的氣動特性得到提高。
【專利說明】一種高空長航時固定翼飛機機翼翼型
【技術領域】：
[0001] 本發明涉及一種高空長航時固定翼飛機機翼的翼型。具體涉及高空長航時無人機 機翼的翼型。 技術背景：
[0002] 軍用無人機在海灣戰爭、阿富汗戰爭和越戰中的出色表現，受到越來越多國家的 重視。許多國家把軍用無人機的發展置於優先地位。主要原因有以下幾個方面：一是在現 代和未來的戰爭中，無人機具有不受氣候條件的限制，可以深入危險地區上空長時間偵察 獲取情報信息。二是無人機在設計時可以不用考慮人的因素。三是無人機的研製費用、生 產成本和維護費用和比載人飛機低的多，還可以節省培訓飛行員的大量費用。四是在能源 危機的今天，必須尋求耗油較少的無人機。因此廣泛的採用軍用無人機必然將是未來的發 展趨勢。
[0003] 根據續航時間和航程無人機可以分為高空長航時無人機（也稱戰略無人機，如美 國"捕食者"、以色列的"搜索者"等）和低空近程無人機（也稱微型無人機，如以色列的"微 V型"無人機）。無人機的機翼可以分為固定翼、螺旋槳式機翼和摺疊式機翼。而近年來，大 載重、高高空、長航時、低可探測性將是未來無人機的發展趨勢，同時也成為國際航空界研 究的熱點問題。以美國"全球鷹"為例，飛機採用了大展弦比的直機翼（翼展達35.4米）， 其巡航高度可達19800米，可以在5500公裡（3000海裡）外的目標區滯空24小時，最大續 航時間大於42小時，可全天候的執行偵察任務。高空長航時無人機與有人駕駛戰略偵察機 相比，其最主要的優勢是：不必考慮人的安全問題，在危險區域執行偵察任務時，既不必冒 生命危險，也不需派遣護航機保護。無人機能晝夜持續進行空中偵察探測，這些都是有人駕 駛戰略偵察機所不及的。高空長航時無人機與偵察衛星相比，成本低廉是其最大的優勢，只 是衛星成本的幾十分之一，甚至幾百分之一。
[0004] 高空長航時無人機要在20km以上高空飛行，一方面由於空氣稀薄，飛行動壓小， 雷諾數低（百萬量級），要滿足無人機大載重的要求。另一方面，由於長航時飛行，必須降低 飛行阻力以減少燃油消耗。因此高空長航時無人機在設計時就要滿足高升力低阻力這樣的 氣動性能。而機翼是飛機產生升力的主要部件，機翼的氣動性能是研究飛機氣動性能的基 礎，影響氣動性能主要是機翼的平面參數和翼型決定的。一方面對於機翼的平面參數只有 在展弦比和環量分布都達到最優的情況下，在機翼表面上維持更多的層流流動區域避免分 離就成為較少阻力、提高升力的關鍵因素。另一方面就要求採用高升力翼型、小的低頭力矩 和高升阻比的特點，這樣的翼型能夠儘可能的避免層流分離氣泡和推遲轉發生。因此，翼型 的氣動特性對於機翼的氣動性能的影響也極為重要。
[0005] 亞里斯多德曾經說過"如果我們想對一個問題找到較好的答案，很可能在大自然 中已經有了答案"。仿生學的主要任務是研究生物系統的優異能力或優異性能產生的機理， 並把它抽象為數學模型，然後應用這些性能去設計和製造新的技術設備。自古以來人類文 明發展的進程一直離不開運用仿生學思維，推動人類進步許多發明和創造都離不開仿生學 的思想。
[0006] 在自然界中，鳥類與昆蟲與空氣直接接觸，且鳥類的翅膀也是由一系列的翼型橫 向排布而成，與固定翼飛機機翼最為相似。本發明以海鷗為研究對象，將其翅膀翼型應用於 飛機上，擬在降低高空固定翼飛機的燃油消耗率，以延長航時。海鷗屬於鷗形目，鷗科，其胸 肌發達，善於飛翔，只要有一點點的上升氣流就可以在海面上長時間的滑翔，是世界上飛行 最慢的鳥類。這樣有益於在長時間的飛行中節省體能。
【發明內容】
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[0007] 本發明涉及一種高空長航時固定翼飛機機翼翼型，目的是針對在高空情況下固定 翼飛機常用翼型阻力較大以及升阻比普遍不高的情況，使其在較低雷諾數和不同的攻角下 阻力降低升阻比提高，將仿海鷗翼型應用於高空固定翼飛機上能大大降低燃油消耗量，延 長航時。
[0008] 本發明的上述目的是這樣實現的，結合【專利附圖】
【附圖說明】如下：
[0009] -種高空長航時固定翼飛機機翼翼型，是由弦長、厚度、前緣半徑和彎度組成，其 特徵在於，所述弦長c為1時，最大厚度t的取值為0. 0670. 0987,所述前緣半徑r的取值 為0. 028?0. 063,所述彎度f的取值範圍為0. 051?0. 083,且最大厚度t所在的位置佔 弦長c的取值範圍的9. 1 %?9. 7%，所述最大彎度f所在的位置佔弦長c範圍的45. 5%? 48. 1%。
[0010] 本發明的仿海鷗翼型的前緣半徑、最大厚度比標準翼型小，這會減小翼型的迎風 面積從而降低壓差阻力；防止翼型上的氣流在流經上表面時出現過早分離，造成升力損失。 [0011] 本發明具有以下優點：本發明的翼型並不改變本身的形狀及表面結構就能獲得優 良的氣動特性；實驗時的攻角範圍為-3°?15°、雷諾數為600000,測得仿海鷗翼型的阻 力係數比標準翼型分別降低了 16. 4%，升阻比比標準翼型分別提高了 13.6%。
[0012] 西北工業大學的李廣寧等人使用S-A湍流模型對二維的RAE2822翼型和三維 ONERA M6機翼粘性流場進行了數值模擬，計算結果與國外的實驗結果進行了對比表明選用 S-A湍流模型數值模擬方法具有良好的精度和良好的適應性。本發明在對海鷗翅翼的流場 模擬時選用S-A湍流模型。
【專利附圖】
【附圖說明】：
[0013] 圖1仿生翼型示意圖。
[0014] 圖2是用計算機進行仿真得出的仿海鷗翼型與標準翼型fx63_137在攻角 為-3°?15°，馬赫數為0.2,雷諾數為600000時的升阻比的對比曲線圖。
[0015] 圖3是用計算機進行仿真得出的仿海鷗翼型與標準翼型fx63_137在攻角 為-3°?15°，馬赫數為0.2,雷諾數為600000時的阻力係數的對比曲線圖。
[0016] 圖4是用計算機進行仿真得出的仿海鷗翼型與標準翼型fX63-137在馬赫數為 0. 2,工況高度為20000m，雷諾數為600000時的流線、壓力雲圖的對比曲線圖。
[0017] 圖中：r一前緣半徑，t一最大厚度，f一彎度，c-弦長，d一彎度線，B一上翼面，C一 下翼面
【具體實施方式】：
[0018] 參考圖1仿海鷗翼型弦長c為1時，最大厚度t的取值為0.067?0.0987,所述前 緣半徑r的取值為0. 028?0. 063,所述彎度f的取值範圍為0. 051?0. 083,且最大厚度 t所在的位置佔弦長c的的取值範圍的9. 1%?9. 7%，所述最大彎度f所在的位置佔弦長 c範圍的45. 5%?48. 1%。
[0019] 本發明的仿海鷗翼型的前緣半徑、最大厚度比標準翼型小，這會減小翼型的迎風 面積從而降低壓差阻力；防止翼型上的氣流在流經上表面時出現過早分離，造成升力損失。
[0020] 仿海鷗翼型其上下表面所對應的坐標值滿足下表：
[0021] 表 1
【權利要求】
1. 一種高空長航時固定翼飛機機翼翼型，是由弦長、厚度、前緣半徑和彎度組成，其特 徵在於，所述弦長（C)為1時，最大厚度（t)的取值為0? 067?0? 0987,所述前緣半徑（r) 的取值為〇. 028?0. 063,所述彎度（f)的取值範圍為0. 051?0. 083,且最大厚度（t)所在 的位置佔弦長（c)的取值範圍的9. 1%?9. 7%，所述最大彎度（f)所在的位置佔弦長（c) 範圍的45. 5%?48. 1%。
2. 根據權利要求1所述的一種高空長航時固定翼飛機機翼翼型，其特徵在於，所述機 翼翼型上下表面所對應的坐標值為：
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【文檔編號】B64C3/10GK104354850SQ201410612761
【公開日】2015年2月18日 申請日期:2014年10月30日 優先權日:2014年10月30日
【發明者】華欣, 張冀, 張慶國, 明磊, 叢茜 申請人:中國人民解放軍空軍航空大學