一種高空長航時固定翼飛機機翼翼型的制作方法
【專利摘要】本發(fā)明涉及的一種用于高空長航時固定翼飛機機翼的翼型。其應(yīng)用逆向工程獲取海鷗翅翼翼型的上下表面的坐標(biāo)值。仿海鷗翼型最大厚度t所在的位置占弦長的9.1％～9.7％，最大彎度f所在的位置占弦長的45.5％～48.1％；最大厚度t比標(biāo)準(zhǔn)翼型大大減小，這樣可以防止翼型出現(xiàn)過早的分離，造成升力損失；最大彎度f與標(biāo)準(zhǔn)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(fā)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(shù)領(lǐng)域】：
[0001] 本發(fā)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(shù)背景：
[0002] 軍用無人機在海灣戰(zhàn)爭、阿富汗戰(zhàn)爭和越戰(zhàn)中的出色表現(xiàn)，受到越來越多國家的 重視。許多國家把軍用無人機的發(fā)展置于優(yōu)先地位。主要原因有以下幾個方面：一是在現(xiàn) 代和未來的戰(zhàn)爭中，無人機具有不受氣候條件的限制，可以深入危險地區(qū)上空長時間偵察 獲取情報信息。二是無人機在設(shè)計時可以不用考慮人的因素。三是無人機的研制費用、生 產(chǎn)成本和維護費用和比載人飛機低的多，還可以節(jié)省培訓(xùn)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。因此廣泛的采用軍用無人機必然將是未來的發(fā) 展趨勢。
[0003] 根據(jù)續(xù)航時間和航程無人機可以分為高空長航時無人機（也稱戰(zhàn)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、螺旋槳式機翼和折疊式機翼。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(fā)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，飛機采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公里（3000海里）外的目標(biāo)區(qū)滯空24小時，最大續(xù) 航時間大于42小時，可全天候的執(zhí)行偵察任務(wù)。高空長航時無人機與有人駕駛戰(zhàn)略偵察機 相比，其最主要的優(yōu)勢是：不必考慮人的安全問題，在危險區(qū)域執(zhí)行偵察任務(wù)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(xù)進行空中偵察探測，這些都是有人駕 駛戰(zhàn)略偵察機所不及的。高空長航時無人機與偵察衛(wèi)星相比，成本低廉是其最大的優(yōu)勢，只 是衛(wèi)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，一方面由于空氣稀薄，飛行動壓小， 雷諾數(shù)低（百萬量級），要滿足無人機大載重的要求。另一方面，由于長航時飛行，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(shè)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(chǎn)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(chǔ)，影響氣動性能主要是機翼的平面參數(shù)和翼型決定的。一方面對于機翼的平面參數(shù)只有 在展弦比和環(huán)量分布都達到最優(yōu)的情況下，在機翼表面上維持更多的層流流動區(qū)域避免分 離就成為較少阻力、提高升力的關(guān)鍵因素。另一方面就要求采用高升力翼型、小的低頭力矩 和高升阻比的特點，這樣的翼型能夠盡可能的避免層流分離氣泡和推遲轉(zhuǎn)發(fā)生。因此，翼型 的氣動特性對于機翼的氣動性能的影響也極為重要。
[0005] 亞里士多德曾經(jīng)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(jīng)有了答案"。仿生學(xué)的主要任務(wù)是研究生物系統(tǒng)的優(yōu)異能力或優(yōu)異性能產(chǎn)生的機理， 并把它抽象為數(shù)學(xué)模型，然后應(yīng)用這些性能去設(shè)計和制造新的技術(shù)設(shè)備。自古以來人類文 明發(fā)展的進程一直離不開運用仿生學(xué)思維，推動人類進步許多發(fā)明和創(chuàng)造都離不開仿生學(xué) 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(fā)明以海鷗為研究對象，將其翅膀翼型應(yīng)用于 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。海鷗屬于鷗形目，鷗科，其胸 肌發(fā)達，善于飛翔，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。這樣有益于在長時間的飛行中節(jié)省體能。


【發(fā)明內(nèi)容】
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[0007] 本發(fā)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(shù)和不同的攻角下 阻力降低升阻比提高，將仿海鷗翼型應(yīng)用于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(fā)明的上述目的是這樣實現(xiàn)的，結(jié)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 特征在于，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的取值范圍為0. 051?0. 083,且最大厚度t所在的位置占 弦長c的取值范圍的9. 1 %?9. 7%，所述最大彎度f所在的位置占弦長c范圍的45. 5%? 48. 1%。
[0010] 本發(fā)明的仿海鷗翼型的前緣半徑、最大厚度比標(biāo)準(zhǔn)翼型小，這會減小翼型的迎風(fēng) 面積從而降低壓差阻力；防止翼型上的氣流在流經(jīng)上表面時出現(xiàn)過早分離，造成升力損失。 [0011] 本發(fā)明具有以下優(yōu)點：本發(fā)明的翼型并不改變本身的形狀及表面結(jié)構(gòu)就能獲得優(yōu) 良的氣動特性；實驗時的攻角范圍為-3°?15°、雷諾數(shù)為600000,測得仿海鷗翼型的阻 力系數(shù)比標(biāo)準(zhǔn)翼型分別降低了 16. 4%，升阻比比標(biāo)準(zhǔn)翼型分別提高了 13.6%。
[0012] 西北工業(yè)大學(xué)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(shù)值模擬，計算結(jié)果與國外的實驗結(jié)果進行了對比表明選用 S-A湍流模型數(shù)值模擬方法具有良好的精度和良好的適應(yīng)性。本發(fā)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(biāo)準(zhǔn)翼型fx63_137在攻角 為-3°?15°，馬赫數(shù)為0.2,雷諾數(shù)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(biāo)準(zhǔn)翼型fx63_137在攻角 為-3°?15°，馬赫數(shù)為0.2,雷諾數(shù)為600000時的阻力系數(shù)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(biāo)準(zhǔn)翼型fX63-137在馬赫數(shù)為 0. 2,工況高度為20000m，雷諾數(shù)為600000時的流線、壓力云圖的對比曲線圖。
[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的取值范圍為0. 051?0. 083,且最大厚度 t所在的位置占弦長c的的取值范圍的9. 1%?9. 7%，所述最大彎度f所在的位置占弦長 c范圍的45. 5%?48. 1%。
[0019] 本發(fā)明的仿海鷗翼型的前緣半徑、最大厚度比標(biāo)準(zhǔn)翼型小，這會減小翼型的迎風(fēng) 面積從而降低壓差阻力；防止翼型上的氣流在流經(jīng)上表面時出現(xiàn)過早分離，造成升力損失。
[0020] 仿海鷗翼型其上下表面所對應(yīng)的坐標(biāo)值滿足下表：
[0021] 表 1

【權(quán)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 征在于，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)的取值范圍為0. 051?0. 083,且最大厚度（t)所在 的位置占弦長（c)的取值范圍的9. 1%?9. 7%，所述最大彎度（f)所在的位置占弦長（c) 范圍的45. 5%?48. 1%。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種高空長航時固定翼飛機機翼翼型，其特征在于，所述機 翼翼型上下表面所對應(yīng)的坐標(biāo)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(yōu)先權(quán)日:2014年10月30日
【發(fā)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(xué)