一種高空長(zhǎng)航時(shí)固定翼飛機(jī)機(jī)翼翼型的制作方法
【專利摘要】本實(shí)用新型涉及一種用于高空長(zhǎng)航時(shí)固定翼飛機(jī)機(jī)翼翼型。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(zhǎng)的9.1％～9.7％，最大彎度f(wàn)所在的位置占弦長(zhǎng)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(guò)早的分離，造成升力損失；最大彎度f(wàn)與標(biāo)準(zhǔn)翼型相近，使得上下面的流速差相對(duì)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。本實(shí)用新型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(dòng)特性得到提高。
【專利說(shuō)明】一種高空長(zhǎng)航時(shí)固定翼飛機(jī)機(jī)翼翼型

【技術(shù)領(lǐng)域】：
[0001] 本實(shí)用新型涉及一種高空長(zhǎng)航時(shí)固定翼飛機(jī)機(jī)翼的翼型。具體涉及高空長(zhǎng)航時(shí)無(wú) 人機(jī)機(jī)翼的翼型。 技術(shù)背景：
[0002] 軍用無(wú)人機(jī)在海灣戰(zhàn)爭(zhēng)、阿富汗戰(zhàn)爭(zhēng)和越戰(zhàn)中的出色表現(xiàn)，受到越來(lái)越多國(guó)家的 重視。許多國(guó)家把軍用無(wú)人機(jī)的發(fā)展置于優(yōu)先地位。主要原因有以下幾個(gè)方面：一是在現(xiàn) 代和未來(lái)的戰(zhàn)爭(zhēng)中，無(wú)人機(jī)具有不受氣候條件的限制，可以深入危險(xiǎn)地區(qū)上空長(zhǎng)時(shí)間偵察 獲取情報(bào)信息。二是無(wú)人機(jī)在設(shè)計(jì)時(shí)可以不用考慮人的因素。三是無(wú)人機(jī)的研制費(fèi)用、生 產(chǎn)成本和維護(hù)費(fèi)用和比載人飛機(jī)低的多，還可以節(jié)省培訓(xùn)飛行員的大量費(fèi)用。四是在能源 危機(jī)的今天，必須尋求耗油較少的無(wú)人機(jī)。因此廣泛的采用軍用無(wú)人機(jī)必然將是未來(lái)的發(fā) 展趨勢(shì)。
[0003] 根據(jù)續(xù)航時(shí)間和航程無(wú)人機(jī)可以分為高空長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)（也稱戰(zhàn)略無(wú)人機(jī)，如美 國(guó)"捕食者"、以色列的"搜索者"等）和低空近程無(wú)人機(jī)（也稱微型無(wú)人機(jī)，如以色列的"微 V型"無(wú)人機(jī)）。無(wú)人機(jī)的機(jī)翼可以分為固定翼、螺旋槳式機(jī)翼和折疊式機(jī)翼。而近年來(lái)，大 載重、高高空、長(zhǎng)航時(shí)、低可探測(cè)性將是未來(lái)無(wú)人機(jī)的發(fā)展趨勢(shì)，同時(shí)也成為國(guó)際航空界研 宄的熱點(diǎn)問(wèn)題。以美國(guó)"全球鷹"為例，飛機(jī)采用了大展弦比的直機(jī)翼（翼展達(dá)35.4米）， 其巡航高度可達(dá)19800米，可以在5500公里（3000海里）外的目標(biāo)區(qū)滯空24小時(shí)，最大續(xù) 航時(shí)間大于42小時(shí)，可全天候的執(zhí)行偵察任務(wù)。高空長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)與有人駕駛戰(zhàn)略偵察機(jī) 相比，其最主要的優(yōu)勢(shì)是：不必考慮人的安全問(wèn)題，在危險(xiǎn)區(qū)域執(zhí)行偵察任務(wù)時(shí)，既不必冒 生命危險(xiǎn)，也不需派遣護(hù)航機(jī)保護(hù)。無(wú)人機(jī)能晝夜持續(xù)進(jìn)行空中偵察探測(cè)，這些都是有人駕 駛戰(zhàn)略偵察機(jī)所不及的。高空長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)與偵察衛(wèi)星相比，成本低廉是其最大的優(yōu)勢(shì)，只 是衛(wèi)星成本的幾十分之一，甚至幾百分之一。
[0004] 高空長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)要在20km以上高空飛行，一方面由于空氣稀薄，飛行動(dòng)壓小， 雷諾數(shù)低（百萬(wàn)量級(jí)），要滿足無(wú)人機(jī)大載重的要求。另一方面，由于長(zhǎng)航時(shí)飛行，必須降低 飛行阻力以減少燃油消耗。因此高空長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)在設(shè)計(jì)時(shí)就要滿足高升力低阻力這樣的 氣動(dòng)性能。而機(jī)翼是飛機(jī)產(chǎn)生升力的主要部件，機(jī)翼的氣動(dòng)性能是研宄飛機(jī)氣動(dòng)性能的基 礎(chǔ)，影響氣動(dòng)性能主要是機(jī)翼的平面參數(shù)和翼型決定的。一方面對(duì)于機(jī)翼的平面參數(shù)只有 在展弦比和環(huán)量分布都達(dá)到最優(yōu)的情況下，在機(jī)翼表面上維持更多的層流流動(dòng)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(diǎn)，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(dòng)特性對(duì)于機(jī)翼的氣動(dòng)性能的影響也極為重要。
[0005]亞里士多德曾經(jīng)說(shuō)過(guò)"如果我們想對(duì)一個(gè)問(wèn)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)是研宄生物系統(tǒng)的優(yōu)異能力或優(yōu)異性能產(chǎn)生的機(jī)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(jì)和制造新的技術(shù)設(shè)備。自古以來(lái)人類文 明發(fā)展的進(jìn)程一直離不開(kāi)運(yùn)用仿生學(xué)思維，推動(dòng)人類進(jìn)步許多實(shí)用新型和創(chuàng)造都離不開(kāi)仿 生學(xué)的思想。
[0006] 在自然界中，鳥(niǎo)類與昆蟲(chóng)與空氣直接接觸，且鳥(niǎo)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(jī)機(jī)翼最為相似。本實(shí)用新型以海鷗為研宄對(duì)象，將其翅膀翼型應(yīng) 用于飛機(jī)上，擬在降低高空固定翼飛機(jī)的燃油消耗率，以延長(zhǎng)航時(shí)。海鷗屬于鷗形目，鷗科， 其胸肌發(fā)達(dá)，善于飛翔，只要有一點(diǎn)點(diǎn)的上升氣流就可以在海面上長(zhǎng)時(shí)間的滑翔，是世界上 飛行最慢的鳥(niǎo)類。這樣有益于在長(zhǎng)時(shí)間的飛行中節(jié)省體能。 實(shí)用新型內(nèi)容：
[0007] 本實(shí)用新型涉及一種高空長(zhǎng)航時(shí)固定翼飛機(jī)機(jī)翼翼型，目的是針對(duì)在高空情況下 固定翼飛機(jī)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(jī)上能大大降低燃油消耗 量，延長(zhǎng)航時(shí)。
[0008] 本實(shí)用新型的上述目的是這樣實(shí)現(xiàn)的，結(jié)合【專利附圖】

【附圖說(shuō)明】如下：
[0009] 一種高空長(zhǎng)航時(shí)固定翼飛機(jī)機(jī)翼翼型，是由弦長(zhǎng)、厚度、前緣半徑和彎度組成，其 特征在于，所述弦長(zhǎng)C為1時(shí)，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(wàn)的取值范圍為0. 051?0. 083,且最大厚度t所在的位置占 弦長(zhǎng)c的取值范圍的9. 1 %?9. 7%，所述最大彎度f(wàn)所在的位置占弦長(zhǎng)c范圍的45. 5%? 48. 1%〇
[0010] 本實(shí)用新型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(huì)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(shí)出現(xiàn)過(guò)早分離，造成升力 損失。
[0011] 本實(shí)用新型具有以下優(yōu)點(diǎn)：本實(shí)用新型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(dòng)特性；實(shí)驗(yàn)時(shí)的攻角范圍為-3°?15°、雷諾數(shù)為600000,測(cè)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(duì)二維的RAE2822翼型和三維 ONERAM6機(jī)翼粘性流場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值模擬，計(jì)算結(jié)果與國(guó)外的實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)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。本實(shí)用新型在對(duì)海鷗翅翼的 流場(chǎng)模擬時(shí)選用S-A湍流模型。

【專利附圖】

【附圖說(shuō)明】：
[0013] 圖1仿生翼型示意圖。
[0014] 圖2是用計(jì)算機(jī)進(jìn)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(shí)的升阻比的對(duì)比曲線圖。
[0015] 圖3是用計(jì)算機(jī)進(jìn)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(shí)的阻力系數(shù)的對(duì)比曲線圖。
[0016] 圖4是用計(jì)算機(jī)進(jìn)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(shí)的流線、壓力云圖的對(duì)比曲線圖。
[0017] 圖中：r一前緣半徑，t一最大厚度，f一彎度，c一弦長(zhǎng)，d-彎度線，B-上翼面，C一 下翼面

【具體實(shí)施方式】：
[0018] 參考圖1仿海鷗翼型弦長(zhǎng)c為1時(shí)，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(wàn)的取值范圍為0. 051?0. 083,且最大厚度 t所在的位置占弦長(zhǎng)c的的取值范圍的9. 1 %?9. 7%，所述最大彎度f(wàn)所在的位置占弦長(zhǎng) c范圍的45. 5%?48. 1%。
[0019] 本實(shí)用新型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(huì)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(shí)出現(xiàn)過(guò)早分離，造成升力 損失。
[0020] 仿海鷗翼型其上下表面所對(duì)應(yīng)的坐標(biāo)值滿足下表：
[0021] 表 1
[0022]
[0023]

【權(quán)利要求】
1. 一種高空長(zhǎng)航時(shí)固定翼飛機(jī)機(jī)翼翼型，是由弦長(zhǎng)、厚度、前緣半徑和彎度組成，其特 征在于，所述弦長(zhǎng)（C)為1時(shí)，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(zhǎng)（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(zhǎng)（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(zhǎng)航時(shí)固定翼飛機(jī)機(jī)翼翼型，其特征在于，所述機(jī) 翼翼型上下表面所對(duì)應(yīng)的坐標(biāo)值為：

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【文檔編號(hào)】B64C3/10GK204197270SQ201420652423
【公開(kāi)日】2015年3月11日 申請(qǐng)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(guó), 明磊, 叢茜 申請(qǐng)人:中國(guó)人民解放軍空軍航空大學(xué)