本發(fā)明屬于無(wú)人機(jī)翼型設(shè)計(jì)技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種高空低速自然層流高升力翼型。

背景技術(shù)：
高空長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)，是指飛行高度在18000米以上、連續(xù)飛行時(shí)間超過(guò)一天的無(wú)人機(jī)。高空長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)在空氣動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)上具有較多區(qū)別于其他類無(wú)人機(jī)的地方，包括：(1)高空長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)要求具有較高的升阻比，以維持較長(zhǎng)的巡航飛行時(shí)間，順利執(zhí)行通信、高空監(jiān)測(cè)等任務(wù)。因此，該類無(wú)人機(jī)一般采用大展弦比、小后掠或直機(jī)翼；使用厚翼型，保證機(jī)翼提供充足的空間裝載更多燃油。(2)高空飛行的一個(gè)最基本的空氣動(dòng)力學(xué)問(wèn)題是空氣非常稀薄，而雷諾數(shù)與大氣密度成正比，隨著飛行高度的增加，機(jī)翼的雷諾數(shù)急劇減小。低雷諾數(shù)時(shí)普通翼型表面的層流附面層很容易分離，導(dǎo)致翼型升力系數(shù)降低、阻力系數(shù)增加，極大地降低了翼型升阻比。因此，該類無(wú)人機(jī)一般采用層流翼型設(shè)計(jì)技術(shù)，來(lái)改善飛機(jī)的升阻特性，使其在較高的設(shè)計(jì)升力系數(shù)下，具有高的升阻比，提高飛機(jī)的巡航性能。(3)另外，根據(jù)無(wú)人機(jī)的使用特點(diǎn)，層流翼型需要在高升力狀態(tài)下穩(wěn)定工作，當(dāng)轉(zhuǎn)捩提前時(shí)，應(yīng)使氣動(dòng)性能損失盡可能得小；同時(shí)在層流翼型設(shè)計(jì)時(shí)，還應(yīng)兼顧其力矩特性，盡可能地降低全機(jī)的配平阻力。雖然層流技術(shù)的探討和研究有著悠久的歷史，但在工程實(shí)際中的應(yīng)用卻很少，主要原因在于：常見(jiàn)的層流翼型設(shè)計(jì)中，為了保證翼型具有較大的層流范圍，需要保證翼型的壓力分布具有一定的順壓梯度或弱的逆壓梯度，但這會(huì)導(dǎo)致翼型尾部的壓力恢復(fù)具有較大的逆壓梯度，容易引起后緣分離，而且隨著迎角和馬赫數(shù)的增加，后緣分離迅速前移，使得翼型的氣動(dòng)性能迅速下降。國(guó)內(nèi)關(guān)于層流翼型設(shè)計(jì)的研究較少。西北工業(yè)大學(xué)設(shè)計(jì)并申請(qǐng)了以下兩項(xiàng)專利申請(qǐng)：專利號(hào)為CN201510106270.5、名稱為一種低阻高阻力發(fā)散馬赫數(shù)的高升力層流翼型的專利申請(qǐng)，以及，專利號(hào)為CN200810017364.5、名稱為一種后緣分離渦高升力高速層流翼型的專利申請(qǐng)。但是，上述兩項(xiàng)專利申請(qǐng)主要針對(duì)馬赫數(shù)0.6左右的高速流動(dòng)設(shè)計(jì)，并非針對(duì)高空低速、低雷諾數(shù)條件設(shè)計(jì)，也就是說(shuō)，上述兩項(xiàng)專利申請(qǐng)所公開(kāi)的翼型，并不適合于高空長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：
針對(duì)現(xiàn)有技術(shù)存在的缺陷，本發(fā)明提供一種高空低速自然層流高升力翼型，可有效解決上述問(wèn)題。本發(fā)明采用的技術(shù)方案如下：本發(fā)明提供一種高空低速自然層流高升力翼型，翼型的最大厚度為14％C，最大厚度位置為36％C，后緣厚度為0.425％C，最大彎度為5.1％C，最大彎度位置為47％C，其中，C為翼型弦長(zhǎng)。該翼型上表面和下表面的幾何坐標(biāo)表達(dá)式分別為：其中，yup表示翼型的上表面縱坐標(biāo)；ylow表示翼型的下表面縱坐標(biāo)；Aup代表翼型上表面幾何坐標(biāo)的表達(dá)式系數(shù)；Alow代表翼型下表面幾何坐標(biāo)的表達(dá)式系數(shù)；x表示翼型的表面橫坐標(biāo)；Aup和Alow的值見(jiàn)表1：表1翼型幾何坐標(biāo)的表達(dá)式系數(shù)本發(fā)明提供的一種高空低速自然層流高升力翼型具有以下優(yōu)點(diǎn)：本發(fā)明翼型能夠?qū)崿F(xiàn)在低速、100萬(wàn)量級(jí)雷諾數(shù)工況下，先轉(zhuǎn)捩后分離，不形成層流分離泡，具有更高的設(shè)計(jì)升力系數(shù)，更小的翼型阻力和更大的翼型升阻比，且失速特性緩和，力矩特性好，可以滿足高空長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)的性能需要。附圖說(shuō)明圖1為本發(fā)明設(shè)計(jì)翼型的幾何外形圖；圖2為本發(fā)明設(shè)計(jì)翼型在設(shè)計(jì)狀態(tài)的壓力分布曲線圖；圖3為本發(fā)明設(shè)計(jì)翼型與對(duì)比專利設(shè)計(jì)翼型的幾何外形對(duì)比圖；圖4為本發(fā)明設(shè)計(jì)翼型與對(duì)比專利設(shè)計(jì)翼型在設(shè)計(jì)狀態(tài)的壓力分布曲線對(duì)比圖；圖5為本發(fā)明設(shè)計(jì)翼型與對(duì)比專利設(shè)計(jì)翼型的升力特性曲線對(duì)比圖；圖6為本發(fā)明設(shè)計(jì)翼型與對(duì)比專利設(shè)計(jì)翼型的升阻比特性曲線對(duì)比圖；圖7為本發(fā)明設(shè)計(jì)翼型與對(duì)比專利設(shè)計(jì)翼型的力矩特性曲線對(duì)比圖；圖8為本發(fā)明設(shè)計(jì)翼型在設(shè)計(jì)狀態(tài)的壓力分布曲線計(jì)算與試驗(yàn)對(duì)比圖；圖9為本發(fā)明設(shè)計(jì)翼型的升阻比特性曲線計(jì)算與試驗(yàn)對(duì)比圖；其中：A為翼型前緣B為翼型上表面中后部C為翼型上表面后部D為翼型下表面1為本發(fā)明設(shè)計(jì)翼型的幾何及其氣動(dòng)特性計(jì)算結(jié)果2為對(duì)比專利設(shè)計(jì)翼型[專利號(hào)：CN201510106270.5]的幾何及其氣動(dòng)特性數(shù)值模擬計(jì)算結(jié)果3為本發(fā)明設(shè)計(jì)翼型的幾何及其氣動(dòng)特性風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果(計(jì)算狀態(tài)為Ma＝0.226,Re＝1.1×106)。具體實(shí)施方式為了使本發(fā)明所解決的技術(shù)問(wèn)題、技術(shù)方案及有益效果更加清楚明白，以下結(jié)合附圖及實(shí)施例，對(duì)本發(fā)明進(jìn)行進(jìn)一步詳細(xì)說(shuō)明。應(yīng)當(dāng)理解，此處所描述的具體實(shí)施例僅用以解釋本發(fā)明，并不用于限定本發(fā)明。常規(guī)翼型在較低雷諾數(shù)情況下，表面層流分離現(xiàn)象嚴(yán)重，翼型升阻特性嚴(yán)重惡化，且在高升力狀態(tài)時(shí)，具有較大的低頭力矩；而層流翼型由于存在較大的層流范圍，導(dǎo)致尾部壓力恢復(fù)有較大的逆壓梯度，容易引起后緣分離，因此層流翼型的設(shè)計(jì)仍然是一個(gè)技術(shù)難點(diǎn)。目前已有的相關(guān)專利都針對(duì)高速流動(dòng)設(shè)計(jì)，不適用于低速的情況，且設(shè)計(jì)狀態(tài)的雷諾數(shù)均高于本發(fā)明，本發(fā)明的設(shè)計(jì)難度更大。本發(fā)明的目的是，設(shè)計(jì)一種自然層流高升力翼型，其在低速100萬(wàn)量級(jí)雷諾數(shù)下比常規(guī)翼型具有更大的設(shè)計(jì)升力系數(shù)，更加優(yōu)異的升阻特性和力矩特性，且失速特性緩和，以滿足高空長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)的性能需要。具體的，本發(fā)明設(shè)計(jì)了一種高空低速、100萬(wàn)量級(jí)雷諾數(shù)條件下具有高設(shè)計(jì)升力系數(shù)和高升阻比，且失速特性緩和、力矩特性好的自然層流翼型。其突出特點(diǎn)是：本發(fā)明設(shè)計(jì)的翼型最大厚度位置靠后，以保證翼型具有較小的阻力，較大的升阻比；翼型上表面變化平緩，保持約50％－60％的順壓梯度，轉(zhuǎn)捩后層流流動(dòng)變?yōu)橥牧髁鲃?dòng)，通過(guò)一個(gè)小的壓力鼓包，使得翼型后半部分壓力恢復(fù)和緩且更加魯棒，避免了層流分離；翼型下表面設(shè)計(jì)十分平坦，以盡可能地保證大范圍的層流；通過(guò)翼型曲率和后加載的控制，使得翼型具有較好的力矩特性。本發(fā)明的翼型命名為NPU-LH-1214，如圖1所示，為本發(fā)明設(shè)計(jì)翼型的幾何外形圖，具有以下幾何特征：翼型的最大厚度為14％C，最大厚度位置為36％C，后緣厚度為0.425％C，最大彎度為5.1％C，最大彎度位置為47％C，其中，C為翼型弦長(zhǎng)。該翼型上表面和下表面的幾何坐標(biāo)表達(dá)式分別為：其中，yup表示翼型的上表面縱坐標(biāo)；ylow表示翼型的下表面縱坐標(biāo)；Aup代表翼型上表面幾何坐標(biāo)的表達(dá)式系數(shù)；Alow代表翼型下表面幾何坐標(biāo)的表達(dá)式系數(shù)；x表示翼型的表面橫坐標(biāo)；Aup和Alow的值見(jiàn)表1：表1翼型幾何坐標(biāo)的表達(dá)式系數(shù)對(duì)于本發(fā)明提供的NPU-LH-1214翼型，其設(shè)計(jì)狀態(tài)為馬赫數(shù)0.226，雷諾數(shù)為100萬(wàn)量級(jí)，升力系數(shù)為1.2。具體設(shè)計(jì)指標(biāo)為：1、設(shè)計(jì)升力系數(shù)為1.2，具有高的升阻比，上表面層流范圍不小于50％，下表面層流范圍不小80％；2、在設(shè)計(jì)狀態(tài)下，全紊流狀態(tài)的升力下降不超過(guò)自由轉(zhuǎn)捩狀態(tài)的10％；3、自由轉(zhuǎn)捩狀態(tài)下，最大升力系數(shù)不小于1.5，全紊流下不小于1.4(升力系數(shù)保持0.2的裕度，攻角保持3度以上的裕度)；4、失速類型為后緣失速，失速特性和緩；流動(dòng)先轉(zhuǎn)捩后分離，無(wú)層流分離泡；5、力矩系數(shù)大于-0.14。參考圖1，為本發(fā)明設(shè)計(jì)翼型的幾何外形圖；參考圖2，為本發(fā)明設(shè)計(jì)翼型在設(shè)計(jì)狀態(tài)的壓力分布曲線圖。從圖1和圖2可以看出，翼型前緣A具有較大半徑，使前緣具有較高的吸力峰值；接著翼型前部分曲率變化平緩，使得壓力分布具有小的順壓梯度，壓力恢復(fù)緩慢，在大約50％-60％弦長(zhǎng)處轉(zhuǎn)捩，之后，在翼型上表面中后部B出現(xiàn)一個(gè)小的壓力鼓包，使得翼型后半部分壓力恢復(fù)和緩且更加魯棒，避免了層流分離。翼型上表面后部C的翼型后緣曲率基本不變，保證了壓力連續(xù)平緩地恢復(fù)。翼型下表面D設(shè)計(jì)十分平坦，盡可能地保證了大范圍的層流。現(xiàn)有的層流翼型設(shè)計(jì)主要針對(duì)高速流動(dòng)，且設(shè)計(jì)雷諾數(shù)高于本發(fā)明翼型的設(shè)計(jì)狀態(tài)。本發(fā)明翼型能夠?qū)崿F(xiàn)在低速、100萬(wàn)量級(jí)雷諾數(shù)工況下，先轉(zhuǎn)捩后分離，不形成層流分離泡，具有更小的翼型阻力和更大的翼型升阻比，且失速特性緩和，力矩特性好。以下通過(guò)實(shí)驗(yàn)效果例，對(duì)本發(fā)明提供的NPU-LH-1214翼型的優(yōu)點(diǎn)進(jìn)行驗(yàn)證：驗(yàn)證例1以專利號(hào)為CN201510106270.5、名稱為一種低阻高阻力發(fā)散馬赫數(shù)的高升力層流翼型的專利申請(qǐng)所公開(kāi)的翼型為對(duì)比翼型，與本發(fā)明設(shè)計(jì)翼型進(jìn)行對(duì)比，分析比較本發(fā)明設(shè)計(jì)翼型與對(duì)比翼型的氣動(dòng)性能的差異。參考圖3，為本發(fā)明設(shè)計(jì)翼型與對(duì)比專利設(shè)計(jì)翼型的幾何外形對(duì)比圖；參考圖4，為本發(fā)明設(shè)計(jì)翼型與對(duì)比專利設(shè)計(jì)翼型在設(shè)計(jì)狀態(tài)的壓力分布曲線對(duì)比圖；參考圖5，為本發(fā)明設(shè)計(jì)翼型與對(duì)比專利設(shè)計(jì)翼型的升力特性曲線對(duì)比圖；參考圖6，為本發(fā)明設(shè)計(jì)翼型與對(duì)比專利設(shè)計(jì)翼型的升阻比特性曲線對(duì)比圖；參考圖7，為本發(fā)明設(shè)計(jì)翼型與對(duì)比專利設(shè)計(jì)翼型的力矩特性曲線對(duì)比圖。參見(jiàn)表2，為本發(fā)明設(shè)計(jì)翼型與對(duì)比專利設(shè)計(jì)翼型的氣動(dòng)性能對(duì)比表：表2設(shè)計(jì)翼型與對(duì)比翼型的氣動(dòng)性能通過(guò)圖4-圖7以及表2可以看出，在設(shè)計(jì)點(diǎn)處，本發(fā)明設(shè)計(jì)翼型達(dá)到最大升阻比167左右，而對(duì)比專利設(shè)計(jì)翼型，在本發(fā)明的設(shè)計(jì)升力系數(shù)1.2處，升阻比僅為75.39，而在升力系數(shù)為0.8時(shí)，達(dá)到最大升阻比，約為117?？梢?jiàn)，本發(fā)明設(shè)計(jì)翼型，在高設(shè)計(jì)升力系數(shù)下，具有高的升阻比，同時(shí)兼顧力矩特性，滿足高空長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)需要。驗(yàn)證例2發(fā)明人使用數(shù)值方法計(jì)算了本發(fā)明NPU-LH-1214翼型的氣動(dòng)性能，計(jì)算狀態(tài)為：馬赫數(shù)為0.226，雷諾數(shù)為1.1×106。同時(shí)，在西北工業(yè)大學(xué)NF-3大型低速風(fēng)洞進(jìn)行了試驗(yàn)驗(yàn)證。風(fēng)洞試驗(yàn)及數(shù)值模擬計(jì)算結(jié)果如表3所示。表3設(shè)計(jì)翼型的數(shù)值模擬計(jì)算結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比由數(shù)值模擬計(jì)算結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果可以看出，在Ma＝0.226,Re＝1.1×106狀態(tài)，設(shè)計(jì)翼型完全滿足設(shè)計(jì)指標(biāo)，具有高設(shè)計(jì)升力系數(shù)，高升阻比，且失速特性緩和，升力系數(shù)具有0.2的裕度，攻角具有3度以上的裕度。由此可見(jiàn)，本發(fā)明所設(shè)計(jì)的翼型在低速低雷諾數(shù)下具有良好的氣動(dòng)性能。以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施方式，應(yīng)當(dāng)指出，對(duì)于本技術(shù)領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來(lái)說(shuō)，在不脫離本發(fā)明原理的前提下，還可以做出若干改進(jìn)和潤(rùn)飾，這些改進(jìn)和潤(rùn)飾也應(yīng)視本發(fā)明的保護(hù)范圍。