本發(fā)明涉及航空飛行器氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)中的翼型設(shè)計(jì)領(lǐng)域，具體為一種適用于通用飛行器偏重失速特性的層流翼型。

背景技術(shù)：

通用飛機(jī)是指除了客、貨運(yùn)輸?shù)亩ㄆ诤骄€飛行以外的所有其它民用飛機(jī)，其應(yīng)用領(lǐng)域包括工業(yè)、農(nóng)業(yè)、林業(yè)、科研、旅游、體育、城市管理和救護(hù)、訓(xùn)練及公務(wù)飛行等。參照發(fā)達(dá)國(guó)家的經(jīng)驗(yàn)，通用航空作為民用航空工業(yè)的重要組成部分，對(duì)于推動(dòng)國(guó)家的經(jīng)濟(jì)發(fā)展和城市交通有很大的作用。隨著我國(guó)國(guó)力增強(qiáng)和人民收入的提高，繼汽車的普及之后，即將進(jìn)入通用航空器的高速發(fā)展時(shí)期。為了避免本國(guó)龐大的通用飛機(jī)市場(chǎng)被國(guó)外通用飛機(jī)制造商搶占，就需要在結(jié)合我國(guó)國(guó)情的前提下提升我國(guó)通用飛機(jī)的技術(shù)性能。

中國(guó)通用航空已經(jīng)走過了幾十年的發(fā)展歷程，取得了一定的成就，研制了包括農(nóng)5、小鷹500、AC500等系列的固定翼通用飛機(jī)。但是與航空發(fā)達(dá)國(guó)家相比，我國(guó)通用飛機(jī)的規(guī)模較小，通用飛機(jī)工業(yè)相對(duì)落后。

翼型是飛機(jī)機(jī)翼設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)，翼型設(shè)計(jì)成功與否從根本上決定這飛機(jī)設(shè)計(jì)的成敗。翼型設(shè)計(jì)的關(guān)鍵在于壓力分布形式的配置，而這些又與飛機(jī)平臺(tái)的設(shè)計(jì)理念相關(guān)。常用的適合低速通用飛機(jī)的翼型有NACA230系列、NACA24系列和NACA44系列，用于通用飛機(jī)的先進(jìn)翼型有GA(W)-1和GA(W)-2，其中GA(W)-1翼型被廣泛應(yīng)用于現(xiàn)役飛機(jī)中。

我國(guó)至今為止沒有系統(tǒng)的對(duì)通用飛機(jī)的高性能層流翼型進(jìn)行過研究，從現(xiàn)有的資料和文獻(xiàn)來看，都屬于試探性研究且不系統(tǒng)，要設(shè)計(jì)出具有較強(qiáng)競(jìng)爭(zhēng)力的通用飛行器以搶占國(guó)內(nèi)外市場(chǎng)，還有較長(zhǎng)的路要走。

為了進(jìn)一步提高通航飛機(jī)的運(yùn)輸經(jīng)濟(jì)性和更強(qiáng)的市場(chǎng)競(jìng)爭(zhēng)力，提升通航飛機(jī)在巡航、爬升及失速各個(gè)工作狀態(tài)下的氣動(dòng)性能顯得很有必要。

當(dāng)飛機(jī)布局確定后，壓差阻力基本確定，因此減少摩阻成為飛機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)下一步主要的攻堅(jiān)對(duì)象。層流設(shè)計(jì)是飛機(jī)減阻的一個(gè)重要途徑，目前通用飛機(jī)設(shè)計(jì)時(shí)基本按全層流設(shè)計(jì)的，因此擴(kuò)大層流區(qū)，甚至實(shí)現(xiàn)全層流流動(dòng)是減阻的一個(gè)重要方向和途徑，對(duì)飛機(jī)性能的改進(jìn)是十分明顯的。

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：專利公布號(hào)為CN104691739A、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，以及，專利公布號(hào)為CN101492090、名稱為一種后緣分離渦高升力高速層流翼型的專利。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)高空低速多工況條件設(shè)計(jì)。同時(shí)，西北工業(yè)大學(xué)設(shè)計(jì)并申請(qǐng)的專利：專利公布號(hào)為CN105752314A、名稱為一種高空低速自然層流高升力翼型的專利。但仍只是低速的定升力單工況設(shè)計(jì)，對(duì)多工況性能并沒有研究。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

為解決現(xiàn)有技術(shù)存在的問題，本發(fā)明以國(guó)際公開的翼型NLF0416翼型為基礎(chǔ)，采用計(jì)算機(jī)流體力學(xué)方法和翼型參數(shù)化方法，設(shè)計(jì)狀態(tài)兼顧巡航點(diǎn)、爬升點(diǎn)和失速點(diǎn)，提出一種最大相對(duì)厚度為0.17，適用于通用飛行器側(cè)重于失速特性的，高升力、高升阻比、失速緩和的層流翼型。

本發(fā)明的技術(shù)方案為：

所述一種適用于通用飛行器偏重失速特性的層流翼型，其特征在于：翼型前緣半徑2.11％C，最大厚度為17％C，最大厚度位置35.37％C，最大彎度1.88％C，最大彎度位置76.29％C，后緣厚度0.43％C，其中C為翼型弦長(zhǎng)。

進(jìn)一步的優(yōu)選方案，所述一種適用于通用飛行器偏重失速特性的層流翼型，其特征在于：上表面和下表面的幾何坐標(biāo)表達(dá)式分別為

其中，y_up(x)表示單位翼型的上表面縱坐標(biāo)；y_low(x)表示單位翼型的下表面縱坐標(biāo)；y_0up(x)表示單位基礎(chǔ)翼型NLF0416的上表面縱坐標(biāo)；y_0low(x)表示單位基礎(chǔ)翼型NLF0416的下表面縱坐標(biāo)；A_ui代表翼型上表面幾何坐標(biāo)的表達(dá)式系數(shù)；A_li代表翼型下表面幾何坐標(biāo)的表達(dá)式系數(shù)；x表示單位翼型的表面橫坐標(biāo)；為組合數(shù)；翼型幾何坐標(biāo)的表達(dá)式系數(shù)為：

進(jìn)一步的優(yōu)選方案，所述一種適用于通用飛行器偏重失速特性的層流翼型，其特征在于：翼型幾何坐標(biāo)的表達(dá)式系數(shù)優(yōu)選

進(jìn)一步的優(yōu)選方案，所述一種適用于通用飛行器偏重失速特性的層流翼型，其特征在于：翼型上表面和下表面的幾何坐標(biāo)為：

其中XU、YU是翼型上表面的坐標(biāo)值，XL、YL是翼型下表面的坐標(biāo)值。

有益效果

本發(fā)明以國(guó)際公開的翼型NLF0416翼型為基礎(chǔ)，采用計(jì)算機(jī)流體力學(xué)方法和翼型參數(shù)化方法，設(shè)計(jì)狀態(tài)兼顧巡航點(diǎn)、爬升點(diǎn)和失速點(diǎn)，提出一種最大相對(duì)厚度為0.17，側(cè)重失速特性的層流翼型TFNLF1。該翼型在爬升和巡航性能保持或小幅優(yōu)于NLF0416情況下，失速攻角延后，失速特性變緩；在巡航狀態(tài)為層流主控的情況下，上翼面層流區(qū)長(zhǎng)度達(dá)到48％，下翼面層流區(qū)長(zhǎng)度達(dá)到53％。

本發(fā)明提供的層流翼型是針對(duì)巡航和爬升狀態(tài)為層流主控設(shè)計(jì)的，具有高升力、高升阻比、失速特性緩和的特點(diǎn)，在較低的設(shè)計(jì)升力系數(shù)、較低的飛行馬赫數(shù)和較低的飛行雷諾數(shù)下，具有較高的升阻比，較高巡航效率。

本發(fā)明的附加方面和優(yōu)點(diǎn)將在下面的描述中部分給出，部分將從下面的描述中變得明顯，或通過本發(fā)明的實(shí)踐了解到。

附圖說明

本發(fā)明的上述和/或附加的方面和優(yōu)點(diǎn)從結(jié)合下面附圖對(duì)實(shí)施例的描述中將變得明顯和容易理解，其中：

圖1：本發(fā)明設(shè)計(jì)的TFNLF1翼型與NLF0416翼型幾何外形對(duì)比圖；

圖2：本發(fā)明設(shè)計(jì)的TFNLF1翼型在巡航狀態(tài)下壓力分布曲線；

圖3：本發(fā)明設(shè)計(jì)的TFNLF1翼型在巡航狀態(tài)時(shí)上下翼面剪切應(yīng)力變化曲線(表征層流區(qū)長(zhǎng)度)；

圖4：本發(fā)明設(shè)計(jì)的TFNLF1翼型與NLF0416翼型失速狀態(tài)下升力曲線對(duì)比；

圖5：本發(fā)明設(shè)計(jì)的TFNLF1翼型與NLF0416翼型爬升狀態(tài)下阻力曲線對(duì)比；

圖6：本發(fā)明設(shè)計(jì)的TFNLF1翼型與NLF0416翼型爬升狀態(tài)下升阻比—升力曲線對(duì)比；

圖7：本發(fā)明設(shè)計(jì)的TFNLF1翼型與NLF0416翼型巡航狀態(tài)下阻力曲線對(duì)比；

圖8：本發(fā)明設(shè)計(jì)的TFNLF1翼型與NLF0416翼型巡航狀態(tài)下升阻比—升力曲線對(duì)比；

圖9：本發(fā)明設(shè)計(jì)的TFNLF1翼型與NLF0416翼型巡航狀態(tài)下力矩—升力曲線對(duì)比。

具體實(shí)施方式

下面詳細(xì)描述本發(fā)明的實(shí)施例，所述實(shí)施例是示例性的，旨在用于解釋本發(fā)明，而不能理解為對(duì)本發(fā)明的限制。

本發(fā)明目的是提出一種適用于通用飛行器的層流翼型，在滿足性能設(shè)計(jì)要求的同時(shí)更加注重翼型的失速特性。

通過使用先進(jìn)的翼型設(shè)計(jì)和優(yōu)化技術(shù)，使得翼型能夠在較低的設(shè)計(jì)升力系數(shù)、較低的飛行馬赫數(shù)和較低的飛行雷諾數(shù)下，具有較高的升阻比，從而提高巡航效率。針對(duì)巡航和爬升狀態(tài)為層流主控的情況，按照偏重失速特性的思路，開展翼型設(shè)計(jì)，指標(biāo)要求為：

1、巡航狀態(tài)層流區(qū)長(zhǎng)度，上表面層流區(qū)不小于50％弦長(zhǎng)，下表面層流區(qū)不小于60％弦長(zhǎng)。

2、通用飛機(jī)常見的三種工作狀態(tài)如下：

巡航狀態(tài)：Ma＝0.313，Re＝11.0E6，Cl＝0.40

爬升狀態(tài)：Ma＝0.189，Re＝8.80E6，Cl＝0.80

失速狀態(tài)：Ma＝0.091，Re＝4.30E6

3、翼型厚度維持在0.17附近。

依據(jù)上述設(shè)計(jì)指標(biāo)，本發(fā)明以國(guó)際公開的NLF0416翼型為基礎(chǔ)，采用計(jì)算機(jī)流體力學(xué)方法和翼型參數(shù)化方法，設(shè)計(jì)狀態(tài)兼顧巡航點(diǎn)、爬升點(diǎn)和失速點(diǎn)，提出一種最大相對(duì)厚度為0.17，適用于通用飛行器側(cè)重于失速特性的，高升力、高升阻比、失速緩和的層流翼型TFNLF1，與NLF0416翼型幾何外形對(duì)比如圖1所示，翼型前緣半徑2.11％C，最大厚度為17％C，最大厚度位置35.37％C，最大彎度1.88％C，最大彎度位置76.29％C，后緣厚度0.43％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

依據(jù)翼型設(shè)計(jì)領(lǐng)域的慣用技術(shù)手段，上述幾何坐標(biāo)表達(dá)式中的坐標(biāo)均采用無量綱量，通過坐標(biāo)值除以弦長(zhǎng)得到無量綱化的坐標(biāo)值，即單位翼型坐標(biāo)值。上述表達(dá)式中，y_up(x)表示單位翼型的上表面縱坐標(biāo)；y_low(x)表示單位翼型的下表面縱坐標(biāo)；y_0up(x)表示單位基礎(chǔ)翼型NLF0416的上表面縱坐標(biāo)；y_0low(x)表示單位基礎(chǔ)翼型NLF0416的下表面縱坐標(biāo)；A_ui代表翼型上表面幾何坐標(biāo)的表達(dá)式系數(shù)；A_li代表翼型下表面幾何坐標(biāo)的表達(dá)式系數(shù)；x表示單位翼型的表面橫坐標(biāo)，如前所述，在本領(lǐng)域中，單位翼型表面橫坐標(biāo)的范圍為0～1；為組合數(shù)；翼型幾何坐標(biāo)的表達(dá)式系數(shù)為：

而且通過數(shù)值計(jì)算，上述系數(shù)在上下浮動(dòng)不超過0.5％范圍內(nèi)得到的翼型均具有較好的性能。

TFNLF1翼型點(diǎn)幾何數(shù)據(jù)如下所示。XU、YU是翼型上表面的坐標(biāo)值，XL、YL是翼型下表面的坐標(biāo)值，翼型上下表面定義點(diǎn)均為80個(gè)。

參閱圖2-圖9，TFNLF1翼型在失速工況的Clmax都可達(dá)到1.9以上，且失速特性平緩；爬升工況下，翼型阻力小于NLF0416，升阻比大于NLF0416；巡航工況的阻力與爬升類似，且巡航工況下力矩絕對(duì)值減小，巡航特性也有一定的提高。

綜上可知，本發(fā)明提供的TFNLF1翼型，在爬升和巡航性能保持或小幅優(yōu)于NLF0416情況下，失速攻角延后，失速特性變緩；在巡航狀態(tài)為層流主控的情況下，上翼面層流區(qū)長(zhǎng)度達(dá)到48％，下翼面層流區(qū)長(zhǎng)度達(dá)到53％。

本發(fā)明提供的TFNLF1翼型是針對(duì)巡航和爬升狀態(tài)為層流主控設(shè)計(jì)的，具有高升力、高升阻比、失速特性緩和的特點(diǎn)，在較低的設(shè)計(jì)升力系數(shù)、較低的飛行馬赫數(shù)和較低的飛行雷諾數(shù)下，具有較高的升阻比，較高巡航效率，同時(shí)具有較為突出的失速性能。

盡管上面已經(jīng)示出和描述了本發(fā)明的實(shí)施例，可以理解的是，上述實(shí)施例是示例性的，不能理解為對(duì)本發(fā)明的限制，本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員在不脫離本發(fā)明的原理和宗旨的情況下在本發(fā)明的范圍內(nèi)可以對(duì)上述實(shí)施例進(jìn)行變化、修改、替換和變型。