本發(fā)明涉及航空飛行器氣動外形設(shè)計中的翼型設(shè)計領(lǐng)域，具體為一種適用于通用飛行器偏重巡航特性的層流翼型。

背景技術(shù)：

通用飛機(jī)是指除了客、貨運輸?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)國家的經(jīng)驗，通用航空作為民用航空工業(yè)的重要組成部分，對于推動國家的經(jīng)濟(jì)發(fā)展和城市交通有很大的作用。隨著我國國力增強(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)展時期。為了避免本國龐大的通用飛機(jī)市場被國外通用飛機(jī)制造商搶占，就需要在結(jié)合我國國情的前提下提升我國通用飛機(jī)的技術(shù)性能。

中國通用航空已經(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)國家相比，我國通用飛機(jī)的規(guī)模較小，通用飛機(jī)工業(yè)相對落后。

翼型是飛機(jī)機(jī)翼設(shè)計的基礎(chǔ)，翼型設(shè)計成功與否從根本上決定這飛機(jī)設(shè)計的成敗。翼型設(shè)計的關(guān)鍵在于壓力分布形式的配置，而這些又與飛機(jī)平臺的設(shè)計理念相關(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。

我國至今為止沒有系統(tǒng)的對通用飛機(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)計出具有較強(qiáng)競爭力的通用飛行器以搶占國內(nèi)外市場，還有較長的路要走。

為了進(jìn)一步提高通航飛機(jī)的運輸經(jīng)濟(jì)性和更強(qiáng)的市場競爭力，提升通航飛機(jī)在巡航、爬升及失速各個工作狀態(tài)下的氣動性能顯得很有必要。

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)氣動設(shè)計下一步主要的攻堅對象。層流設(shè)計是飛機(jī)減阻的一個重要途徑，目前通用飛機(jī)設(shè)計時基本按全層流設(shè)計的，因此擴(kuò)大層流區(qū)，甚至實現(xiàn)全層流流動是減阻的一個重要方向和途徑，對飛機(jī)性能的改進(jìn)是十分明顯的。

國內(nèi)關(guān)于層流翼型設(shè)計的研究較少。西北工業(yè)大學(xué)設(shè)計并申請了以下兩項專利：專利公布號為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，上述兩項專利申請主要針對馬赫數(shù)0.6左右的高速流動設(shè)計，并非針對高空低速多工況條件設(shè)計。同時，西北工業(yè)大學(xué)設(shè)計并申請的專利：專利公布號為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，對多工況性能并沒有研究。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

為解決現(xiàn)有技術(shù)存在的問題，本發(fā)明以國際公開的翼型NLF0416翼型為基礎(chǔ)，采用計算機(jī)流體力學(xué)方法和翼型參數(shù)化方法，設(shè)計狀態(tài)兼顧巡航點、爬升點和失速點，提出一種最大相對厚度為0.17，適用于通用飛行器側(cè)重于巡航特性的，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巡航特性的層流翼型，其特征在于：翼型前緣半徑2.14％C，最大厚度為17.22％C，最大厚度位置40.42％C，最大彎度1.35％C，最大彎度位置82.19％C，后緣厚度0.42％C，其中C為翼型弦長。

進(jìn)一步的優(yōu)選方案，所述一種適用于通用飛行器偏重巡航特性的層流翼型，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巡航特性的層流翼型，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巡航特性的層流翼型，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)明以國際公開的翼型NLF0416翼型為基礎(chǔ)，采用計算機(jī)流體力學(xué)方法和翼型參數(shù)化方法，設(shè)計狀態(tài)兼顧巡航點、爬升點和失速點，提出一種最大相對厚度為0.17，側(cè)重巡航特性的層流翼型TFNLF3。該翼型在失速和爬升性能保持或小幅優(yōu)于NLF0416情況下，巡航性能得到比較好的改善，巡航升阻比得到一定提升，巡航力矩絕對值減小，巡航配平阻力得到減小；在巡航狀態(tài)為層流主控的情況下，上翼面層流區(qū)長度達(dá)到45％，下翼面層流區(qū)長度達(dá)到65％。

本發(fā)明提供的層流翼型是針對巡航和爬升狀態(tài)為層流主控設(shè)計的，具有高升力、高升阻比、失速特性緩和的特點，在較低的設(shè)計升力系數(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)點從結(jié)合下面附圖對實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)計的TFNLF3翼型與NLF0416翼型幾何外形對比圖；

圖2：本發(fā)明設(shè)計的TFNLF3翼型在巡航狀態(tài)下壓力分布曲線；

圖3：本發(fā)明設(shè)計的TFNLF3翼型在巡航狀態(tài)時上下翼面剪切應(yīng)力變化曲線(表征層流區(qū)長度)；

圖4：本發(fā)明設(shè)計的TFNLF3翼型與NLF0416翼型失速狀態(tài)下升力曲線對比；

圖5：本發(fā)明設(shè)計的TFNLF3翼型與NLF0416翼型爬升狀態(tài)下阻力曲線對比；

圖6：本發(fā)明設(shè)計的TFNLF3翼型與NLF0416翼型爬升狀態(tài)下升阻比—升力曲線對比；

圖7：本發(fā)明設(shè)計的TFNLF3翼型與NLF0416翼型巡航狀態(tài)下阻力曲線對比；

圖8：本發(fā)明設(shè)計的TFNLF3翼型與NLF0416翼型巡航狀態(tài)下升阻比—升力曲線對比；

圖9：本發(fā)明設(shè)計的TFNLF3翼型與NLF0416翼型巡航狀態(tài)下力矩—升力曲線對比。

具體實施方式

下面詳細(xì)描述本發(fā)明的實施例，所述實施例是示例性的，旨在用于解釋本發(fā)明，而不能理解為對本發(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)計要求的同時更加注重翼型的巡航特性。

通過使用先進(jìn)的翼型設(shè)計和優(yōu)化技術(shù)，使得翼型能夠在較低的設(shè)計升力系數(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。針對巡航和爬升狀態(tài)為層流主控的情況，按照偏重巡航特性的思路，開展翼型設(shè)計，指標(biāo)要求為：

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

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)計指標(biāo)，本發(fā)明以國際公開的NLF0416翼型為基礎(chǔ)，采用計算機(jī)流體力學(xué)方法和翼型參數(shù)化方法，設(shè)計狀態(tài)兼顧巡航點、爬升點和失速點，提出一種最大相對厚度為0.17，適用于通用飛行器側(cè)重于巡航特性的，高升力、高升阻比、失速緩和的層流翼型TFNLF3，與NLF0416翼型幾何外形對比如圖1所示，翼型前緣半徑2.14％C，最大厚度為17.22％C，最大厚度位置40.42％C，最大彎度1.35％C，最大彎度位置82.19％C，后緣厚度0.42％C，其中C為翼型弦長。

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)值計算，上述系數(shù)在上下浮動不超過0.5％范圍內(nèi)得到的翼型均具有較好的性能。

TFNLF3翼型點幾何數(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均為80個。

參閱圖2-圖9，TFNLF3翼型在失速工況的Clmax較NLF0416有小幅下降，但失速特性趨于緩和，失速攻角后延；爬升工況下，翼型阻力較NLF0416有一定減小，升阻比增大；巡航工況下的阻力減小更多，力矩絕對值大幅減小，巡航性能大幅提升。

綜上可知，本發(fā)明提供的TFNLF3翼型，在失速和爬升性能保持或小幅優(yōu)于NLF0416情況下，巡航性能得到比較好的改善，巡航升阻比得到一定提升，巡航力矩絕對值減小，巡航配平阻力得到減小；在巡航狀態(tài)為層流主控的情況下，上翼面層流區(qū)長度達(dá)到45％，下翼面層流區(qū)長度達(dá)到65％。

本發(fā)明提供的TFNLF3翼型是針對巡航和爬升狀態(tài)為層流主控設(shè)計的，具有高升力、高升阻比、失速特性緩和的特點，在較低的設(shè)計升力系數(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，同時具有較為突出的巡航性能。

盡管上面已經(jīng)示出和描述了本發(fā)明的實施例，可以理解的是，上述實施例是示例性的，不能理解為對本發(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)可以對上述實施例進(jìn)行變化、修改、替換和變型。