CN103693187A - 一种机翼结构 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种机翼结构，是由翼型剖面连续构成，所述的翼型剖面分别距离机翼根部0%，20%,40%，60%，80%，100%的展向长度；翼展长与弦长的比例为5.50～7.24；翼前缘为近似抛物线型的高次曲线：各翼型剖面最大相对弯度为7.5%，位于弦长的17-33%处；各翼型剖面最大相对厚度为13.1%，位于弦长的11-24%处；沿展向翼型剖面弯度和厚度都呈先增大后减小的趋势。本发明对比参数近似的NACA4位数翼型，低速升力系数较大，阻力系数较小，具有较大的失速角；在飞行参数相同的情况下，本发明飞行噪声较低；本发明在攻角为25°时，仍具有较大的升力系数，并且超过25°后，升力系数下降比较缓慢。

Description

一种机翼结构

技术领域

本发明涉及一种飞行器的机翼结构。 

技术背景

滑翔机、水上飞机、模型机、无人机等机型，由于动力较小或者无动力，需要机翼具有较高的升力系数，便于起飞。巡航阶段，为了加大航程，要求机翼具有较高的升力系数和较低的阻力系数。无人机常常需要执行侦察等特殊任务，进入侦察区域后，往往需要关闭动力滑翔飞行，这就要求机翼具有较高的升力系数同时具备较低的飞行噪声。 

现有技术，常常使用NACA4位数系列翼型，该系列翼型适用于较低速度飞行的螺旋桨飞机。 

但是该系列翼型空气动力性能不尽理想，不能满足某些特殊需要。尤其是失速角度和飞行噪声方面。 

以比较典型的NACA2412翼型为例，该翼型在攻角达到20度时，升力系数即达到最大值，20度—30度之间，升力系数缓慢下降，达到30度后，升力系数急剧下降，进入失速状态，如图1所示。 

模型机、无人机以及水上飞机，由于常常没有足够长度起飞距离，需要在短距离内起飞，需要大攻角起飞一边获得足够大的升力系数。 

发明内容

本发明的目的是提供一种飞行器的机翼结构，本发明适用于速度较低的滑翔机、水上飞机、模型机、无人侦察机机翼。本发明在攻角为30度时，仍 具有较大的升力系数，并且超过30度后，升力系数下降比较缓慢。 

本发明是由翼型剖面连续构成， 

所述的翼型剖面分别距离机翼根部0%，20%,40%，60%，80%，100%的展向长度。 

翼展长与弦长的比例（展弦比）为5.50～7.24。 

所述的弦长是指标准平均弦长SMC=S/b，其中S为翼面积，b为翼展长度。 

翼前缘为近似抛物线型的高次曲线： 

2x/b=-2.3ξ5+3.752ξ4-1.942ξ3+0.192ξ2+0.077ξ-0.003； 

其中：2x/b为弦向比， 

ξ=2y/b为展向比， 

x为弦向坐标， 

y为展向坐标。 

翼型特点是前缘半径较大，相对弯度较大，相对厚度较小。 

各翼型剖面最大相对弯度为7.5%，位于弦长的17-33%处； 

各翼型剖面最大相对厚度为13.1%，位于弦长的11-24%处。 

沿展向翼型剖面弯度和厚度都呈先增大后减小的趋势。 

本发明的有益效果： 

1、对比参数近似的NACA4位数翼型，低速升力系数较大，阻力系数较小，具有较大的失速角。 

2、在飞行参数相同的情况下，本发明飞行噪声较低。 

3、本发明在攻角为超过25°时，仍具有较大的升力系数，并且超过25°后，升力系数下降比较缓慢。 

4、本发明适用于速度较低的滑翔机、水上飞机、模型机、无人侦察机机翼。 

附图说明

图1是本发明翼型和NACA2412翼型升力系数与攻角关系对比曲线图。 

图2是本发明翼型与NACA2412翼型气动噪声与流速关系对比曲线图。 

图3是本发明延展向的翼型剖面图。 

图4是本发明翼型几何结构及参数示意图。 

具体实施方式

本发明是由翼型剖面连续构成， 

所述的翼型剖面分别距离机翼根部0%，20%,40%，60%，80%，100%的展向长度。以坐标法给出以上翼型的坐标，如图3和图4所示，翼型厚度从根部（0%）到末端（100%）逐渐减小，翼型弯度也逐渐减小，翼型宽度根部和末端稍小，翼型中部稍大。 

翼展长与弦长的比例（展弦比）为5.50～7.24； 

所述的弦长是指标准平均弦长SMC=S/b，其中S为翼面积，b为翼展长度。 

翼前缘为近似抛物线型的高次曲线： 

2x/b=-2.3ξ5+3.752ξ4-1.942ξ3+0.192ξ2+0.077ξ-0.003。 

其中：2x/b为弦向比，ξ=2y/b为展向比，x为弦向坐标，y为展向坐标。 

翼型特点是前缘半径较大，相对弯度较大，相对厚度较小。 

各翼型剖面最大相对弯度为7.5%，位于弦长的17-33%处； 

最大相对厚度为13.1%，位于弦长的11-24%处。 

沿展向翼型剖面弯度和厚度都呈先增大后减小的趋势。 

如图1所示，上部曲线为本发明翼型，下部曲线为NACA2412翼型，从升力曲线随攻角的变化可以看出，本发明翼型在攻角为5-30°范围内升力系数高于NACA2412翼型，并且在攻角超过25°后，仍然具有较大的升力系数,NACA2412翼型攻角超过25°后，升力系数急剧下降,出现失速现象. 

如图2所示，下部曲线为本发明翼型，上部曲线为NACA2412翼型，在流速为20m/s以下，两种翼型气动噪声比较接近，当流速超过20m/s后，本发明翼型噪声开始低于NACA2412翼型，并且随着流速增加，本发明翼型与NACA2412翼型噪声差距越来越大，本发明翼型降噪效果在高速下更显著。 

0%，20%,40%，60%，80%，100%的展向长度的翼型坐标分别如表1、表2、表3、表4、表5和表6所示： 

表100%翼型坐标 

表220%翼型坐标 

表340%翼型坐标 

表460%翼型坐标 

表580%翼型坐标 

表6100%翼型坐标 

Claims (1)

1.一种机翼结构，特征在于：是由翼型剖面连续构成，

所述的翼型剖面分别距离机翼根部0%，20%,40%，60%，80%，100%的展向长度；

翼展长与弦长的比例为5.50～7.24；

所述的弦长是指标准平均弦长SMC=S/b，其中：S为翼面积，b为翼展长度；

翼前缘为近似抛物线型的高次曲线：

2x/b=-2.3ξ5+3.752ξ4-1.942ξ3+0.192ξ2+0.077ξ-0.003；

其中：2x/b为弦向比，

ξ=2y/b为展向比，

x为弦向坐标，

y为展向坐标；

翼型前缘半径较大，相对弯度较大，相对厚度较小；

各翼型剖面最大相对弯度为7.5%，位于弦长的17-33%处；

各翼型剖面最大相对厚度为13.1%，位于弦长的11-24%处。

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