CN104691739A - 一种低阻高阻力发散马赫数的高升力层流翼型 - Google Patents

一种低阻高阻力发散马赫数的高升力层流翼型 Download PDF

Info

Publication number
CN104691739A
CN104691739A CN201510106270.5A CN201510106270A CN104691739A CN 104691739 A CN104691739 A CN 104691739A CN 201510106270 A CN201510106270 A CN 201510106270A CN 104691739 A CN104691739 A CN 104691739A
Authority
CN
China
Prior art keywords
pressure
aerofoil profile
airfoil
profile
drag
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201510106270.5A
Other languages
English (en)
Other versions
CN104691739B (zh
Inventor
高正红
夏露
左英桃
李静
赵柯
王超
赵欢
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Northwestern Polytechnical University
Original Assignee
Northwestern Polytechnical University
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Northwestern Polytechnical University filed Critical Northwestern Polytechnical University
Priority to CN201510106270.5A priority Critical patent/CN104691739B/zh
Publication of CN104691739A publication Critical patent/CN104691739A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN104691739B publication Critical patent/CN104691739B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Abstract

本发明提出一种低阻高阻力发散马赫数的高升力层流翼型，前缘半径是0.025，翼型在52.8％弦长处具有最大弯度0.031，翼型在40.5％弦长处具有最大厚度0.150。该翼型前缘半径较大，保证了较大的顺压梯度，顺压梯度维持在距前缘10％左右，并且翼型上表面采用合适的小曲率外形，从而避免了压力的快速恢复，在前缘压力达到最低点之后，在20％弦长范围内允许压力分布形态存在较小的逆压梯度，这一段显著的弱逆压既保持了层流区域的稳定发展也有利于后缘的压力恢复，使气流经过缓慢的减速后再次进入稳定、呈线性的平缓加速过程。而且该翼型最大弯度和最大厚度位置比较靠后，保证了弱逆压后具有一小段平缓的顺压梯度，有利于层流区的继续发展，增加升力。

Description

一种低阻高阻力发散马赫数的高升力层流翼型
技术领域
本发明涉及层流翼型技术领域，具体为一种低阻高阻力发散马赫数的高升力层流翼型。
背景技术
随着现代飞机设计技术的不断提高，未来战斗机必须在具有良好巡航性能的前提下同时具有快速打击能力。美国国防部高级研究计划署(DARPA)认为下一代隐身飞机能够在靠近敌人领土的在18000米-25000米高空以亚音速巡航长时间飞行进行情报、监视与侦察任务，这样能够避免多数火炮或者导弹的打击。因此，高空长航时无人机应运而生，这类飞机能够在中高空以大展弦比小后掠外形进行高亚音速巡航，提高了飞机的任务能力和生存力，这种飞机将飞得更快、更远，油耗更低。
高空长航时无人机的巡航高度通常都大于18km，这个高度下空气稀薄，密度较低，动压较小，所以在巡航时，高空长航时无人机必定工作在高升力系数下，“全球鹰”等高空长航时无人机的资料表明，高空长航时无人机的巡航升力系数都不小于1.0。因此，高升力是高空长航时无人机的重要气动特征之一。另一方面，高空空气粘性系数较小，使得飞行雷诺数较低，容易保持层流状态，其阻力较低，具有大的阻力发散马赫数。
高升力翼型通常选用具有较大前缘半径和前缘弯度、且相对厚度较大的翼型。为了保证升力系数达到目标，往往要求翼型下表面后缘具有较大弯度。同时低设计雷诺数能够保证翼型能在大部分区域保持层流，但对于高升力翼型，巡航速度过高很容易发生激波，诱导气流分离，从而导致升力系数的损失。此外，若是翼型具有更大的、有利于层流发展的上表面压力梯度弦向范围，就会导致翼型上表面后部的逆压梯度变大，从而更容易发生气流分离和失速，综上所述这些因素都给翼型设计带来极大的挑战。
发明内容
为解决传统层流翼型设计存在的问题，本发明突破了传统观念上尽量延长顺压梯度来保持层流区的思想，认为当前缘压力达到最低点之后，在20％弦长范围内允许压力分布形态存在较小的逆压梯度，即气流经过前缘的快速加速后，突然进入一个存在较小逆压梯度的拐折区，气流经过缓慢的减速再次进入稳定、呈线性的平缓加速过程，这样的压力分布设计有利于翼型层流段的稳定以及阻力系数的稳健性，并据此压力分布设计出新的低阻高阻力发散马赫数的高升力层流翼型。
本发明的技术方案为：
所述一种低阻高阻力发散马赫数的高升力层流翼型，其特征在于：前缘半径是0.025，翼型在52.8％弦长处具有最大弯度0.031，翼型在40.5％弦长处具有最大厚度0.150。
进一步的优选方案，所述一种低阻高阻力发散马赫数的高升力层流翼型，其特征在于：翼型上表面数据为：
翼型下表面数据为：
有益效果
本发明提出的低阻高阻力发散马赫数的高升力层流翼型前缘半径较大，保证了较大的顺压梯度，顺压梯度维持在距前缘10％左右，并且翼型上表面采用合适的小曲率外形，从而避免了压力的快速恢复，在前缘压力达到最低点之后，在20％弦长范围内允许压力分布形态存在较小的逆压梯度(A)，这一段显著的弱逆压既保持了层流区域的稳定发展也有利于后缘的压力恢复，使气流经过缓慢的减速后再次进入稳定、呈线性的平缓加速过程。计算表明，在设计低雷诺数(1.5×106)下，随着马赫数在设计点±0.05幅度变化，弱逆压并不会变强，转捩位置稳定在弦长的56％到60％位置，增强了阻力的稳健性，同时有利于后缘压力恢复。
而且该翼型最大弯度和最大厚度位置比较靠后(B’)，保证了弱逆压后具有一小段平缓的顺压梯度(B)，有利于层流区的继续发展，增加升力。翼型上表面在60％弦长以后曲率变化较缓，翼型压力恢复平缓，避免了激波的产生，增强了阻力对马赫数变化的稳健性。该翼型后缘(C’)较大的弯度也有利于升力增加。
附图说明
图1为设计翼型在设计点压力形态分布图。
图2为设计翼型几何外形图。
图3为设计翼型几何外形图与全球鹰无人机翼型几何外形图对比。
图4为设计翼型几何外形与全球鹰无人机翼型几何外形弯度对比。
图5为设计翼型几何外形与全球鹰无人机翼型几何外形厚度对比。
图6为设计翼型与全球鹰无人机翼型在设计点压力形态分布对比图。
图7为设计翼型与全球鹰无人机翼型阻力发散曲线对比图(CL＝1.0，Re＝1.5×106)。
图8为设计翼型与全球鹰无人机翼型力矩发散曲线对比图(CL＝1.0，Re＝1.5×106)。
图9为设计翼型与全球鹰无人机翼型上表面转捩位置曲线对比图(CL＝1.0，Re＝1.5×106)。
图10为设计翼型与全球鹰无人机翼型下表面转捩位置曲线对比图(CL＝1.0，Re＝1.5×106)。
图11为设计翼型(Ma＝0.64)与全球鹰无人机翼型(Ma＝0.61)阻力发散前压力形态分布对比图(CL＝1.0，Re＝1.5×106)。
图12为设计翼型(Ma＝0.65)与全球鹰无人机翼型(Ma＝0.62)阻力发散后压力形态分布对比图(CL＝1.0，Re＝1.5×106)。
具体实施方式
下面结合具体实施例描述本发明：
本实施例中设计得到的低阻高阻力发散马赫数的高升力层流翼型，设计状态为马赫数为0.60，雷诺数为1.5×106，升力系数为1.0。
如图2所示，本发明提出的低阻高阻力发散马赫数的高升力层流翼型前缘(A’)具有较大半径0.025(无量纲量)，迅速达到最低压力点，前缘吸力峰值高，最低压力点靠前，在距前缘10％左右。接着翼型上表面采用合适的小曲率外形，避免了压力的快速恢复，如图1所示，在20％弦长范围内允许压力分布形态存在较小的逆压梯度(A)，意味着气流经过前缘的快速加速后，会突然进入一个存在较小逆压梯度的拐折区。
再如图2所示，翼型最大弯度0.031(无量纲量)位置(B’)在52.8％弦长处和最大厚度0.150(无量纲量)位置在40.5％弦长处，均比较靠后，使气流经过缓慢的减速再次进入稳定、呈线性的平缓加速过程，如图1(B)所示。而翼型后缘(C’)较大的弯度保证了后缘压力相对平缓恢复(C)，避免了分离的过早发生。翼型后缘夹角为11.75度。
本实施例中翼型上表面数据为：
翼型下表面数据为：
计算表明，在设计点处，本实施例的升阻比达97.75，高于全球鹰无人机翼型的94.16。在低设计雷诺数(1.5×106)下，随着马赫数在设计点±0.05幅度变化，弱逆压并不会变强，对比图9，可以看出，本实施例翼型上表面转捩位置稳定在弦长的56％到60％位置，明显靠后于全球鹰无人机翼型转捩位置。同时观察图7也可以看出，本实施例翼型的阻力发散马赫数为0.64，明显好于全球鹰无人机翼型的阻力发散马赫数0.61。另外，从附图8可以看出本实施例翼型的力矩发散也优于全球鹰无人机翼型。实施例翼型的后缘压力恢复也更缓(如图6对比所示)。
将本实施例与全球鹰无人机翼型计算比较，可以看出本实施例翼型具有高的阻力发散马赫数和大的升阻比。
本实施例翼型的气动特性表
Ma CL CD Cm
0.55 1.00000 0.00963 -0.12796
0.56 1.00000 0.00973 -0.12873
0.57 1.00000 0.00981 -0.12959
0.58 1.00000 0.00995 -0.13036
0.59 1.00000 0.01007 -0.13128
0.60 1.00000 0.01023 -0.13214
0.61 1.00000 0.01040 -0.13314
0.62 1.00000 0.01062 -0.13407
0.63 1.00000 0.01094 -0.13478
0.64 1.00000 0.01174 -0.13386
0.65 1.00000 0.01302 -0.13322
全球鹰无人机翼型气动特性表
Ma CL CD Cm
0.55 1.00000 0.00976 -0.13722
0.56 1.00000 0.00987 -0.13827
0.57 1.00000 0.01003 -0.13936
0.58 1.00000 0.01019 -0.14054
0.59 1.00000 0.01038 -0.14179
0.60 1.00000 0.01062 -0.14312
0.61 1.00000 0.01098 -0.14445
0.62 1.00000 0.01205 -0.14469
0.63 1.00000 0.01454 -0.14414
0.64 1.00000 0.01980 -0.14133
0.65 1.00000 0.03089 -0.13185
。
从本发明的设计过程可以看出，在低设计雷诺数(1.5×106)下，上表面较大顺压梯度后，合适的弱逆压的出现非但不会触发转捩过早出现，反而更有利于后缘的压力恢复，维持了层流区的发展，避免了气流分离的过早发生。

Claims (2)

1.一种低阻高阻力发散马赫数的高升力层流翼型，其特征在于：前缘半径是0.025，翼型在52.8％弦长处具有最大弯度0.031，翼型在40.5％弦长处具有最大厚度0.150。
2.根据权利要求1所述一种低阻高阻力发散马赫数的高升力层流翼型，其特征在于：翼型上表面数据为：
翼型下表面数据为：
CN201510106270.5A 2015-03-11 2015-03-11 一种低阻高阻力发散马赫数的高升力层流翼型 Active CN104691739B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201510106270.5A CN104691739B (zh) 2015-03-11 2015-03-11 一种低阻高阻力发散马赫数的高升力层流翼型

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201510106270.5A CN104691739B (zh) 2015-03-11 2015-03-11 一种低阻高阻力发散马赫数的高升力层流翼型

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN104691739A true CN104691739A (zh) 2015-06-10
CN104691739B CN104691739B (zh) 2016-09-14

Family

ID=53339378

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201510106270.5A Active CN104691739B (zh) 2015-03-11 2015-03-11 一种低阻高阻力发散马赫数的高升力层流翼型

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN104691739B (zh)

Cited By (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106553749A (zh) * 2015-09-25 2017-04-05 波音公司 用于uav的气动改进性能的低速翼型设计
CN106828874A (zh) * 2016-12-27 2017-06-13 西北工业大学 一种适用于通用飞行器偏重失速特性的层流翼型
CN106828875A (zh) * 2016-12-27 2017-06-13 西北工业大学 一种适用于通用飞行器偏重爬升特性的层流翼型
CN107444611A (zh) * 2017-08-01 2017-12-08 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种高升力通用飞机翼型
CN107487438A (zh) * 2017-08-01 2017-12-19 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种高升力翼型
CN107757871A (zh) * 2017-09-20 2018-03-06 中国水利水电科学研究院 一种轻小型固定翼无人机用翼型
CN109204777A (zh) * 2018-10-31 2019-01-15 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种直升机翼型
WO2019116697A1 (ja) * 2017-12-12 2019-06-20 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 遷音速翼型、翼及び航空機
WO2020024488A1 (zh) * 2018-08-01 2020-02-06 深圳市道通智能航空技术有限公司 螺旋桨、动力组件及无人飞行器
CN111498085A (zh) * 2020-04-15 2020-08-07 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种适用于下单翼布局的高空长航时无人机机翼
CN111498084A (zh) * 2020-04-15 2020-08-07 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种应用于高空高速长航时无人机的低阻层流翼型
CN112572761A (zh) * 2020-12-14 2021-03-30 西北工业大学 一种具有低阻高发散马赫数高升力的跨空域稳健层流翼型
CN112572787A (zh) * 2020-12-14 2021-03-30 西北工业大学 一种具有低阻高发散马赫数的共轴双旋翼高速直升机桨尖翼型

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3952971A (en) * 1971-11-09 1976-04-27 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Airfoil shape for flight at subsonic speeds
GB2072600B (en) * 1980-03-13 1983-11-09 Secr Defence Supercritical aerofoil section
EP0111785A1 (en) * 1982-12-20 1984-06-27 The Boeing Company Natural laminar flow, low wave drag airfoil
EP1149016B1 (en) * 1998-12-24 2003-07-09 QinetiQ Limited Airfoil trailing edge
CN101492090A (zh) * 2008-01-22 2009-07-29 西北工业大学 一种后缘分离涡高升力高速层流翼型

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3952971A (en) * 1971-11-09 1976-04-27 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Airfoil shape for flight at subsonic speeds
GB2072600B (en) * 1980-03-13 1983-11-09 Secr Defence Supercritical aerofoil section
EP0111785A1 (en) * 1982-12-20 1984-06-27 The Boeing Company Natural laminar flow, low wave drag airfoil
EP1149016B1 (en) * 1998-12-24 2003-07-09 QinetiQ Limited Airfoil trailing edge
CN101492090A (zh) * 2008-01-22 2009-07-29 西北工业大学 一种后缘分离涡高升力高速层流翼型

Cited By (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106553749B (zh) * 2015-09-25 2021-09-14 波音公司 用于uav的气动改进性能的低速翼型设计
CN106553749A (zh) * 2015-09-25 2017-04-05 波音公司 用于uav的气动改进性能的低速翼型设计
CN106828875B (zh) * 2016-12-27 2018-11-16 西北工业大学 一种适用于通用飞行器偏重爬升特性的层流翼型
CN106828874A (zh) * 2016-12-27 2017-06-13 西北工业大学 一种适用于通用飞行器偏重失速特性的层流翼型
CN106828875A (zh) * 2016-12-27 2017-06-13 西北工业大学 一种适用于通用飞行器偏重爬升特性的层流翼型
CN107487438B (zh) * 2017-08-01 2020-04-21 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种高升力翼型
CN107444611A (zh) * 2017-08-01 2017-12-08 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种高升力通用飞机翼型
CN107444611B (zh) * 2017-08-01 2020-04-21 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种高升力通用飞机翼型
CN107487438A (zh) * 2017-08-01 2017-12-19 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种高升力翼型
CN107757871B (zh) * 2017-09-20 2023-11-28 中国水利水电科学研究院 一种轻小型固定翼无人机用翼型
CN107757871A (zh) * 2017-09-20 2018-03-06 中国水利水电科学研究院 一种轻小型固定翼无人机用翼型
WO2019116697A1 (ja) * 2017-12-12 2019-06-20 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 遷音速翼型、翼及び航空機
JP2019104355A (ja) * 2017-12-12 2019-06-27 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 遷音速翼型、翼及び航空機
US11299253B2 (en) 2017-12-12 2022-04-12 Japan Aerospace Exploration Agency Transonic airfoil, wing, and aircraft
JP7038404B2 (ja) 2017-12-12 2022-03-18 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 遷音速翼型、翼及び航空機
WO2020024488A1 (zh) * 2018-08-01 2020-02-06 深圳市道通智能航空技术有限公司 螺旋桨、动力组件及无人飞行器
CN109204777A (zh) * 2018-10-31 2019-01-15 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种直升机翼型
CN109204777B (zh) * 2018-10-31 2023-12-15 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种直升机翼型
CN111498084A (zh) * 2020-04-15 2020-08-07 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种应用于高空高速长航时无人机的低阻层流翼型
CN111498085A (zh) * 2020-04-15 2020-08-07 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种适用于下单翼布局的高空长航时无人机机翼
CN112572787A (zh) * 2020-12-14 2021-03-30 西北工业大学 一种具有低阻高发散马赫数的共轴双旋翼高速直升机桨尖翼型
CN112572761A (zh) * 2020-12-14 2021-03-30 西北工业大学 一种具有低阻高发散马赫数高升力的跨空域稳健层流翼型
CN112572761B (zh) * 2020-12-14 2022-09-09 西北工业大学 一种具有低阻高发散马赫数高升力的跨空域稳健层流翼型
CN112572787B (zh) * 2020-12-14 2022-09-13 西北工业大学 一种具有低阻高发散马赫数的共轴双旋翼高速直升机桨尖翼型

Also Published As

Publication number Publication date
CN104691739B (zh) 2016-09-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN104691739A (zh) 一种低阻高阻力发散马赫数的高升力层流翼型
CN112572761B (zh) 一种具有低阻高发散马赫数高升力的跨空域稳健层流翼型
CN101492090B (zh) 一种后缘分离涡高升力高速层流翼型
CN106043668B (zh) 一种三翼面飞机的气动布局
CN107757871B (zh) 一种轻小型固定翼无人机用翼型
US20160009391A1 (en) Stable Low Aspect Ratio Flying Wing
CN200967562Y (zh) 高亚音速无人机
CN108583847B (zh) 一种适用于长航时无人机的低雷诺数高功率因子翼型
CN103171766A (zh) 短距起降无人飞翼
CN110498037B (zh) 一种适用于低空低速无人机的高升阻比层流翼型
CN107336842B (zh) 一种高超声速乘波鸭翼气动布局方法
CN107933895B (zh) 一种用于超临界翼型减阻增升的微吹结构和方法
CN109229364B (zh) 应用于高速直升机旋翼反流区的类椭圆翼型
CN109367795A (zh) 机身双侧进气高速飞行器气动布局
CN112758309A (zh) 一种用于高超声速飞行器减阻的狭缝平行吹气方法
US10204192B2 (en) System and method for drag reduction
CN109878757B (zh) 一种适用于超声速靶机兼顾多速域性能的新概念翼型
CN111498084A (zh) 一种应用于高空高速长航时无人机的低阻层流翼型
CN116186904B (zh) 一种具有升力面在流体中运动的机械总体气动布局方法
CN208647149U (zh) 一种无人机气动布局
Brown et al. The problem of obtaining high lift-drag ratios at supersonic speeds
CN205366050U (zh) 一种固定翼无人飞行器
CN105486177A (zh) 一种能实现大机动的靶机
CN215972072U (zh) 无人机气动布局
Ahn et al. Aerodynamic characteristics of a micro air vehicle and the influence of propeller location

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant