CN105752314A - 一种高空低速自然层流高升力翼型 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种高空低速自然层流高升力翼型，翼型的最大厚度为14％C，最大厚度位置为36％C，后缘厚度为0.425％C，最大弯度为5.1％C，最大弯度位置为47％C，其中，C为翼型弦长。本发明翼型能够实现在低速、100万量级雷诺数工况下，先转捩后分离，不形成层流分离泡，具有更高的设计升力系数和更大的翼型升阻比，且失速特性缓和，力矩特性好，可以满足高空长航时无人机的性能需要。

Description

一种高空低速自然层流高升力翼型

技术领域

本发明属于无人机翼型设计技术领域，具体涉及一种高空低速自然层流高升力翼型。

背景技术

高空长航时无人机，是指飞行高度在18000米以上、连续飞行时间超过一天的无人机。高空长航时无人机在空气动力学设计上具有较多区别于其他类无人机的地方，包括：(1)高空长航时无人机要求具有较高的升阻比，以维持较长的巡航飞行时间，顺利执行通信、高空监测等任务。因此，该类无人机一般采用大展弦比、小后掠或直机翼；使用厚翼型，保证机翼提供充足的空间装载更多燃油。(2)高空飞行的一个最基本的空气动力学问题是空气非常稀薄，而雷诺数与大气密度成正比，随着飞行高度的增加，机翼的雷诺数急剧减小。低雷诺数时普通翼型表面的层流附面层很容易分离，导致翼型升力系数降低、阻力系数增加，极大地降低了翼型升阻比。因此，该类无人机一般采用层流翼型设计技术，来改善飞机的升阻特性，使其在较高的设计升力系数下，具有高的升阻比，提高飞机的巡航性能。(3)另外，根据无人机的使用特点，层流翼型需要在高升力状态下稳定工作，当转捩提前时，应使气动性能损失尽可能得小；同时在层流翼型设计时，还应兼顾其力矩特性，尽可能地降低全机的配平阻力。

虽然层流技术的探讨和研究有着悠久的历史，但在工程实际中的应用却很少，主要原因在于：常见的层流翼型设计中，为了保证翼型具有较大的层流范围，需要保证翼型的压力分布具有一定的顺压梯度或弱的逆压梯度，但这会导致翼型尾部的压力恢复具有较大的逆压梯度，容易引起后缘分离，而且随着迎角和马赫数的增加，后缘分离迅速前移，使得翼型的气动性能迅速下降。

国内关于层流翼型设计的研究较少。西北工业大学设计并申请了以下两项专利申请：专利号为CN201510106270.5、名称为一种低阻高阻力发散马赫数的高升力层流翼型的专利申请，以及，专利号为CN200810017364.5、名称为一种后缘分离涡高升力高速层流翼型的专利申请。但是，上述两项专利申请主要针对马赫数0.6左右的高速流动设计，并非针对高空低速、低雷诺数条件设计，也就是说，上述两项专利申请所公开的翼型，并不适合于高空长航时无人机。

发明内容

针对现有技术存在的缺陷，本发明提供一种高空低速自然层流高升力翼型，可有效解决上述问题。

本发明采用的技术方案如下：

本发明提供一种高空低速自然层流高升力翼型，翼型的最大厚度为14％C，最大厚度位置为36％C，后缘厚度为0.425％C，最大弯度为5.1％C，最大弯度位置为47％C，其中，C为翼型弦长。

该翼型上表面和下表面的几何坐标表达式分别为：

$\frac{y_{up}}{C}=0.0025\left(\frac{x}{C}\right)+{\left(\frac{x}{C}\right)}^{0.5}(1-\frac{x}{C})\·\underset{i=0}{\overset{4}{\Σ}}(A_{{\mathrm{up}}_i}\·\frac{4!}{i!(4-i)!}{\left(\frac{x}{C}\right)}^i{\left(1-\frac{x}{C}\right)}^{4-i})$

$\frac{y_{low}}{C}=-0.0025\left(\frac{x}{C}\right)+{\left(\frac{x}{C}\right)}^{0.5}(1-\frac{x}{C})\·\underset{i=0}{\overset{4}{\Σ}}(A_{{\mathrm{low}}_i}\·\frac{4!}{i!(4-i)!}{\left(\frac{x}{C}\right)}^i{\left(1-\frac{x}{C}\right)}^{4-i})$

其中，y_up表示翼型的上表面纵坐标；y_low表示翼型的下表面纵坐标；A_up代表翼型上表面几何坐标的表达式系数；A_low代表翼型下表面几何坐标的表达式系数；x表示翼型的表面横坐标；

A_up和A_low的值见表1：

表1翼型几何坐标的表达式系数

本发明提供的一种高空低速自然层流高升力翼型具有以下优点：

本发明翼型能够实现在低速、100万量级雷诺数工况下，先转捩后分离，不形成层流分离泡，具有更高的设计升力系数，更小的翼型阻力和更大的翼型升阻比，且失速特性缓和，力矩特性好，可以满足高空长航时无人机的性能需要。

附图说明

图1为本发明设计翼型的几何外形图；

图2为本发明设计翼型在设计状态的压力分布曲线图；

图3为本发明设计翼型与对比专利设计翼型的几何外形对比图；

图4为本发明设计翼型与对比专利设计翼型在设计状态的压力分布曲线对比图；

图5为本发明设计翼型与对比专利设计翼型的升力特性曲线对比图；

图6为本发明设计翼型与对比专利设计翼型的升阻比特性曲线对比图；

图7为本发明设计翼型与对比专利设计翼型的力矩特性曲线对比图；

图8为本发明设计翼型在设计状态的压力分布曲线计算与试验对比图；

图9为本发明设计翼型的升阻比特性曲线计算与试验对比图；

其中：

A为翼型前缘

B为翼型上表面中后部

C为翼型上表面后部

D为翼型下表面

1为本发明设计翼型的几何及其气动特性计算结果

2为对比专利设计翼型[专利号：CN201510106270.5]的几何及其气动特性数值模拟计算结果

3为本发明设计翼型的几何及其气动特性风洞试验结果

(计算状态为Ma＝0.226,Re＝1.1×10⁶)。

具体实施方式

为了使本发明所解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

常规翼型在较低雷诺数情况下，表面层流分离现象严重，翼型升阻特性严重恶化，且在高升力状态时，具有较大的低头力矩；而层流翼型由于存在较大的层流范围，导致尾部压力恢复有较大的逆压梯度，容易引起后缘分离，因此层流翼型的设计仍然是一个技术难点。目前已有的相关专利都针对高速流动设计，不适用于低速的情况，且设计状态的雷诺数均高于本发明，本发明的设计难度更大。本发明的目的是，设计一种自然层流高升力翼型，其在低速100万量级雷诺数下比常规翼型具有更大的设计升力系数，更加优异的升阻特性和力矩特性，且失速特性缓和，以满足高空长航时无人机的性能需要。

具体的，本发明设计了一种高空低速、100万量级雷诺数条件下具有高设计升力系数和高升阻比，且失速特性缓和、力矩特性好的自然层流翼型。其突出特点是：本发明设计的翼型最大厚度位置靠后，以保证翼型具有较小的阻力，较大的升阻比；翼型上表面变化平缓，保持约50％－60％的顺压梯度，转捩后层流流动变为湍流流动，通过一个小的压力鼓包，使得翼型后半部分压力恢复和缓且更加鲁棒，避免了层流分离；翼型下表面设计十分平坦，以尽可能地保证大范围的层流；通过翼型曲率和后加载的控制，使得翼型具有较好的力矩特性。

本发明的翼型命名为NPU-LH-1214，如图1所示，为本发明设计翼型的几何外形图，具有以下几何特征：翼型的最大厚度为14％C，最大厚度位置为36％C，后缘厚度为0.425％C，最大弯度为5.1％C，最大弯度位置为47％C，其中，C为翼型弦长。

该翼型上表面和下表面的几何坐标表达式分别为：

$\frac{y_{up}}{C}=0.0025\left(\frac{x}{C}\right)+{\left(\frac{x}{C}\right)}^{0.5}(1-\frac{x}{C})\·\underset{i=0}{\overset{4}{\Σ}}(A_{{\mathrm{up}}_i}\·\frac{4!}{i!(4-i)!}{\left(\frac{x}{C}\right)}^i{\left(1-\frac{x}{C}\right)}^{4-i})$

$\frac{y_{low}}{C}=-0.0025\left(\frac{x}{C}\right)+{\left(\frac{x}{C}\right)}^{0.5}(1-\frac{x}{C})\·\underset{i=0}{\overset{4}{\Σ}}(A_{{\mathrm{low}}_i}\·\frac{4!}{i!(4-i)!}{\left(\frac{x}{C}\right)}^i{\left(1-\frac{x}{C}\right)}^{4-i})$

其中，y_up表示翼型的上表面纵坐标；y_low表示翼型的下表面纵坐标；A_up代表翼型上表面几何坐标的表达式系数；A_low代表翼型下表面几何坐标的表达式系数；x表示翼型的表面横坐标；

A_up和A_low的值见表1：

表1翼型几何坐标的表达式系数

对于本发明提供的NPU-LH-1214翼型，其设计状态为马赫数0.226，雷诺数为100万量级，升力系数为1.2。具体设计指标为：

1、设计升力系数为1.2，具有高的升阻比，上表面层流范围不小于50％，下表面层流范围不小80％；

2、在设计状态下，全紊流状态的升力下降不超过自由转捩状态的10％；

3、自由转捩状态下，最大升力系数不小于1.5，全紊流下不小于1.4(升力系数保持0.2的裕度，攻角保持3度以上的裕度)；

4、失速类型为后缘失速，失速特性和缓；流动先转捩后分离，无层流分离泡；

5、力矩系数大于-0.14。

参考图1，为本发明设计翼型的几何外形图；参考图2，为本发明设计翼型在设计状态的压力分布曲线图。从图1和图2可以看出，翼型前缘A具有较大半径，使前缘具有较高的吸力峰值；接着翼型前部分曲率变化平缓，使得压力分布具有小的顺压梯度，压力恢复缓慢，在大约50％-60％弦长处转捩，之后，在翼型上表面中后部B出现一个小的压力鼓包，使得翼型后半部分压力恢复和缓且更加鲁棒，避免了层流分离。翼型上表面后部C的翼型后缘曲率基本不变，保证了压力连续平缓地恢复。翼型下表面D设计十分平坦，尽可能地保证了大范围的层流。

现有的层流翼型设计主要针对高速流动，且设计雷诺数高于本发明翼型的设计状态。本发明翼型能够实现在低速、100万量级雷诺数工况下，先转捩后分离，不形成层流分离泡，具有更小的翼型阻力和更大的翼型升阻比，且失速特性缓和，力矩特性好。

以下通过实验效果例，对本发明提供的NPU-LH-1214翼型的优点进行验证：

验证例1

以专利号为CN201510106270.5、名称为一种低阻高阻力发散马赫数的高升力层流翼型的专利申请所公开的翼型为对比翼型，与本发明设计翼型进行对比，分析比较本发明设计翼型与对比翼型的气动性能的差异。

参考图3，为本发明设计翼型与对比专利设计翼型的几何外形对比图；参考图4，为本发明设计翼型与对比专利设计翼型在设计状态的压力分布曲线对比图；参考图5，为本发明设计翼型与对比专利设计翼型的升力特性曲线对比图；参考图6，为本发明设计翼型与对比专利设计翼型的升阻比特性曲线对比图；参考图7，为本发明设计翼型与对比专利设计翼型的力矩特性曲线对比图。参见表2，为本发明设计翼型与对比专利设计翼型的气动性能对比表：

表2设计翼型与对比翼型的气动性能

通过图4-图7以及表2可以看出，在设计点处，本发明设计翼型达到最大升阻比167左右，而对比专利设计翼型，在本发明的设计升力系数1.2处，升阻比仅为75.39，而在升力系数为0.8时，达到最大升阻比，约为117。可见，本发明设计翼型，在高设计升力系数下，具有高的升阻比，同时兼顾力矩特性，满足高空长航时无人机设计需要。

验证例2

发明人使用数值方法计算了本发明NPU-LH-1214翼型的气动性能，计算状态为：马赫数为0.226，雷诺数为1.1×10⁶。同时，在西北工业大学NF-3大型低速风洞进行了试验验证。风洞试验及数值模拟计算结果如表3所示。

表3设计翼型的数值模拟计算结果与风洞试验结果的对比

由数值模拟计算结果与风洞试验结果可以看出，在Ma＝0.226,Re＝1.1×10⁶状态，设计翼型完全满足设计指标，具有高设计升力系数，高升阻比，且失速特性缓和，升力系数具有0.2的裕度，攻角具有3度以上的裕度。由此可见，本发明所设计的翼型在低速低雷诺数下具有良好的气动性能。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视本发明的保护范围。

Claims (2)

1.一种高空低速自然层流高升力翼型，其特征在于，翼型的最大厚度为14％C，最大厚度位置为36％C，后缘厚度为0.425％C，最大弯度为5.1％C，最大弯度位置为47％C，其中，C为翼型弦长。

2.根据权利要求1所述的高空低速自然层流高升力翼型，其特征在于，该翼型上表面和下表面的几何坐标表达式分别为：

$\frac{y_{up}}{C}=0.0025\left(\frac{x}{C}\right)+{\left(\frac{x}{C}\right)}^{0.5}\left(1-\frac{x}{C}\right)\·\underset{i=0}{\overset{4}{\mathrm{\Σ}}}\left(A_{{\mathrm{up}}_i}\·\frac{4!}{i!\left(4-i\right)!}{\left(\frac{x}{C}\right)}^i{\left(1-\frac{x}{C}\right)}^{4-i}\right)$

$\frac{y_{low}}{C}=-0.0025\left(\frac{x}{C}\right)+{\left(\frac{x}{C}\right)}^{0.5}(1-\frac{x}{C})\·\underset{i=0}{\overset{4}{\Σ}}(A_{{\mathrm{low}}_i}\·\frac{4!}{i!(4-i)!}{\left(\frac{x}{C}\right)}^i{\left(1-\frac{x}{C}\right)}^{4-i})$

其中，y_up表示翼型的上表面纵坐标；y_low表示翼型的下表面纵坐标；A_up代表翼型上表面几何坐标的表达式系数；A_low代表翼型下表面几何坐标的表达式系数；x表示翼型的表面横坐标；

A_up和A_low的值见表1：

表1翼型几何坐标的表达式系数