CN107444611A - 一种高升力通用飞机翼型 - Google Patents

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    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/10—Shape of wings

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Abstract

本发明涉及飞行器机翼，特别涉及一种高升力通用飞机翼型。一种高升力通用飞机翼型，所述高升力通用飞机翼型的最大相对厚度为12.5％C，最大相对厚度位置34.9％C，最大相对弯度为2.6％C，最大相对弯度位置为21.7％C，其中C为弦长，且弦长C为1；所述高升力通用飞机翼型的工作马赫数范围为0.1～0.2，雷诺数为4.0×106；本发明的高升力通用飞机翼型升阻比更大，巡航效率更高。

Description

一种高升力通用飞机翼型
技术领域
本发明涉及飞行器机翼，特别涉及一种高升力通用飞机翼型。
背景技术
常规高升力翼型，采用钝前缘、大前缘弯度和大后缘弯度设计，翼型高吸力区范围较大，工作区升力系数大；但是，常规高升力翼型使用时，翼型表面层流区偏小，升阻比小，巡航效率有限。
发明内容
本发明的目的是提供了一种高升力通用飞机翼型，以解决现有高升力翼型存在的至少一个问题。
本发明的技术方案是：
一种高升力通用飞机翼型，所述高升力通用飞机翼型的最大相对厚度为12.5％C，最大相对厚度位置34.9％C，最大相对弯度为2.6％C，最大相对弯度位置为21.7％C，其中C为弦长，且弦长C为1；
所述高升力通用飞机翼型的工作马赫数范围为0.1～0.2，雷诺数为4.0×106；
所述高升力通用飞机翼型的几何坐标数据如下表所示：
发明效果：
本发明的高升力通用飞机翼型升阻比更大，巡航效率更高。
附图说明
图1为本发明高升力通用飞机翼型的结构示意图；
图2为本发明高升力通用飞机翼型升力系数随迎角变化曲线；
图3为本发明高升力通用飞机翼型俯仰力矩系数随升力系数变化曲线。
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
下面结合附图1至图3对本发明高升力通用飞机翼型的做进一步详细说明。
本发明的高升力通用飞机翼型，呈前缘下垂的流线形结构；所述高升力通用飞机翼型的最大相对厚度为12.5％C，最大相对厚度位置34.9％C，最大相对弯度为2.6％C，最大相对弯度位置为21.7％C，其中C为弦长，且弦长C为1。
所述高升力通用飞机翼型的工作马赫数范围为0.1～0.2，雷诺数为4.0×106。
所述高升力通用飞机翼型的几何坐标数据如下表所示：
根据上表给出的上下表面的横纵坐标点，能够得到本发明的高升力通用飞机翼型。
参照图3所示，本发明高升力通用飞机翼型的设计工作升力系数1.2，对应的俯仰力矩系数约-0.026；进一步，由图2可知，升力系数CL达到最大值后，降速较慢，翼型的最大升力系数达到约1.89，失速攻角约17.5°，失速后流动分离发展缓慢。
以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (1)

1.一种高升力通用飞机翼型，其特征在于，所述高升力通用飞机翼型的最大相对厚度为12.5％C，最大相对厚度位置34.9％C，最大相对弯度为2.6％C，最大相对弯度位置为21.7％C，其中C为弦长，且弦长C为1；
所述高升力通用飞机翼型的工作马赫数范围为0.1～0.2，雷诺数为4.0×106；
所述高升力通用飞机翼型的几何坐标数据如下表所示：
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