CN107487438A - 一种高升力翼型 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及飞机翼型设计，特别涉及一种高升力翼型。高升力翼型的最大相对厚度为18％C，最大相对位置为32.5％C，最大相对弯度为2.48％C，最大相对弯度位置为35％C，其中，C为弦长，且弦长C为1；所述高升力翼型的工作马赫数范围为0.2～0.56，雷诺数为1.0×106～1.8×107；再根据上下翼面的函数关系式得到本发明的高升力翼型。本发明的高升力翼型克服了高升力翼型的失速特性曲线陡峭的问题，选择较大的头部半径和最大厚度，使上翼面前30％弦长为圆顶形压力分布，翼型中后段的压力恢复曲线为平缓的凹型，后加载减弱，能够有效保持较大的失速迎角，避免大迎角下前缘峰值过高而造成失速特性陡峭，实现失速和缓且高升力的目的。

Description

一种高升力翼型
技术领域
本发明涉及飞机翼型设计，特别涉及一种高升力翼型。
背景技术
涡桨支线客机航线较短，要达到较高的经济性，起飞后的爬升特性尤其重要，要求飞机的爬升升阻比很高，巡航升阻比也要达到较高的水平，即要求飞机在较大的升力系数范围内都具有高的升阻比；同时，这类飞机一般不采用前缘增升装置，后缘增升装置也较为简单，干净机翼须具有较高的低速最大升力系数和失速迎角。因此需要翼型具备高速升阻比较高，低速最大升力系数较大且失速形态和缓的特点。
层流翼型通过翼型表面的层流边界层特征而获得比普通翼型更小的阻力系数，从而达到提高升阻比的目的。而层流翼型需要保持物面的光洁度，对来流的湍流度也有苛刻要求，在真实飞行中很难长久保持层流边界层特征，因此应用性较差。
高升力翼型通过提高飞机的使用升力系数来提高升阻比，如国外70年代发展的著名高升力GAW-1翼型。该翼型阻力随升力的增加缓慢，升阻比较大，且翼型的最大升力系数比较高，对涡桨支线客机比较合适。但高升力翼型失速后升力系数迅速下降，失速形态陡峭，对安全性至关重要的民机来说缺陷十分明显，限制了其在涡桨支线客机机翼设计中的应用。
发明内容
本发明的目的是提供了一种高升力翼型，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：
一种高升力翼型，所述高升力翼型的最大相对厚度为18％C，最大相对位置为32.5％C，最大相对弯度为2.48％C，最大相对弯度位置为35％C，其中，C为弦长，且弦长C为1；
所述高升力翼型的工作马赫数范围为0.2～0.56，雷诺数为1.0×106～1.8×107；
所述高升力翼型上下翼面的函数关系式如下：
其中，y表示上下翼面纵坐标，x表示上下翼面横坐标，其他各参数见下表：
发明效果：
本发明的高升力翼型，克服了高升力翼型的失速特性曲线陡峭的问题，选择较大的头部半径和最大厚度，使上翼面前30％弦长为圆顶形压力分布，翼型中后段的压力恢复曲线为平缓的凹型，后加载减弱，能够有效保持较大的失速迎角，避免大迎角下前缘峰值过高而造成失速特性陡峭，实现失速和缓且高升力的目的。
附图说明
图1为本发明高升力翼型的结构示意图；
图2为本发明高升力翼型与经典高升力翼型的升力系数曲线对比。
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对本发明的高升力翼型做进一步详细说明。
本发明提供一种高升力翼型；高升力翼型的最大相对厚度为18％C，最大相对位置为32.5％C，最大相对弯度为2.48％C，最大相对弯度位置为35％C，其中，C为弦长，且弦长C为1。进一步，如图1所示，本发明高升力翼型头部半径较大，翼型上表面曲线几何光顺单凸，便于加工，下表面存在后缘反弯。
进一步，高升力翼型的工作马赫数范围为0.2～0.56，雷诺数为1.0×106～1.8×107；高升力翼型高马赫数高雷诺数(Ma＝0.5，Re＝9.0×106)最大升阻比达到136；该翼型低马赫数低雷诺数(Ma＝0.2，
Re＝3.0×106)最大升力系数达到1.835，失速迎角达到18°
本发明高升力翼型上下翼面的函数关系式如下：
其中，y表示上下翼面纵坐标，x表示上下翼面横坐标，其他各参数见下表：
根据上表给出参数，可以得到高升力翼型上下表面的横纵坐标点，从而能够得到如图1所示本发明的高升力翼型。
如图2所示，本发明的翼型编号为f18mt，与经典高升力翼型GAW-1翼型对比的升力系数曲线如图1所示。升力系数CL达到最大值后，随迎角逐渐减小，而本发明翼型f18mt的升力系数降速较慢，有更加和缓的失速形态，为飞机的平稳操纵赢取了更多时间，提高了飞机的安全性。
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)

1.一种高升力翼型，其特征在于，所述高升力翼型的最大相对厚度为18％C，最大相对位置为32.5％C，最大相对弯度为2.48％C，最大相对弯度位置为35％C，其中，C为弦长，且弦长C为1；
所述高升力翼型的工作马赫数范围为0.2～0.56，雷诺数为1.0×106～1.8×107；
所述高升力翼型上下翼面的函数关系式如下：
<mrow> <mi>y</mi> <mo>=</mo> <msup> <mi>x</mi> <mfrac> <mn>1</mn> <mn>2</mn> </mfrac> </msup> <mrow> <mo>(</mo> <mn>1</mn> <mo>-</mo> <mi>x</mi> <mo>)</mo> </mrow> <mrow> <mo>(</mo> <munderover> <mi>&amp;Sigma;</mi> <mrow> <mi>i</mi> <mo>=</mo> <mn>0</mn> </mrow> <mrow> <mi>N</mi> <mo>=</mo> <mn>10</mn> </mrow> </munderover> <msub> <mi>A</mi> <mi>i</mi> </msub> <mfrac> <mrow> <mi>N</mi> <mo>!</mo> </mrow> <mrow> <mi>i</mi> <mo>!</mo> <mrow> <mo>(</mo> <mi>N</mi> <mo>-</mo> <mi>i</mi> <mo>)</mo> </mrow> <mo>!</mo> </mrow> </mfrac> <msup> <mi>x</mi> <mi>i</mi> </msup> <msup> <mrow> <mo>(</mo> <mrow> <mn>1</mn> <mo>-</mo> <mi>x</mi> </mrow> <mo>)</mo> </mrow> <mrow> <mi>N</mi> <mo>-</mo> <mi>i</mi> </mrow> </msup> <mo>)</mo> </mrow> <mo>+</mo> <msub> <mi>xy</mi> <mrow> <mi>T</mi> <mi>E</mi> </mrow> </msub> <mo>+</mo> <mrow> <mo>(</mo> <mn>1</mn> <mo>-</mo> <mi>x</mi> <mo>)</mo> </mrow> <msub> <mi>y</mi> <mrow> <mi>L</mi> <mi>E</mi> </mrow> </msub> <mo>;</mo> </mrow>
其中，y表示上下翼面纵坐标，x表示上下翼面横坐标，其他各参数见下表：
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