CN110386243B - 一种高升阻比的低速无人机翼型 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种高升阻比的低速无人机翼型，翼型为圆头尖尾形，翼型对头部前缘半径、弦长、最大相对厚度、最大相对厚度位置、最大相对弯度和最大相对弯度位置进行了设计，使翼型具有较大的厚度、较小的弯度，同时具备较好的气动性能，能够满足低速长航时无人机的使用要求。本发明具有潜在的市场价值。
Description
技术领域
本发明涉及无人机领域，特别涉及一种高升阻比的低速无人机翼型。
背景技术
机翼在飞行器的外形设计中具有举足轻重的作用，机翼的气动与力学性能主要受到翼型影响。为了提高飞行器的气动和力学性能，需要选择高性能翼型。目前，国内低速无人机的机翼所用的高升力翼型一般分为两种：一是具有较大的厚度、较小的弯度和较低的升阻比，对机翼结构力学设计有利但是不利于提高无人机巡航、爬升等气动相关的性能，如CLARK Y、NACA 4412；二是具有较小的厚度、较大的弯度和较高的升阻比，对机翼结构力学设计不利但是有利于提高无人机巡航、爬升等气动相关的性能，如NACA 6409。目前还没有一种兼具机翼结构力学设计又具备较好的气动性能的翼型，能够满足低速长航时无人机的使用要求。
发明内容
为解决上述技术问题，本发明公开了一种高升阻比的低速无人机翼型。
本发明的技术方案为：一种高升阻比的低速无人机翼型，以过翼型左端点的垂直线为Y轴，以过翼型左端点的水平线为X轴，翼型上边缘曲线和翼型下边缘曲线表达式分别为
其中，
X为横坐标，yU为上弧线纵坐标，yL为下弧线纵坐标；Aui的取值从i＝0到i＝5依次为-0.22573、-0.27045、-0.30945、-0.28817、-0.33337、-0.29560，Ali的取值从i＝0到i＝5依次为-0.13119、-0.01689、-0.03217、-0.04308、0.00361、0.10598。后缘厚度ΔξU＝ΔξL。可取0.00135，也可根据实际厚度需求变化。
本发明对低速无人机翼型进行了重新设计，根据设计状态和指标要求，在NACA6409高升阻比翼型基础上，设计出的新翼型具有较大的厚度、较小的弯度，同时具备较好的气动性能，能够满足低速长航时无人机的使用要求。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明翼型几何外形示意图；
图2为本发明翼型与NACA 6409翼型形状的对比示意图；
图3为本发明翼型与NACA 6409翼型升阻力系数随迎角变化的对比图；
图4为本发明翼型与NACA 6409翼型升阻比和俯仰力矩随迎角变化的对比图。
具体实施方式
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清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。
需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。
在实施例的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“连接”等应做广义理解。例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中介媒体相连，还可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
另外，在本发明中涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。
一种高升阻比的低速无人机翼型，以过翼型左端点的垂直线为Y轴，以过翼型左端点的水平线为X轴，翼型上边缘曲线和翼型下边缘曲线表达式分别为
其中，
X为横坐标，yU为上弧线纵坐标，yL为下弧线纵坐标；
Aui的取值从i＝0到i＝5依次为-0.22573、-0.27045、-0.30945、-0.28817、-0.33337、-0.29560，Ali的取值从i＝0到i＝5依次为-0.13119、-0.01689、-0.03217、-0.04308、0.00361、0.10598。后缘厚度ΔξU＝ΔξL。取0.00135。
根据上述公式，翼型上边缘曲线坐标点包括：
第1个坐标点，X＝0.00000，Y＝0.00000；第2个坐标点，X＝0.00080，Y＝0.00796；第3个坐标点，X＝0.00720，Y＝0.01964；第4个坐标点，X＝0.01920，Y＝0.03120；第5个坐标点，X＝0.03677，Y＝0.04298；第6个坐标点，X＝0.05968，Y＝0.05471；第7个坐标点，X＝0.08780，Y＝0.06610；第8个坐标点，X＝0.12080，Y＝0.07686；第9个坐标点，X＝0.15830，Y＝0.08667；第10个坐标点，X＝0.19988，Y＝0.09520；第11个坐标点，X＝0.24502，Y＝0.10209；第12个坐标点，X＝0.29315，Y＝0.10705；第13个坐标点，X＝0.34367，Y＝0.10987；第14个坐标点，X＝0.39590，Y＝0.11035；第15个坐标点，X＝0.44840，Y＝0.10876；第16个坐标点，X＝0.50132，Y＝0.10553；第17个坐标点，X＝0.55413，Y＝0.10066；第18个坐标点，X＝0.60627，Y＝0.09416；第19个坐标点，X＝0.65710，Y＝0.08620；第20个坐标点，X＝0.70608，Y＝0.07713；第21个坐标点，X＝0.75272，Y＝0.06732；第22个坐标点，X＝0.79647，Y＝0.05723；第23个坐标点，X＝0.83690，Y＝0.04720；第24个坐标点，X＝0.87357，Y＝0.03760；第25个坐标点，X＝0.90615，Y＝0.02868；第26个坐标点，X＝0.93423，Y＝0.02075；第27个坐标点，X＝0.95760，Y＝0.01398；第28个坐标点，X＝0.97603，Y＝0.00855；第29个坐标点，X＝0.98930，Y＝0.00459；第30个坐标点，X＝0.99732，Y＝0.00217；第31个坐标点，X＝1.00000，Y＝0.00135；
根据上述公式，翼型下边缘曲线坐标点包括：
第1个坐标点，X＝0.00000，Y＝0.00000；第2个坐标点，X＝0.00467，Y＝-0.00916；第3个坐标点，X＝0.01467，Y＝-0.01518；第4个坐标点，X＝0.02973，Y＝-0.01938；第5个坐标点，X＝0.04970，Y＝-0.02219；第6个坐标点，X＝0.07428，Y＝-0.02379；第7个坐标点，X＝0.10317，Y＝-0.02428；第8个坐标点，X＝0.13607，Y＝-0.02384；第9个坐标点，X＝0.17257，Y＝-0.02269；第10个坐标点，X＝0.21235，Y＝-0.02103；第11个坐标点，X＝0.25498，Y＝-0.01905；第12个坐标点，X＝0.30012，Y＝-0.01697；第13个坐标点，X＝0.34730，Y＝-0.01502；第14个坐标点，X＝0.39618，Y＝-0.01340；第15个坐标点，X＝0.44707，Y＝-0.01192；第16个坐标点，X＝0.49868，Y＝-0.01019；第17个坐标点，X＝0.55040，Y＝-0.00815；第18个坐标点，X＝0.60167，Y＝-0.00573；第19个坐标点，X＝0.65193，Y＝-0.00313；第20个坐标点，X＝0.70065，Y＝-0.00062；第21个坐标点，X＝0.74728，Y＝0.00157；第22个坐标点，X＝0.79130，Y＝0.00327；第23个坐标点，X＝0.83223，Y＝0.00432；第24个坐标点，X＝0.86957，Y＝0.00468；第25个坐标点，X＝0.90288，Y＝0.00439；第26个坐标点，X＝0.93180，Y＝0.00356；第27个坐标点，X＝0.95593，Y＝0.00238；第28个坐标点，X＝0.97503，Y＝0.00105；第29个坐标点，X＝0.98883，Y＝-0.00021；第30个坐标点，X＝0.99722，Y＝-0.00107；第31个坐标点，X＝1.00000，Y＝-0.00135。根据坐标点画出的形状图如图1。
如图1所示，本发明翼型为圆头尖尾形，头部前缘半径r为0.01537m，弦长c为1m。翼型最大相对厚度t/c为12.45％弦长，最大相对厚度位置xt在34.73％弦长，最大相对弯度f/c为4.82％弦长，最大相对弯度曲位置xf在39.62％弦长。如图2所示，与NACA 6409翼型相比，最大相对厚度t/c由9％增加到12.45％，同比提高38.18％；最大相对弯度f/c由6％减小到4.82％，同比降低19.67％，有利于机翼结构设计，适合大展弦比长航时无人机使用。
如图3所示，在设计状态雷诺数4e5～9e5状态下，以雷诺数9e5为例，相比于国际公开的高升阻比翼型NACA 6409，最大升力系数均能达到1.6，最大升力系数出现的迎角由11°提升至14°，有利于提高无人机起降与失速性能。
如图4所示，在设计状态雷诺数4e5～9e5状态下，以雷诺数9e5为例，相比于国际公开的高升阻比翼型NACA 6409，两种翼型升阻比相似且均处于较高水平，小迎角范围内(-1°～4°)升阻比相较于NACA 6409略高，有利于提高无人机航时；同时零升俯仰力矩系数由-0.1511上升至-0.1318，同比上升12.77％，有利于降低俯仰配平阻力，提高航时。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。另外，各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础；当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。
Claims (2)
1.一种高升阻比的低速无人机翼型，其特征在于：以过翼型左端点的垂直线为Y轴，以过翼型左端点的水平线为X轴，翼型上边缘曲线和翼型下边缘曲线表达式分别为
其中，
X为横坐标，yU为上弧线纵坐标，yL为下弧线纵坐标；
Aui＝[-0.22573,-0.27045,-0.30945,-0.28817,-0.33337,-0.29560]，
Ali＝[-0.13119,-0.01689,-0.03217,-0.04308,0.00361,0.10598]；
后缘厚度ΔξU＝ΔξL；
翼型为圆头尖尾形，头部前缘半径r为0.01537m，弦长c为1m；翼型最大相对厚度t/c为12.45％弦长，最大相对厚度位置xt在34.73％弦长，最大相对弯度f/c为4.82％弦长，最大相对弯度曲位置xf在39.62％弦长；
最大相对厚度t/c增加到12.45％；最大相对弯度f/c减小到4.82％；
在设计状态雷诺数4e5～9e5状态下，以雷诺数9e5为例，最大升力系数均达到1.6，最大升力系数出现的迎角提升至14°；
零升俯仰力矩系数上升至-0.1318。
2.根据权利要求1所述的一种高升阻比的低速无人机翼型，其特征在于：后缘厚度ΔξU＝ΔξL＝0.00135。
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