CN111348175A - 一种匹配高通用性大装载小型无人飞行器的专有翼型 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种匹配高通用性大装载小型无人飞行器的专有翼型。翼型最大相对厚度为12.19％C，最大相对厚度对应弦向位置为27.1％C；最大弯度为5.3％C，最大弯度所在弦向位置为48.3％C，其中C为弦长。本发明翼型设计雷诺数为3×10⁵～2×10⁶。该翼型在设计状态下具有高升力高升阻比的气动特性(最大升阻比大于100)和良好的工程可实施性，可应用于高通用性大装载小型无人飞行器设计，匹配后的无人飞行器全机在多个速度工况下具有较大升阻比。

Description

一种匹配高通用性大装载小型无人飞行器的专有翼型

技术领域

本发明实施例涉及航空飞行器设计技术领域，具体涉及一种高通用性大装载小型无人飞行器的专有翼型。

背景技术

机翼是固定翼无人飞行器产生升力的主要部件，通常无人飞行器的设计要求机翼具备较大的升力系数和尽可能高的巡航升阻比，而翼型是决定机翼气动性能的典型剖面。

目前，国内小型无人飞行器一般通过翼型优化设计来实现巡航性能的最优化，这容易导致飞行速度域和巡航高升阻比区间较小，难以满足多装载多工况情况下的起飞总重、续航时间等任务指标需求。设计使用高通用小型无人飞行器的专有翼型，可以提高飞行器在不同速度工况下的升阻性能，改善无人飞行器的操纵特性，降低燃料消耗，增加航程。

有鉴于此，特提出此发明，以匹配高通用性大装载小型无人飞行器的全机性能要求。

发明内容

本发明提供一种匹配高通用性大装载小型无人飞行器的专有翼型，以提高该无人飞行器不同速度工况下的升阻性能。

本发明提供一种匹配高通用性大装载小型无人飞行器的专有翼型，所述专有翼型最大相对厚度为12.19％C，最大相对厚度对应弦向位置为27.1％C；最大弯度为5.3％C，最大弯度所在弦向位置为48.3％C，其中C为弦长。

所述专有翼型可分为4段：位于上翼面的1段、上翼面的2段、下翼面的3段、下翼面的4段。其中所述翼型上翼面1段与下翼面3段的弦向范围为翼型最前缘点至15％C位置，所述上翼面2段与下翼面4段的范围为翼型15％C至翼型后缘100％C位置，其中C为弦长。

则翼型各段的几何表达式分别为：

上翼面1段翼型曲线可用函数表示为：

y＝(0.3081x⁵-1.721x⁴-2.994x³+1.985x²+0.1729x+0.0000818)/(x⁵+1.05x⁴+0.8469x³+0.8913x²+4.096x+0.05127)，0≤x<0.15

上翼面2段翼型曲线可用函数表示为：

y＝-11.2x⁸+51.22x⁷-99.65x⁶+106.8x⁵-68.25x⁴+26.41x³-6.409x²+1.044x+0.01235，0.15≤x<1

下翼面3段翼型曲线可用函数表示为：

y＝(0.6752x⁵+0.1398x⁴+0.297x³-0.09467x²-0.02857x-0.00002049)/(x⁵+0.306x⁴+1.077x³+1.313x²+1.008x+0.01344)，0<x≤0.15

下翼面4段翼型曲线可用函数表示为：

y＝-2.255x⁶+6.544x⁵-7.265x⁴+3.766x³-0.9261x²+0.1771x-0.04225，0.15<x≤1

其中x为翼型横坐标，y为翼型纵坐标。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍。应当理解，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，用来提供对本发明的进一步理解而并不构成对本发明的限制。

图1为本发明实施例提供的一种匹配高通用性大装载小型无人飞行器的专有翼型的示意图；

图2为本发明实施例提供的一种匹配高通用性大装载小型无人飞行器的专有翼型的分段位置示意图；

图3为本发明实施例提供的一种匹配高通用性大装载小型无人飞行器的专有翼型的升阻特性极曲线图；

图4为本发明实施例提及的一种高通用性大装载小型无人飞行器的全机气动性能图；

图5为本发明实施例提及的一种高通用性大装载小型无人飞行器的复合翼垂直起降全机外形图。

图6为本发明实施例提及的一种高通用性大装载小型无人飞行器的固定翼全机外形图。

附图标记说明：

1：上翼面1段；2：上翼面2段；3：下翼面3段；4：下翼面4段；

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、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目的、技术方案以及优点进行清楚、完整地描述。应当理解，此处所描述的具体实施方式仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明保护内容。

本实施例提供的匹配高通用性大装载小型无人飞行器的专有翼型主要包括：翼型上翼面1段；翼型上翼面2段；翼型下翼面3段；翼型下翼面4段。

本发明实施例的目的在于，对高通用性大装载无人飞行器机翼的翼型进行设计，以提高全机升阻比。

本发明实施例所采取的技术方案为针对高通用性大装载小型无人飞行器的性能需求，翼型设计约束为：

1、巡航状态层流区长度，上表面层流区不小于35％弦长，下表面层流区不小于60％弦长。

2、翼型厚度维持在12％附近。

3、设计雷诺数范围为3×10⁵～2×10⁶。

根据空气动力学原理，开展设计得到的专有翼型，翼型相对厚度较小，最大弯度位置接近翼型弦线中点。对专有翼型进行气动特性验算，结果证明专有翼型在典型雷诺数下具有较大的升阻比(图3)，匹配后的无人飞行器全机(图5、图6)在多个速度工况下具有较大升阻比(图4)。

本发明实施例的优点在于，经气动特性验算，证明本发明提供的专有翼型具有较大升阻比(最大升阻比大于100)，且匹配的小型无人飞行器的全机气动性能良好(在0-6度常用攻角范围内，全机均具有较大的升阻比)。同时其相匹配的小型无人飞行器的全机气动性能良好(图4)，具有很强的工程可实施性。

最后应说明的是：以上各实施例仅为对本发明技术方案的说明，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，对于本领域的技术人员而言，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。

Claims (2)

1.一种匹配高通用性大装载小型无人飞行器的专有翼型，其特征在于：所述翼型最大相对厚度为12.19％C，最大相对厚度对应弦向位置为27.1％C；最大弯度为5.3％C，最大弯度所在弦向位置为48.3％C，其中C为弦长。

2.其中所述翼型的上翼面1段、上翼面2段、下翼面3段、下翼面4段的几何坐标表达式分别为：

上翼面1段：

y＝(0.3081x⁵-1.721x⁴-2.994x³+1.985x²+0.1729x+0.0000818)/(x⁵+1.05x⁴+0.8469x³+0.8913x²+4.096x+0.05127)，0≤x<0.15

上翼面2段：

y＝-11.2x⁸+51.22x⁷-99.65x⁶+106.8x⁵-68.25x⁴+26.41x³-6.409x²+1.044x+0.01235，0.15≤x<1

下翼面3段：

y＝(0.6752x⁵+0.1398x⁴+0.297x³-0.09467x²-0.02857x-0.00002049)/(x⁵+0.306x⁴+1.077x³+1.313x²+1.008x+0.01344)，0<x≤0.15

下翼面4段：

y＝-2.255x⁶+6.544x⁵-7.265x⁴+3.766x³-0.9261x²+0.1771x-0.04225，0.15<x≤1

其中，x表示翼型的表面横坐标，y表示翼型表面纵坐标。

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