CN117508694A - 一种用于低速长航时的无人机新翼型 - Google Patents

一种用于低速长航时的无人机新翼型 Download PDF

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袁勇
李伟
杨云鹏
贾玉超
孙磊
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    • B64U30/10—Wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
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    • B64C3/00—Wings
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  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
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Abstract

本发明公开了一种用于低速长航时的无人机新翼型，属于无人机技术领域，以通过翼型左端点的水平线为X轴，以通过翼型左端点的垂直线为Y轴，建立翼型上边缘曲线和翼型下边缘曲线表达式；本发明的用于低速长航时的无人机新翼型，对翼型头部前缘半径、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，使翼型具有较大厚度以及较小的弯度，同时具备较好的气动性能，能够满足低空低速无人机的使用要求。

Description

一种用于低速长航时的无人机新翼型
技术领域
本发明具体涉及一种用于低速长航时的无人机新翼型，属于无人机技术领域。
背景技术
在无人机的发展中机翼的设计有着举足轻重的作用，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。目前低速无人机流行使用的翼型以NACA 6409和NACA 4412为主，但是两者各存在一定的不足：翼型NACA6409由于弯度较大导致其在同等弦长，飞行环境及速度相等的情况下产生的俯仰力矩更大使机身更不稳，而且对机翼结构力学不利；而翼型NACA 4412由于其厚度较大、弯度较大导致同等弦长，飞行环境及速度相等的情况下产生的升力更小，不利于无人机的爬升。因此，为了解决以上问题，亟待设计一种能够在低空无人机飞行中使用的一款低阻力高升力的翼型。
发明内容
为解决上述问题，本发明提出了一种用于低速长航时的无人机新翼型，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。
本发明的用于低速长航时的无人机新翼型，以通过翼型左端点的水平线为X轴，以通过翼型左端点的垂直线为Y轴，翼型上边缘曲线和翼型下边缘曲线表达式分别为
。
进一步地，所述翼型的后缘厚度Δζu可取弦长的0.125%，也可根据实际厚度需求变化。
作为优选的实施方案，所述翼型为圆头尖尾形结构。
作为优选的实施方案，所述翼型的头部前缘半径为0.0050m，弦长为1m。
作为优选的实施方案，所述翼型最大相对厚度为11.47%弦长，最大相对厚度位置在28.49%弦长，最大相对弯度为4.65%弦长，最大相对弯度曲位置在33.84%弦长。
与现有技术相比，本发明的用于低速长航时的无人机新翼型，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NACA 4412高力学性能翼型以及NACA 6409高升阻比翼型基础上，设计出具有较大的厚度、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的新翼型。
附图说明
图1为本发明的实施例1的翼型几何外形示意图。
图2为本发明的实施例1的翼型与NACA 4412、NACA 6409翼型形状的对比示意图。
图3为本发明的实施例1的翼型与NACA 4412、NACA 6409翼型升阻力系数随迎角变化的对比图；
其中，图3（a）为升力系数随迎角变化的对比图；图3（b）为阻力系数随迎角变化的对比图。
图4为本发明的实施例1的翼型与NACA 4412、NACA 6409翼型升阻比和俯仰力矩随迎角变化的对比图；
其中，图4（a）为升阻比随迎角变化的对比图；图4（b）为俯仰力矩系数随迎角变化的对比图。
附图中的各部件标注为：r-翼型的头部前缘半径，t-最大厚度，f-最大弯度，c-弦长，xt-最大相对厚度位置，xf-最大相对弯度曲位置，A-本发明翼型，B-NACA 6409翼型，C-NACA 4412翼型。
具体实施方式
实施例1：
本发明的用于低速长航时的无人机新翼型，以通过翼型左端点的水平线为X轴，以通过翼型左端点的垂直线为Y轴，分别建立翼型上边缘曲线和翼型下边缘曲线；
则根据建立的翼型上边缘曲线表达式：
，
取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=0.00074，Y=0.00572；
第3个坐标点，X=0.00278，Y=0.01005；
第4个坐标点，X=0.00558，Y=0.01515；
第5个坐标点，X=0.01017，Y=0.02127；
第6个坐标点，X=0.01960，Y=0.03044；
第7个坐标点，X=0.03158，Y=0.03987；
第8个坐标点，X=0.04426，Y=0.04777；
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=0.06911，Y=0.05902；
第12个坐标点，X=0.09406，Y=0.06788；
第13个坐标点，X=0.14426，Y=0.08137；
第14个坐标点，X=0.19459，Y=0.09069；
第15个坐标点，X=0.24482，Y=0.09774；
第16个坐标点，X=0.29484，Y=0.10179；
第17个坐标点，X=0.34377，Y=0.10281；
第18个坐标点，X=0.39670，Y=0.10236；
第19个坐标点，X=0.49625，Y=0.09678；
第20个坐标点，X=0.59685，Y=0.08688；
第21个坐标点，X=0.69737，Y=0.07182；
第22个坐标点，X=0.79796，Y=0.05255；
第23个坐标点，X=0.89883，Y=0.02967；
第24个坐标点，X=0.94933，Y=0.01642；
第25个坐标点，X=1.00000，Y=0.00275；
根据建立的翼型下边缘曲线表达式：
，
取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=0.00176，Y=-0.00294；
第3个坐标点，X=0.00584，Y=-0.00626；
第4个坐标点，X=0.01373，Y=-0.01010；
第5个坐标点，X=0.02703，Y=-0.01462；
第6个坐标点，X=0.03846，Y=-0.01670；
第7个坐标点，X=0.05190，Y=-0.01886；
第8个坐标点，X=0.07681，Y=-0.02064；
第9个坐标点，X=0.10171，Y=-0.02107；
第10个坐标点，X=0.15146，Y=-0.01975；
第11个坐标点，X=0.020129，Y=-0.01752；
第12个坐标点，X=0.25120，Y=-0.01526；
第13个坐标点，X=0.30114，Y=-0.01254；
第14个坐标点，X=0.40107，Y=-0.00849；
第15个坐标点，X=0.50090，Y=-0.00405；
第16个坐标点，X=0.60070，Y=-0.00042；
第17个坐标点，X=0.70047，Y=0.00240；
第18个坐标点，X=0.80019，Y=0.00456；
第19个坐标点，X=0.89989，Y=0.00274；
第20个坐标点，X=0.94964，Y=0.00042；
第21个坐标点，X=0.99907，Y=-0.00275；
根据上述坐标点绘制出翼型的几何结构；
如图1所示，本发明的翼型为圆头尖尾形，且其头部前缘半径r为0.0050m，弦长c为1m；翼型最大相对厚度t/c为11.47%弦长，最大相对厚度位置xt在28.49%弦长，最大相对弯度f/c为4.65%弦长，最大相对弯度曲位置xf在33.84%弦长。
如图2所示，将本发明翼型A与NACA 6409翼型B相比，本发明翼型的最大相对厚度t/c由9%增加到11.47%，同比提高27.44%；最大相对弯度f/c由6%减小到4.65%，同比降低22.5%，有利于机翼结构设计，适合大展弦比长航时无人机使用；将本发明翼型A与NACA4412翼型C相比，本发明翼型的最大相对厚度t/c由12%降到11.47%，同比降低了4.17%，最大相对弯度f/c由4%增加到4.65%，同比降低16.25%，有利于提高翼型的升力，可以增加同等情况下的飞机有效载荷。
如图3所示，在设计状态雷诺数2e5～7e5状态下，根据本次设计的巡飞无人机飞行环境，以雷诺数212000为例，相较于翼型NACA 6409，本发明翼型A的升力系数基本与其接近，但本发明翼型的阻力系数在-5°~0°以及大于10°的情况下明显的小于NACA 6409翼型B，这样有利于提高无人机起降与失速性能；相较于NACA 4412翼型C，本发明翼型的阻力系数基本与其接近，但本发明翼型A的升力系数明显的高于NACA 4412翼型C，这样使本翼型在同等雷诺数下能获得较大升力且阻力较小。
如图4所示，在设计状态雷诺数2e5～7e5状态下，以雷诺数212000为例，相比于国际公开的高升阻比NACA 6409翼型B、NACA 4412翼型C，三种翼型升阻比相似且均处于较高水平；本发明翼型A的升阻比在巡航姿态时（0°）与NACA 6409翼型相等，且大于NACA 4412翼型C，有利于提高无人机航时；同时本发明翼型A的零升俯仰力矩系数为-0.1275，高于NACA6409翼型B的-0.155，有利于降低俯仰配平阻力，提高了航时。
上述实施例，仅是本发明的较佳实施方式，故凡依本发明专利申请范围所述的构造、特征及原理所做的等效变化或修饰，均包括于本发明专利申请范围内。

Claims (5)

1.一种用于低速长航时的无人机新翼型，其特征在于，以通过翼型左端点的水平线为X轴，以通过翼型左端点的垂直线为Y轴，翼型上边缘曲线和翼型下边缘曲线表达式分别为
。
2.根据权利要求1所述的用于低速长航时的无人机新翼型，其特征在于：所述翼型的后缘厚度为弦长的0.125%。
3.根据权利要求1所述的用于低速长航时的无人机新翼型，其特征在于：所述翼型为圆头尖尾形结构。
4.根据权利要求3所述的用于低速长航时的无人机新翼型，其特征在于：所述翼型的头部前缘半径为0.0050m，弦长为1m。
5.根据权利要求3或4所述的用于低速长航时的无人机新翼型，其特征在于：所述翼型最大相对厚度为11.47%弦长，最大相对厚度位置在28.49%弦长，最大相对弯度为4.65%弦长，最大相对弯度曲位置在33.84%弦长。
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