CN204916159U

CN204916159U - 太阳能飞机翼型及太阳能飞机

Info

Publication number: CN204916159U
Application number: CN201520450063.7U
Authority: CN
Inventors: 曾洪江; 白琳; 谢晋东
Original assignee: Beijing Changyuan Technology Co Ltd
Current assignee: Beijing Changyuan Technology Co Ltd
Priority date: 2015-06-26
Filing date: 2015-06-26
Publication date: 2015-12-30
Anticipated expiration: 2025-06-26

Abstract

本实用新型提供一种太阳能飞机翼型及太阳能飞机，其中太阳能飞机翼型包括：机翼上翼面、机翼下翼面、太阳能电池容置腔；机翼上翼面与机翼下翼面围成飞机翼型；机翼上翼面与机翼下翼面间的最大相对厚度为13％；最大相对厚度处于归一化机翼弦长的0.324位置处；飞机翼型的最大相对弯度为5.32％；最大相对弯度处于归一化机翼弦长的0.5位置处；机翼上翼面与机翼下翼面围成的机翼头部半径为1.1％，太阳能电池容置腔位于机翼上翼面与机翼下翼面围成的机翼的内部。从而使该太阳能飞机翼型适合高升力系数、低雷诺数太阳能飞机使用，且在高空低速环境下飞行的气动效率高，续航时间长。

Description

太阳能飞机翼型及太阳能飞机

技术领域

本实用新型涉及翼型设计领域，尤其涉及一种太阳能飞机翼型及太阳能飞机。

背景技术

太阳能飞机由于具有不需消耗燃油且飞行高度较高的特点，因此一直是对地观测及通讯中继业务的良好平台，目前各国都投入了大量的人力及资金对其开展研究。其中，太阳能飞机的翼型是关系到太阳能飞机安全及其气动性能的重要部件，如何设计出具备高升力、低雷诺数的太阳能飞行翼型气动外形一直是该领域的热点问题。

太阳能飞机的翼型设计通常需要满足在不同升力系数、不同雷诺数条件下尽量提高巡航点气动效率，同时还要满足翼型的结构强度，以及太阳能电池的安装要求，然而现有技术的太阳能飞机的翼型，其在高空且空气稀薄的环境下的飞行能力并不理想，升力不够易失速，很难在高空维持升力稳定飞行，且为了保证翼型的结构强度，太阳能电池的安装空间不是很大，续航能力难以保证。这些问题都亟需设计一种翼型，使其即能够满足高空环境下低速平稳飞行的要求，又能够保证在高升力系数、低雷诺数条件下的高气动效率及长时间巡航能力。

实用新型内容

本实用新型提供一种太阳能飞机翼型及太阳能飞机，该飞机翼型适合高升力系数、低雷诺数太阳能飞机使用，在高空低速环境下飞行的气动效率高，且电池安装空间大，保证更长的续航时间。

本实用新型提供一种太阳能飞机翼型，包括：

机翼上翼面、机翼下翼面、太阳能电池容置腔；

所述机翼上翼面与所述机翼下翼面围成飞机翼型；所述机翼上翼面与所述机翼下翼面间的最大相对厚度为13％；所述最大相对厚度处于归一化机翼弦长的0.324位置处；所述飞机翼型的最大相对弯度为5.32％；所述最大相对弯度处于归一化机翼弦长的0.5位置处；所述机翼上翼面与机翼下翼面围成的机翼头部半径为1.1％，所述太阳能电池容置腔位于所述机翼上翼面与机翼下翼面围成的机翼的内部。

所述太阳能电池容置腔位于距离翼型前缘20％～60％弦长范围内的机翼内部空间。

所述太阳能电池容置腔内设置有太阳能电池。

本实用新型还提供一种太阳能飞机，包括飞机机身，还包括：在所述飞机机身两侧分别安装有上述任一的太阳能飞机翼型。

本实用新型的太阳能飞机翼型及太阳能飞机，通过包括机翼上翼面、机翼下翼面、太阳能电池容置腔；且将机翼上翼面与机翼下翼面间的最大相对厚度设置为13％；最大相对厚度处于归一化机翼弦长的0.324位置处；飞机翼型的最大相对弯度设置为5.32％；最大相对弯度处于归一化机翼弦长的0.5位置处；机翼上翼面与机翼下翼面围成的机翼头部半径设置为1.1％，并且将太阳能电池容置腔位于该机翼上翼面与机翼下翼面围成的机翼的内部。从而使该太阳能飞机翼型适合高升力系数、低雷诺数太阳能飞机使用，且在高空低速环境下飞行的气动效率高，续航时间长。

附图说明

图1为本实用新型提供的太阳能飞机翼型20％～60％弦长范围内安装电池示意图；

图2为翼型的典型外形图；

图3为本实用新型提供的太阳能飞机翼型在升力系数(CI＝1)时的压力分布图；

图4为本实用新型提供的太阳能飞机翼型与Boeing16翼型在升力系数(CI＝1)时下翼面摩擦系数分布图；

图5a～图5c为本实用新型提供的太阳能飞机翼型的三视图；

图6为本实用新型提供的太阳能飞机翼型与Boeing16翼型的外形对比图；

图7为本实用新型提供的太阳能飞机翼型与Boeing16翼型的升力随迎角变化曲线对比图；

图8为本实用新型提供的太阳能飞机翼型与Boeing16翼型的升阻比随升力变化曲线对比图。

具体实施方式

图1为本实用新型提供的太阳能飞机翼型20％～60％弦长范围内安装电池示意图，如图1所示，本实用新型提供一种太阳能飞机翼型，该太阳能飞机翼型包括：机翼上翼面1、机翼下翼面2、太阳能电池容置腔3；该机翼上翼面1与机翼下翼面2围成飞机翼型；机翼上翼面1与机翼下翼面2间的最大相对厚度为13％；最大相对厚度处于归一化机翼弦长的0.324位置处；飞机翼型的最大相对弯度为5.32％；最大相对弯度处于归一化机翼弦长的0.5位置处；机翼上翼面1与机翼下翼面2围成的机翼头部半径为1.1％，太阳能电池容置腔3位于机翼上翼面1与机翼下翼面2围成的机翼的内部。

本实施例的机翼翼型的获得是通过太阳能飞机翼型设计方法得到的，具体为：

该太阳能飞机翼型设计方法包括：

步骤一、获取机翼参考模型的第一翼型参数。

具体的，第一翼型参数包括：第一翼型最大相对厚度、第一翼型最大相对厚度的相对位置、第一翼型最大相对弯度；第一翼型最大相对弯度的相对位置、第一翼型头部半径。机翼参考模型可以采用现有技术中的各个太阳能飞机翼型模型，例如：Boeing16翼型。参考翼型的选择，可由技术人员根据设计需求进行确定，本申请对此不作限定。其中，在空气动力学中，翼型指剖面形状不变的无限翼展机翼，翼型的典型外形如图2所示，它前端圆滑，后端成尖角形；后尖点称为后缘B；翼型上距后缘B最远的点称为前缘A；连接前后缘的直线称为翼弦，其长度称为弦长L1。在翼型内部作一系列与上下翼面相切的内切圆，诸圆心的连线称为翼型的中弧线L2，其中最大内切圆的直径称为翼型的最大厚度，中弧线L2和翼弦之间的最大距离称为最大弯度。分别计算翼型最大厚度、最大弯度与翼弦弦长L1的比值，得到最大相对厚度、最大相对弯度；前缘的曲率半径称为前缘半径或头部半径，上述数值通常用百分数表示，例如：Boeing16的最大相对厚度为13.1％、最大相对弯度为5.35％、头部半径为1.258％。最大相对厚度的相对位置、最大相对弯度的相对位置，是最大厚度位置、最大弯度位置与弦长L1的比值。例如：Boeing16的最大相对厚度的相对位置为0.32、最大相对弯度的相对位置为0.29。

步骤二、根据设计需求参数确定翼型设计的约束条件。

具体的，设计需求参数包括：飞行速度、升力系数、雷诺数；约束条件包括：最大相对厚度阈值、距离翼型前缘20％～60％弦长范围内的翼型厚度阈值。设计需求参数的不同，约束条件的设定不同会直接影响到翼型的气动性能，上述是本实用新型优选的设计需求参数和约束条件，还可以根据设计需求增加如翼型重量、翼型材料等约束条件。其中，最大相对厚度阈值、距离翼型前缘20％～60％弦长范围内的翼型厚度阈值的设定还可以保证翼型内部空间的增加，便于安装更大的电池，提升续航能力。

步骤三、根据机翼参考模型的第一翼型参数以及翼型设计的约束条件，采用遗传算法和/或数值仿真，确定满足设计需求参数且在约束条件的各个阈值范围内的第二翼型参数，根据第二翼型参数确定太阳能飞机翼型。

本实施例的太阳能飞机翼型设计方法，通过获取机翼参考模型的第一翼型参数，并根据设计需求参数确定翼型设计的约束条件，从而根据第一翼型参数以及约束条件，采用遗传算法和/或数值仿真，确定出满足设计需求参数且在约束条件的各个阈值范围内的第二翼型参数，再根据第二翼型参数确定出太阳能飞机翼型。从而使该太阳能飞机翼型适合高升力系数、低雷诺数太阳能飞机使用，且在高空低速环境下飞行的气动效率高，续航时间长。

进一步地，在步骤三、根据第二翼型参数确定太阳能飞机翼型之后，还包括：

根据太阳能飞机翼型在升力系数为1时的压力分布，和/或，根据太阳能飞机翼型在升力系数为1时的下翼面摩擦系数分布，修正太阳能飞机翼型，得到第三翼型参数。

具体的，图3为本实用新型提供的太阳能飞机翼型在升力系数(CI＝1)时的压力分布图，图4为本实用新型提供的太阳能飞机翼型与Boeing16翼型在升力系数(CI＝1)时下翼面摩擦系数分布图，根据上述图3、图4实验数据分析，并与机翼参考模型(例如：Boeing16翼型)的摩擦系数进行比对，修正太阳能飞机翼型，得到第三翼型参数。第三翼型参数为第二翼型参数的更优化数据。进一步提升太阳能飞机的飞行性能。

进一步地，太阳能飞机翼型的设计效果很大程度上取决于机翼参考模型的第一翼型参数的选取，优选的，第一翼型参数包括：第一翼型最大相对厚度为13.1％；第一翼型最大相对厚度的相对位置为0.32；第一翼型最大相对弯度为5.35％；第一翼型最大相对弯度的相对位置为0.29；第一翼型头部半径为1.258％。同理，设计需求参数的优选值为：飞行速度为22米/秒；升力系数为1；雷诺数为1.7×10⁵；最大相对厚度阈值为不小于13％、翼型厚度阈值为不小于10％。从而获得第三翼型的优选参数：第三翼型最大相对厚度、第三翼型最大相对厚度的相对位置、第三翼型最大相对弯度；第三翼型最大相对弯度的相对位置、第三翼型头部半径；其中，第三翼型最大相对厚度为13％；第三翼型最大相对厚度的相对位置为0.324；第三翼型最大相对弯度为5.32％；第三翼型最大相对弯度的相对位置为0.5；第三翼型头部半径为1.1％。

进一步地，在上述实施例的基础上，还包括：太阳能电池容置腔3位于距离翼型前缘20％～60％弦长范围内的机翼内部空间。太阳能电池容置腔3内设置有太阳能电池。

根据上述的优选值，该太阳能飞机翼型满足设计需求参数及约束条件，该机翼下翼面2具有较长的层流流动范围，从而减小巡航阻力；且具有较大内部空间，满足太阳能电池装载要求；具有较高的最大升力系数和失速迎角。具体可以参见本实用新型的太阳能飞机翼型与Boeing16翼型对比图(图4、图6、图7、图8所示)及数据表1。图5a～图5c为本实用新型提供的太阳能飞机翼型的三视图(单位：mm)，图6为本实用新型提供的太阳能飞机翼型与Boeing16翼型的外形对比图，图7为本实用新型提供的太阳能飞机翼型与Boeing16翼型的升力随迎角变化曲线对比图，图8为本实用新型提供的太阳能飞机翼型与Boeing16翼型的升阻比随升力变化曲线对比图。

表1太阳能飞机翼型与Boeing16翼型基本参数对比

从表1可以看出本实用新型的翼型与Boeing16翼型的基本几何特征的最大不同之处在于本实用新型的翼型的最大相对弯度的相对位置比较靠后，这样首先有利于减小上翼面后缘逆压梯度，从图3的压力分布也可以看出这一点，从而避免在低雷诺数下气流的分离；其次有利于扩大翼型的内部空间，便于安装电池。同时从对比图也可以看出本实用新型翼型的下翼面头部附近较平坦，这样有利于减小表面摩擦系数(如图4所示)并最大限度维持层流状态。

本实施例的太阳能飞机翼型，通过将机翼上翼面1与机翼下翼面2间的最大相对厚度设置为13％；最大相对厚度处于归一化机翼弦长的0.324位置处；飞机翼型的最大相对弯度设置为5.32％；最大相对弯度处于归一化机翼弦长的0.5位置处；机翼上翼面1与机翼下翼面2围成的机翼头部半径设置为1.1％，太阳能电池容置腔3位于机翼上翼面1与机翼下翼面2围成的机翼的内部。并在距离翼型前缘20％～60％弦长范围内的机翼内部空间设置太阳能电池容置腔3。从而使该太阳能飞机翼型适合高升力系数、低雷诺数太阳能飞机使用，且在高空低速环境下飞行的气动效率高，续航时间长。

进一步地，本实用新型还提供一种太阳能飞机，包括飞机机身，还包括：在飞机机身两侧分别安装有如上述任一实施例所述的太阳能飞机翼型。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本实用新型的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本实用新型进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：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实用新型各实施例技术方案范围。

Claims

1.一种太阳能飞机翼型，其特征在于，包括：机翼上翼面、机翼下翼面、太阳能电池容置腔；

2.根据权利要求1所述的翼型，其特征在于，所述太阳能电池容置腔位于距离翼型前缘20％～60％弦长范围内的机翼内部空间。

3.根据权利要求1或2所述的翼型，其特征在于，所述太阳能电池容置腔内设置有太阳能电池。

4.一种太阳能飞机，包括飞机机身，其特征在于，还包括：在所述飞机机身两侧分别安装有如权利要求1-3任一所述的太阳能飞机翼型。