一族新型基础教练机翼型的制作方法

1.本发明属于教练机翼型技术领域，尤其涉及一族新型基础教练机翼型。


背景技术：

2.翼型的选择与设计是飞机设计前必须进行的一项重要工作，d.p.raymer指出：“就许多方面来说，翼型是飞机的心脏。”这是因为机翼是飞机产生升力和阻力的主要部件，而构成机翼的翼型对飞机性能有很大影响。翼型影响着巡航速度、起飞与着陆性能、失速速度、操纵品质(特别是接近失速的时候)和所有飞行阶段的空气动力效率。自从人类实现动力飞行以来，每一次飞机性能的发展无不伴随着翼型设计技术和设计水平的进步。
3.教练机(trainer)是训练飞行员从最初级的飞行技术到能够单独飞行与完成指定工作的特殊机种。无论是操作军用或者是民用飞机的飞行员都需要经过一些相同的训练程序，使用类似的教练机完成基础飞行课程。
4.早期基础教练机飞机主要选用国外的是naca四位数字翼、naca五位数字翼型(naca23系列)、naca64系列及其修形后的翼型。在翼根部多选择naca64系列厚度为13％-19％的翼型，翼梢部分多选择10％-15％厚度的naca系列翼型。现代基础教练机进行了专门的翼型设计，如美国的pil15m825和pil12m850翼型、法国的ra1643和ra1243翼型等，但是，这些现代翼型处于保密状态。


技术实现要素：

5.本发明针对上述的现代基础教练机翼型保密难以应用的技术问题，提供了一族新型基础教练机翼型。
6.本发明采用以下技术方案：一族新型基础教练机翼型，应用于机翼翼稍位置或翼根位置；
7.当应用于机翼翼稍位置时：
8.翼型的升力系数为0.2，最大相对厚度12％，最大厚度位置38.3％c，最大弯度1.80％，最大弯度位置42.2％c；
9.其中，c为弦长，上述参数均以弦长为1为基准。
10.进一步地，当应用于机翼翼根位置时：
11.翼型的升力系数为0.4，最大相对厚度15％，最大厚度位置36.4％c，最大弯度2.88％，最大弯度位置54.9％c。
12.本发明的有益效果是：本发明根据新型基础教练机的技术要求，通过优化设计方法设计出专门翼型族，翼型性能对标国外naca63系列翼型，具有高升力、高升阻比和失速性能和缓的特点，满足新型基础教练机对翼型性能的要求，适应新一代基础教练机。
附图说明
13.图1为本发明实施例中bpta12翼型的示意图；
14.图2为本发明实施例中bpta15翼型的示意图；
15.图3为本发明验证实施例1中两种翼型的升力系数对比示意图；
16.图4为本发明验证实施例1中两种翼型的升阻比对比示意图；
17.图5为本发明验证实施例2中两种翼型的升力系数对比示意图；
18.图6为本发明验证实施例2中两种翼型的升阻比对比示意图；
19.图7为本发明验证实施例3中bpta12翼型自然转捩状态升力系数示意图；
20.图8为本发明验证实施例3中bpta12翼型自然转捩状态升阻比示意图；
21.图9为本发明验证实施例3中bpta12翼型固定转捩状态升力系数示意图；
22.图10为本发明验证实施例3中bpta12翼型固定转捩状态升阻比示意图；
23.图11为本发明验证实施例4中bpta15翼型自然转捩状态升力系数示意图；
24.图12为本发明验证实施例4中bpta15翼型自然转捩状态升阻比示意图；
25.图13为本发明验证实施例4中bpta15翼型固定转捩状态升力系数示意图；
26.图14为本发明验证实施例4中bpta15翼型固定转捩状态升阻比示意图。
具体实施方式
27.下面结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明。
28.本发明实施例公开了一族新型基础教练机翼型，应用于机翼翼稍位置或翼根位置。当应用于机翼翼稍位置时，本实施例中将其命名为bpta12翼型，其具有以下特点：翼型的升力系数为0.2，最大相对厚度12％，最大厚度位置38.3％c，最大弯度1.80％，最大弯度位置42.2％c，翼型具有正弯度，无后加载。其中，c为弦长，上述参数均以弦长为1为基准。
29.本发明根据新型基础教练机的技术要求，通过优化设计方法设计出专门翼型族，翼型性能对标国外naca63系列翼型，具有高升力、高升阻比和失速性能和缓的特点，满足新型基础教练机对翼型性能的要求，适应新一代基础教练机。
30.当应用于机翼翼根位置时，将其命名为bpta15翼型，其具有以下特征：翼型的升力系数为0.4，最大相对厚度15％，最大厚度位置36.4％c，最大弯度2.88％，最大弯度位置54.9％c，该翼型具有正弯度和小范围后加载，提高了升力。
31.当应用于机翼翼稍位置时，翼型的上表面坐标点位置为：
32.[0033][0034]
翼型的下表面坐标点位置为：
[0035]
[0036][0037]
其中，x
up
/c表示翼型的上表面横坐标，y
up
/c示翼型的上表面纵坐标，x
low
/c表示翼型的下表面横坐标，y
low
/c表示翼型的下表面纵坐标。
[0038]
当应用于机翼翼根位置时，翼型的上表面坐标点位置为：
[0039]
x
low
/cy
low
/cx
low
/cy
low
/cx
low
/cy
low
/cx
low
/cy
low
/c
0.00000.00000.14650.07490.50000.09870.88320.03080.00040.00350.16060.07800.52440.09690.89420.02800.00150.00710.17530.08090.54860.09470.90440.02540.00350.01080.19050.08370.57260.09220.91400.02300.00620.01450.20610.08630.59640.08930.92290.02070.00960.01830.22220.08880.61970.08620.93110.01860.01380.02220.23880.09110.64260.08280.93880.01660.01880.02620.25570.09320.66480.07920.94580.01480.02450.03020.27300.09510.68650.07540.95240.01310.03090.03420.29070.09680.70740.07150.95840.01160.03810.03820.30870.09830.72760.06760.96400.01010.04590.04220.32690.09950.74700.06360.96910.00870.05450.04610.34550.10050.76550.05970.97380.00740.06380.05000.36430.10120.78320.05580.97810.00630.07370.05390.38330.10170.80010.05200.98210.00520.08430.05760.40250.10180.81610.04810.98580.00410.09550.06130.42180.10180.83120.04430.98910.00320.10730.06490.44120.10140.84540.04060.99220.00230.11980.06830.46080.10080.85750.03740.99500.00150.13280.07170.48040.09990.87140.03390.99760.0007
[0040]
翼型的下表面坐标点位置为：
[0041]
x
low
/cy
low
/cx
low
/cy
low
/cx
low
/cy
low
/cx
low
/cy
low
/c1.00000.00000.8832-0.00340.5000-0.04140.1465-0.04140.99760.00000.8714-0.00390.4804-0.04290.1328-0.04000.99500.00000.8575-0.00470.4608-0.04420.1198-0.03850.99220.00000.8454-0.00530.4412-0.04540.1073-0.03690.98910.00000.8312-0.00610.4218-0.04650.0955-0.03520.9858-0.00010.8161-0.00710.4025-0.04730.0843-0.03350.9821-0.00010.8001-0.00840.3833-0.04800.0737-0.03170.9781-0.00010.7832-0.01000.3643-0.04850.0638-0.02980.9738-0.00020.7655-0.01180.3455-0.04890.0545-0.02800.9691-0.00030.7470-0.01390.3269-0.04900.0459-0.02610.9640-0.00040.7276-0.01630.3087-0.04900.0381-0.02420.9584-0.00060.7074-0.01880.2907-0.04890.0309-0.02220.9524-0.00070.6865-0.02140.2730-0.04850.0245-0.02020.9458-0.00090.6648-0.02410.2557-0.04810.0188-0.01810.9388-0.00120.6426-0.02680.2388-0.04750.0138-0.01590.9311-0.00140.6197-0.02950.2222-0.04670.0096-0.01370.9229-0.00170.5964-0.03210.2061-0.04590.0062-0.0113
0.9140-0.00200.5726-0.03470.1905-0.04500.0035-0.00890.9044-0.00240.5486-0.03710.1753-0.04390.0015-0.00620.8942-0.00290.5244-0.03930.1606-0.04270.0004-0.0032
[0042]
其中，x
up
/c表示翼型的上表面横坐标，y
up
/c示翼型的上表面纵坐标，x
low
/c表示翼型的下表面横坐标，y
low
/c表示翼型的下表面纵坐标。
[0043]
本发明实施例中，针对新型基础教练机主要气动性能：(1)飞机最大平飞速度(h＝5000m)，≥600km/h；(2)最大起飞重量3000kg；(3)基本续航时间(不带副油箱，h＝10000m)，≥2.5h；(4)起飞离地速度，≤230km/h；(5)着陆接地速度，(150～180)km/h；(6)载荷限制范围，(-3～ 7)g。本发明的设计状态：ma＝0.286，雷诺数re＝10
×
106；本发明的设计要求：自然转捩条件下升力系数》1.5，最大升阻比》80；失速特性和缓，失速迎角》16
°
。
[0044]
为了验证本发明实施例中的翼型特性，进行了如下的验证实施例。
[0045]
验证实施例1：
[0046]
本验证实施例用于比较本发明的bpta12翼型与同类对比翼型空气性能的差异。对比翼型使用教练机上常用的naca63a212翼型，此翼型为naca63系列自然层流翼型，相对厚度12％，具有良好的气动性能。
[0047]
使用翼型气动性能分析软件计算了bpta12翼型和naca63a212翼型的气动性能，如图3、图4所示，实线为bpta12翼型，虚线为naca63a212翼型。计算使用雷诺平均navier-stokes方程(rans)，计算马赫数ma＝0.285，雷诺数re＝10
×
106，自然转捩，使用s-a湍流模型。图3为两种翼型的升力系数对比示意图，图4为两种翼型的升阻比对比示意图，可以看出bpta12翼型的升力系数bpta12翼型的最大升力系数1.66，其最大升力系数和升阻比均优于naca63a212翼型。
[0048]
验证实施例2：
[0049]
本验证实施例用于比较本发明的bpta15翼型与同类对比翼型空气性能的差异。对比翼型使用教练机上常用的naca63a415翼型，此翼型为naca63系列自然层流翼型，相对厚度15％，具有良好的气动性能。
[0050]
使用翼型气动性能分析软件计算了bpta15翼型和naca63a415翼型的气动性能，如图5、图6所示，实线为bpta15翼型，虚线为naca63a415翼型。计算使用雷诺平均navier-stokes方程(rans)，计算马赫数ma＝0.285，雷诺数re＝10
×
106，自然转捩，使用s-a湍流模型。图5为两种翼型的升力系数对比示意图，图6为两种翼型的升阻比对比示意图，可以看出bpta15翼型的最大升力系数1.826，明显大于对比翼型，其升力系数和升阻比均优于naca63a415翼型。
[0051]
验证实施例3：
[0052]
使用风洞试验技术，验证bpta12翼型的气动性能。试验模型弦长0.8m，试验雷诺数2.5
×
106、3.5
×
106、4.5
×
106，迎角变化范围为-10
°
～26
°
，试验状态包括自然转捩和固定转捩，试验结果进行了升力效应修正和堵塞效应修正。图7和图8分别为bpta12翼型在自然转捩条件下的升力系数和升阻比。虚线、实线和虚点线分别是雷诺数2.5
×
106、3.5
×
106、4.5
×
106。主要性能如下表1所示。
[0053]
表1
[0054][0055]
图9和图10为bpta12翼型在固定转捩条件下的升力系数和升阻比。虚线、实线和虚点线分别是雷诺数2.5
×
106、3.5
×
106、4.5
×
106。
[0056]
从试验结果可以看出：
[0057]
(1)试验结果满足雷诺数影响规律；
[0058]
(2)雷诺数为3.5
×
106、4.5
×
106时最大升力系数大于1.5，满足设计要求；
[0059]
(3)翼型失速性能和缓；
[0060]
(4)提高了设计升力系数0.2附近的升阻比；
[0061]
(5)固定转捩对升力的影响较小。
[0062]
验证实施例4：
[0063]
使用风洞试验技术，验证bpta15翼型的气动性能。试验模型弦长0.8m，试验雷诺数2.5
×
106、3.5
×
106、4.5
×
106，迎角变化范围为-10
°
～26
°
，试验状态包括自然转捩和固定转捩，实验结果进行了升力效应修正和堵塞效应修正。
[0064]
图11和图12为bpta15翼型在自然转捩条件下的升力系数和升阻比。虚线、实线和虚点线分别是雷诺数2.5
×
106、3.5
×
106、4.5
×
106。主要性能如下表2所示。
[0065]
表2
[0066][0067]
图13和图14为bpta15翼型在固定转捩条件下的升力系数和升阻比。虚线、实线和虚点线分别是雷诺数2.5
×
106、3.5
×
106、4.5
×
106。
[0068]
从结果可以看出：
[0069]
(1)试验结果满足雷诺数影响规律；
[0070]
(2)雷诺数为4.5
×
106时最大升力系数大于1.5，满足设计要求；
[0071]
(3)翼型失速性能和缓；
[0072]
(4)显著提高了设计升力系数0.4附近的升阻比。
[0073]
综上，本发明针对设计指标，综合使用优化设计方法、人-机对话修改设计方法和校核计算方法、风洞试验等多种计算和试验方法，设计了一族具有高升力、高升阻比、失速和缓、适用于新型基础教练机的翼型。并且，通过综合计算和试验结果表明，(1)本发明翼型的气动性能满足了新型基础教练机翼型气动性能要求；(2)本发明的bpta12气动性能和相同厚度的同类翼型naca63a212相比，升力系数和升阻比有较为明显的提高；(3)本发明的
bpta15气动性能和相同厚度的同类翼型naca63a415相比，升力系数和升阻比有较为明显的提高。