一种高亚音速低雷诺数流动的高升阻比翼型的制作方法

1.本发明涉及一种高亚音速低雷诺数流动的高升阻比翼型，属于空气动力学技术领域。


背景技术：

2.临近空间飞行器和火星探测飞行器多采用电驱动螺旋桨动力并配合固定翼或旋翼提供升力，由于20km以上的临近空间和火星大气环境的空气密度小、声速低，使得螺旋桨桨尖和高速飞行器机翼的流场处于高亚音速低雷诺数（马赫数ma=0.6-0.9，雷诺数re=10
4-105）状态。低雷诺数（通常指雷诺数re≤5
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105）下，绕翼型流动常伴有层流分离、分离泡和转捩等复杂现象，且受雷诺数、湍流度和表面粗糙度等因素影响敏感；高马赫数则会使翼型产生激波损失机械能而导致气动效率下降。这都导致常规设计的翼型气动性能会显著下降。此外，该类飞行器能源往往非常有限，并需要携带一定的载荷，因而只能从翼型气动外形设计挖掘更大的潜力。这使得适用于该特殊环境的翼型设计具有重要的实际意义和应用价值。
3.现有技术中，针对这一类高亚音速低雷诺数的翼型设计较少，国内外对常规低雷诺数翼型气动特性进行了一些试验和数值模拟方面的研究。robert j. mcghee等在nasa的低湍流度增压风洞对e387翼型进行了较详细的试验研究，获得了其在低速（马赫数ma=0.03-0.13）低雷诺数下的性能；mark drela基于ises代码通过数值计算，对一种高空长航时无人机翼型在马赫数0.6，雷诺数2
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105气动特性进行了研究分析；michael s selig等对一系列低雷诺数翼型进行了风洞试验研究，获得了较为详实的低速试验数据；kelly corfeld等和l. a. young等分别对基于e387翼型的旋翼进行了模拟火星大气环境的数值和试验研究，旋翼翼尖马赫数可达0.65，雷诺数则较低为5
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104，他们发现e387翼型在该条件下性能较差；一些针对微小型飞行器和火星飞行器研究中，雷诺数相对更低（雷诺数re=10
3-104，马赫数ma=0.1-0.6），并主要集中在对诸如平板、弯板和多段平板翼型的气动性能分析；在国内，李国强等采用数值方法对比了13种低雷诺数翼型并从中优选出临近空间螺旋桨高效翼型；李锋等对低雷诺数翼型气动问题进行了较为详细的研究，并在基于低雷诺数sd8000-pt翼型的优化中获得了一定的减阻效果。
4.综上，目前针对低雷诺数翼型已有的一些设计多是基于低速（马赫数小于0.1）低雷诺数或极低雷诺数（雷诺数re=10
3-104）状态，缺乏一种在高亚音速低雷诺数条件下具有优异气动性能的新翼型，而传统翼型由于气动特性会显著恶化，往往造成飞行器性能下降，针对该流动状态下的翼型设计是十分必要的。


技术实现要素：

5.在下文中给出了关于本发明的简要概述，以便提供关于本发明的某些方面的基本理解。应当理解，这个概述并不是关于本发明的穷举性概述。它并不是意图确定本发明的关键或重要部分，也不是意图限定本发明的范围。其目的仅仅是以简化的形式给出某些概念，
以此作为稍后论述的更详细描述的前序。
6.鉴于此，为解决现有技术中存在的缺乏一种在高亚音速低雷诺数条件下具有优异气动性能的新翼型的技术问题，本发明提供一种高亚音速低雷诺数流动的高升阻比翼型。
7.一种高亚音速低雷诺数流动的高升阻比翼型，一种高亚音速低雷诺数流动的高升阻比翼型具有前缘尖薄、后缘粗钝的特殊外形特征，以翼型上下表面在前缘的连接点为坐标原点，翼型弦长所在直线为x轴建立直角坐标系，方向由翼型前缘指向翼型后缘，y轴垂直于x轴，用c表示弦长：所述翼型最大相对厚度为5.37%c，最大相对厚度位置在79.01%c，最大相对弯度为4.13%c，最大相对弯度位置在44.11%c。
8.优选的，翼型弦长为1时，翼型的上、下表面所对应的坐标分别如表1上翼面坐标数据和表2下翼面坐标数据表：表1上翼面坐标数据表：
表2下翼面坐标数据表：
其中，x表示翼型横坐标；y表示翼型纵坐标。
9.优选的，来流马赫数为0.77，雷诺数为1
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105，迎角在4
°
时，翼型的升阻比最大。
10.本发明的有益效果如下：本发明采用了与传统翼型相反的类似前后缘倒置的外形，尖前缘有利于前缘吸力峰值显著上升，提供更多的升力，且从前缘开始较为平坦的翼型上表面易于推迟分离泡和结尾激波位置，较薄的翼型厚度有利于阻力的进一步减小，从而实现高升阻比的特点。与常规低雷诺数翼型相比，在高亚音速低雷诺数下，本发明翼型的上表面超音速区域大，激波强度弱，激波位置靠后，后缘流动分离区域小，转捩位置靠后，翼型的升阻比高，力矩特性优良，整体气动性能更为优异。
附图说明
11.此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本发明的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：图1为本发明一种高亚音速低雷诺数流动的高升阻比翼型几何外形图；图2为本发明翼型与参考翼型外形对比；图3为本发明翼型与参考翼型升力特性曲线对比；图4为本发明翼型与参考翼型阻力特性曲线对比；图5为本发明翼型与参考翼型俯仰力矩特性曲线对比；图6为本发明翼型与参考翼型升阻比特性曲线对比；图7为本发明翼型与参考翼型压力分布对比；图8为本发明翼型与参考翼型摩擦阻力系数对比。
具体实施方式
12.为了使本发明实施例中的技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图对本发明
的示例性实施例进行进一步详细的说明，显然，所描述的实施例仅是本发明的一部分实施例，而不是所有实施例的穷举。需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
13.实施例、参照图1-图8说明本实施方式，一种高亚音速低雷诺数流动的高升阻比翼型，此翼型的突出特点是：以翼型上下表面在前缘的连接点为坐标原点，翼型弦长所在直线为x轴建立直角坐标系，方向由翼型前缘指向翼型后缘，y轴垂直于x轴，用c表示弦长：所述翼型最大相对厚度为5.37%c，最大相对厚度位置在79.01%c，最大相对弯度为4.13%c，最大相对弯度位置在44.11%c。本发明翼型放弃传统翼型前缘钝、后缘尖的外形特点，上表面在较大范围内相对平坦，曲率变化小，下表面曲率变化较大，弯度较大。翼型厚度从前缘至中后部均较小，翼型最大厚度位置靠近翼型后缘，整体呈现类似传统翼型“前后缘倒置”的外形。如图1所示翼型的几何外形图。
14.翼型弦长为1时，翼型的上、下表面所对应的坐标分别如表1上翼面坐标数据表和表2下翼面坐标数据表：表1上翼面坐标数据表：
表2下翼面坐标数据表：
其中，x表示翼型横坐标；y表示翼型纵坐标。
15.来流马赫数为0.77，雷诺数为1
×
105，迎角在4
°
时，翼型的升阻比最大。
16.对比计算设计翼型和常规低雷诺数翼型e387的性能，e387翼型和本发明翼型的外形对比如图2所示，计算状态取典型的高亚音速低雷诺数（马赫数0.77，雷诺数1
×
105）。如图3所示，两种翼型的升力计算结果可见，本发明设计翼型的升力系数在翼型常规工作的小迎角附近明显增加，最大增幅可达75%，在负迎角时升力系数有所下降，而在大迎角时二者基本一致。本发明设计翼型升力线性段斜率增大，失速特性缓和。如图4所示，本发明设计翼型阻力系数除在负迎角时略有增加外，在失速前整个迎角范围内均明显减小，最大减阻幅度达59.4%。如图5所示，本发明设计翼型俯仰力矩系数绝对值在全迎角范围较原翼型均大幅减小。如图6所示，本发明设计翼型升阻比除在负迎角时下降外，在迎角1
°
到10
°
之间显著增大，在常规翼型工作迎角α=4
°
增幅最大，高达246.67%。综上可知，本发明设计的翼型在高亚音速低雷诺数下具有更加优异的气动性能。
17.图7-图8给出了上述条件下，迎角α=4
°
时两种翼型的压力分布曲线图、摩擦阻力系数和流场对比。图7压力分布可见，本发明翼型的尖前缘相比钝的圆头前缘使得压力曲线前缘吸力峰值显著上升，提供更多的升力。流动在较平坦的上翼面以超音速平缓加速，对应图中较长的一段平缓斜线。而后曲线出现“压力平台”式下降，对应上翼面出现分离泡和结尾激波结构，本发明翼型激波位置推迟，使压力曲线所围面积增大，升力增加。本发明翼型下翼面压力曲线下移。总体上，本发明翼型上下翼面压差显著增大，使升力系数得到大幅提升。图8上翼面摩阻系数对比结果可以看出，表征发生转捩的摩阻系数峰值位置发生了变化，转捩点位置向后大幅推迟，扩大了层流流动范围，从而减小了翼型摩擦阻力。从而本发明翼型具有更好的升阻性能。
18.尽管根据有限数量的实施例描述了本发明，但是受益于上面的描述，本技术领域内的技术人员明白，在由此描述的本发明的范围内，可以设想其它实施例。此外，应当注意，本说明书中使用的语言主要是为了可读性和教导的目的而选择的，而不是为了解释或者限
定本发明的主题而选择的。因此，在不偏离所附权利要求书的范围和精神的情况下，对于本技术领域的普通技术人员来说许多修改和变更都是显而易见的。对于本发明的范围，对本发明所做的公开是说明性的，而非限制性的，本发明的范围由所附权利要求书限定。