[发明专利]太阳能飞机翼型设计方法及太阳能飞机翼型

说明书

技术领域

本发明涉及翼型设计领域，尤其涉及一种太阳能飞机翼型设计方法及太阳能飞机翼型。

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。

发明内容

本发明提供一种太阳能飞机翼型设计方法及太阳能飞机翼型，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。

本发明提供一种太阳能飞机翼型设计方法，包括：

获取机翼参考模型的第一翼型参数，所述第一翼型参数包括：第一翼型最大相对厚度、所述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；所述第一翼型最大相对弯度的相对位置、第一翼型头部半径；

根据设计需求参数确定翼型设计的约束条件，所述设计需求参数包括：飞行速度、升力系数、雷诺数；所述约束条件包括：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；

根据所述机翼参考模型的第一翼型参数以及所述翼型设计的约束条件，采用遗传算法和/或数值仿真，确定满足所述设计需求参数且在所述约束条件的各个阈值范围内的第二翼型参数，根据所述第二翼型参数确定太阳能飞机翼型。

本发明还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。

本发明的太阳能飞机翼型设计方法及太阳能飞机翼型，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。

附图说明

图1为本发明提供的太阳能飞机翼型设计方法的流程图；

图2为翼型的典型外形图；

图3为本发明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为本发明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5为本发明提供的太阳能飞机翼型的三视图；

图6为本发明提供的太阳能飞机翼型与Boeing16翼型的外形对比图；

图7为本发明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8为本发明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9为本发明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

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，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。需要说明的是，在附图或说明书中，相似或相同的元件皆使用相同的附图标记。

图1为本发明实施例一提供的太阳能飞机翼型设计方法的流程图，如图1所示，该太阳能飞机翼型设计方法包括：

步骤101、获取机翼参考模型的第一翼型参数。