[发明专利]一种应用于高空高速长航时无人机的低阻层流翼型

说明书

本发明公开了一种应用于高空高速长航时无人机的低阻层流翼型，涉及航空航天技术领域，所述翼型的最大厚度为12.22%c_A，最大厚度位置为39.13%c_A，最大弯度为2.09%c_A，最大弯度位置为59.1%c_A，前缘半径为0.76%c_A，其中c_A为翼型弦长。本发明根据翼型表面曲率变化和压力分布设计出了能够实现18000m以上高空具有更好的鲁棒性的翼型，在利用翼型上表面较小曲率变化保证层流区域较长的同时，通过弱逆压梯度段的设计避免了后缘流动分离，使其压力分布稳健性较好，翼型阻力更低、升阻比更高、阻力发散马赫数较大，翼型性能较好，可以完全满足高空高速长航时无人机的需求。

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，具体涉及一种应用于高空高速长航时无人机的低阻层流翼型。

背景技术

高空高速长航时无人机是指飞行高度在18000米以上，且以高亚音速长时间巡航进行情报侦察任务，这样可以避免大多数火炮和导弹的打击，提高飞机的生存力和执行任务成功的概率。从气动指标进行分解，高速长航时要求飞机具有较高的阻力发散马赫数及较低的巡航阻力，而机翼是决定飞机气动特性的主要部件；同时由于翼型是三维机翼的基础，翼型设计的好坏会直接影响机翼的气动性能。因此，从气动设计来讲，高速长航时对翼型的高阻力发散马赫数和低阻设计提出了更高的要求。

由于湍流附面层所引起的摩擦阻力要远大于层流附面层的摩擦阻力，因此层流翼型设计作为飞机减阻的重要措施，一直以来被国内外学者进行研究和探讨，但在工程实际中进行应用的很少，尤其是针对高空高速飞机。这主要是由于：(1)为了保证翼型具有较大的层流范围，需要保证翼型的压力分布具有相当长范围的顺压梯度，但这会导致翼型后缘压力恢复时逆压梯度较大，容易引起后缘气流分离，而且随着马赫数增加分离区迅速前移，导致阻力快速增加，从而使翼型的阻力稳健性较差、阻力发散马赫数较低；(2)当高空飞行时，由于高空空气密度较小，而飞行雷诺数与密度成正比，所以飞行雷诺数较小，而小雷诺数下翼型表面附面层内流动更难附着，造成流动分离严重，导致阻力快速增加。这些都对应用于高空高速长航时无人机的低阻层流翼型设计带来了极大的挑战。

近年来国内关于层流翼型的设计研究有了一定的进展。目前公开的有西北工业大学的《专利公布号为CN106864726A、名称为一种适用于通用飞行器偏重巡航特性的层流翼型》、《专利公布号为CN105752314A、名称为一种高空低速自然层流高升力翼型》，这两个翼型都是针对低速巡航设计的翼型。对于高速层流翼型现已公开的专利有西北工业大学的《专利公布号为CN104691739A、名称为一种低阻高阻力发散马赫数层流翼型》、《专利公布号为CN10492090、名称为一种后缘分离涡高升力高速层流翼型》，但随着国际环境的复杂化，对飞机性能也提出了越来越高的要求，因此需要提出一种性能更好的层流翼型，以满足高空高速长航时飞机的需要。

发明内容

本申请实施例针对现有技术，提供了一种应用于高空高速长航时无人机的低阻层流翼型，解决了现有的高速层流翼型性能不佳的缺陷。

本发明通过下述技术方案实现：所述一种应用于高空高速长航时无人机的低阻层流翼型，所述翼型的最大厚度为12.22％c_A，最大厚度位置为39.13％c_A，最大弯度为2.09％c_A，最大弯度位置为59.1％c_A，前缘半径为0.76％c_A，其中c_A为翼型弦长。