[发明专利]一种高亚音速低雷诺数流动的高升阻比翼型

说明书

本发明提出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。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。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。

技术领域

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

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=10⁴-10⁵）状态。低雷诺数（通常指雷诺数Re≤5×10⁵）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。

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2×10⁵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；KellyCorfeld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5×10⁴，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=10³-10⁴，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。

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=10³-10⁴）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。

发明内容

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。

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。