一种适用于长航时无人机的低雷诺数高功率因子翼型专利检索-升阻比空气动力学专利检索查询-专利查询网

一种适用于长航时无人机的低雷诺数高功率因子翼型

阅读：1015发布：2020-06-10

专利汇可以提供一种适用于长航时无人机的低雷诺数高功率因子翼型专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本发明提供一种适用于长航时无人机低雷诺数高功率因子翼型，公开了该翼型的最大弯度及其位置，最大厚度及其位置，上下表面分别满足的方程，以及翼型坐标，f为最大弯度，Xf为翼型最大弯度处的横坐标值，t为最大厚度，Xt为翼型最大厚度处的横坐标值，C为弦长。定义翼型所在坐标系的原点为翼型中弧线前缘点，X轴与弦线重合，方向由翼型前缘指向翼型后缘，Y轴垂直于X轴指向翼型中弧线弯曲的方向。通过对翼型的上下表面梯度分布进行合理改进，延缓转捩点前移气泡分离，可以实现在设定的工作雷诺数下，该翼型具有更佳的性能表现，即更大范围的升阻比，更高的功率因子，配合飞行器总体设计，提高无人机的续航时间。，下面是一种适用于长航时无人机的低雷诺数高功率因子翼型专利的具体信息内容。

权利要求

1.一种低雷诺数低功率因子翼型，此翼型的命名为DMXfoil-1，其特征在于：翼型的最大弯度f与弦长C之比 f/C=3.88% ，最大弯度位置Xf/C=48.09%，翼型的最大厚度t与弦长C之比t/C=10.50%，最大厚度位置为Xt/C=28.99%；
定义弦长为1时，翼型上表面的方程为：
y = -2.687263401080 x6 + 9.080382811085 x5 - 12.119920168585 x4 +
8.215218339892 x3 - 3.252320013999 x2 + 0.754048283792 x + 0.008814393076定义弦长为1时，翼型下表面的方程为：
6 5 4
y = 3.108344757931 x - 10.324958446486 x + 13.345995816048 x -
8.586501844602 x3 + 2.878571621603 x2 - 0.414971953131 x - 0.005291297688其中， Xf为翼型最大弯度处的横坐标值， Xt为翼型最大厚度处的横坐标值，定义翼型所在坐标系的原点为翼型中弧线前缘点，X轴与弦线重合，方向由翼型前缘指向翼型后缘，Y轴垂直于X轴指向翼型中弧线弯曲的方向。
2.根据权利要求1所述的一种适用于长航时无人机的低雷诺数高功率因子翼型，其特征在于：所述翼型的弦长均为1时，则翼型的上、下表面所对应的坐标如下：
上表面坐标：
X Y
1.00000 0.00000
0.99639 0.00083
0.99025 0.00230
0.98324 0.00402
0.97547 0.00593
0.96715 0.00796
0.95845 0.01003
0.94948 0.01212
0.94041 0.0142
0.93123 0.01628
0.92197 0.01835
0.91267 0.02043
0.90337 0.02250
0.8941 0.02454
0.88483 0.02657
0.87559 0.02858
0.86635 0.03057
0.85713 0.03254
0.84797 0.03447
0.83882 0.03637
0.82973 0.03823
0.82064 0.04006
0.8116 0.04185
0.80258 0.0436
0.79356 0.04531
0.78453 0.04699
0.77551 0.04863
0.76646 0.05023
0.75736 0.05181
0.74826 0.05335
0.73912 0.05486
0.72996 0.05636
0.72078 0.05782
0.71159 0.05925
0.70237 0.06066
0.69313 0.06205
0.68389 0.0634
0.67463 0.06473
0.66539 0.06603
0.65617 0.0673
0.64693 0.06854
0.6377 0.06974
0.62845 0.07092
0.61924 0.07206
0.61002 0.07317
0.6008 0.07424
0.59159 0.07528
0.58237 0.07628
0.57318 0.07725
0.56398 0.07817
0.55479 0.07906
0.54561 0.07991
0.53641 0.08072
0.52723 0.08149
0.51806 0.08222
0.50889 0.08291
0.49974 0.08355
0.49056 0.08415
0.48138 0.08471
0.47219 0.08523
0.46299 0.08571
0.45376 0.08614
0.44454 0.08655
0.43529 0.08691
0.42606 0.08723
0.41678 0.0875
0.4075 0.08775
0.39827 0.08795
0.38902 0.08811
0.37982 0.08823
0.37064 0.08831
0.36154 0.08833
0.35248 0.0883
0.34343 0.08822
0.33445 0.08808
0.3255 0.08788
0.31658 0.08762
0.30772 0.0873
0.29888 0.08691
0.29003 0.08645
0.28119 0.08592
0.27235 0.08532
0.2635 0.08465
0.25464 0.08391
0.24575 0.08309
0.23684 0.08222
0.22796 0.08127
0.21905 0.08024
0.21014 0.07915
0.20125 0.07799
0.19241 0.07676
0.18363 0.07547
0.17494 0.0741
0.16633 0.07267
0.15778 0.07114
0.14931 0.06953
0.14087 0.06781
0.13247 0.066
0.12411 0.06408
0.11577 0.06206
0.10749 0.05993
0.0993 0.05772
0.09129 0.05542
0.08348 0.05304
0.07588 0.05056
0.06848 0.04799
0.0613 0.04531
0.05438 0.04255
0.04781 0.03976
0.04167 0.03697
0.03609 0.03427
0.03111 0.0317
0.02675 0.02929
0.02296 0.02708
0.01969 0.02502
0.01686 0.02311
0.01438 0.0213
0.01223 0.0196
0.01034 0.01798
0.00868 0.01644
0.00721 0.01498
0.00593 0.01359
0.0048 0.01225
0.0038 0.01096
0.00293 0.0097
0.00216 0.00846
0.0015 0.00727
0.00094 0.00609
0.00049 0.00496
0.00015 0.00385
0.00278 0.00000
0.00176 0.00000
0.00075 0.00000
下表面坐标：
X Y
0.00005 -0.00027
0.00038 -0.00130
0.00085 -0.00233
0.00147 -0.00336
0.00223 -0.00438
0.00312 -0.00539
0.00411 -0.00637
0.00522 -0.00734
0.00645 -0.00828
0.00781 -0.00921
0.00931 -0.01012
0.01095 -0.01102
0.01276 -0.01192
0.01476 -0.01282
0.01696 -0.01373
0.01942 -0.01462
0.02217 -0.01551
0.02528 -0.01640
0.02882 -0.01730
0.03284 -0.01820
0.0374 -0.01910
0.04255 -0.01999
0.04828 -0.02085
0.05456 -0.02166
0.06126 -0.02239
0.06832 -0.02301
0.07569 -0.02349
0.08341 -0.02382
0.09156 -0.02405
0.10014 -0.02419
0.1091 -0.0243
0.11828 -0.02438
0.12755 -0.02442
0.13689 -0.02442
0.14624 -0.02437
0.15555 -0.02426
0.16485 -0.02410
0.17418 -0.02389
0.18354 -0.02363
0.19293 -0.02332
0.20235 -0.02297
0.21181 -0.0226
0.2213 -0.02218
0.23084 -0.02174
0.24039 -0.02127
0.24999 -0.02078
0.25958 -0.02026
0.26918 -0.01973
0.27875 -0.01919
0.28831 -0.01864
0.29787 -0.01809
0.30742 -0.01753
0.31697 -0.01697
0.32652 -0.0164
0.33607 -0.01584
0.34564 -0.01527
0.35519 -0.01470
0.36474 -0.01413
0.37431 -0.01356
0.38386 -0.01299
0.39342 -0.01242
0.40299 -0.01184
0.41254 -0.01126
0.42208 -0.01069
0.43157 -0.01011
0.44109 -0.00955
0.45059 -0.00897
0.4601 -0.00841
0.46962 -0.00784
0.47909 -0.00728
0.48859 -0.00673
0.49809 -0.00617
0.50756 -0.00562
0.51702 -0.00508
0.52649 -0.00454
0.53595 -0.00399
0.54537 -0.00345
0.5548 -0.00291
0.56425 -0.00238
0.57366 -0.00184
0.58306 -0.00131
0.59245 -0.00079
0.60183 -0.00027
0.6112 0.00024
0.62055 0.00075
0.62989 0.00123
0.6392 0.00171
0.64849 0.00216
0.65779 0.00259
0.66706 0.003
0.6763 0.00339
0.68555 0.00375
0.69478 0.00407
0.70401 0.00438
0.71325 0.00464
0.72255 0.00489
0.73184 0.00511
0.74118 0.00530
0.75056 0.00546
0.76001 0.00561
0.76947 0.00574
0.77896 0.00585
0.78849 0.00595
0.79805 0.00603
0.80759 0.00609
0.81711 0.00614
0.82661 0.00617
0.83606 0.00618
0.84546 0.00616
0.85486 0.00611
0.8642 0.00603
0.87349 0.00591
0.88277 0.00576
0.892 0.00556
0.90121 0.00532
0.91048 0.00502
0.91976 0.00468
0.92908 0.00429
0.93845 0.00386
0.94779 0.00341
0.95701 0.00292
0.96601 0.00242
0.97464 0.00190
0.98268 0.00137
0.98994 0.00085
0.99629 0.00033
1 0
。

说明书全文

一种适用于长航时无人机的低雷诺数高功率因子翼型

技术领域

[0001] 本发明属于无人机翼型设计技术领域，具体涉及一种低雷诺数高功率因子翼型。

背景技术

[0002] 长航时无人机，如小型太阳能无人机及高空长航时无人机，其飞行速度小，飞行雷诺数低，其巡航雷诺数约在20-40万左右，多称之为低雷诺数(业内称10万-100万的雷诺数为低雷诺数)，在该雷诺数范围下，主要涉及低雷诺数、低速的层流流动、层流气泡、层流分离以及层流向紊流的转捩等物理现象，与常规动力的中、高雷诺数飞行条件下的流动有很大不同。由此决定了该类长航时无人机气动力设计方法与思路与中、高雷诺数飞机有明显的区别。而太阳能无人机还需要考虑光伏模块的复合，因此翼型型面还受到约束。

[0003] 虽然，现有翼型库中有部分可用于低雷诺数飞行状态下低雷诺数翼型，比如本设计中作为对比翼型的SD7032，在20万量级的雷诺数条件下，上翼面转捩点随迎角的增大而迅速向前缘移动，从而导致气流分离，造成性能的损失。

发明内容

[0004] 针对现有技术的不足，针对现有低雷诺数翼型与实际工匹配时性能不佳的情况，本发明提供一种低雷诺数高功率因子翼型，能够很好地匹配长航时无人机低飞行雷诺数的实际工况，同时，上表面弯曲程度小，适用于太阳能无人机的光伏模块的匹配。

[0005] 为了实现以上技术目的，本发明采用以下技术方案：分析特定的飞行条件，如假定了飞行雷诺数为20万。那么在该条件下，先初步挑选出常见的低雷诺数翼型，在指定的工况下，运用航空工业的气动分析技术，分析不同翼型在设定工况下的性能表现。

[0006] 由于翼型的主要性能很大程度上取决于其上、下表面的形状，因此通过进一步研究前一步中表现性能较好的几组翼型，通过针对性地修改前缘半径，上下表面梯度分布，最大弯度位置等参数，继而找出表现性能最佳的翼型，作为设计翼型，并通过实验验证及制作实际无人机试飞验证。

[0007] 上述气动分析，主要是指计算设定工况下，采用特定翼型的飞行器整机的升阻比，功率因子等常见性能参数。

[0008] 根据上述的设计原理，本发明具体提供了低雷诺数高功率因子翼型，并将其命名为 DMXfoil-1，对于翼型的具体说明如下：翼型的最大弯度f与弦长C之比f/C＝3.88％，
翼型的最大弯度位置Xf/C＝48.09，
翼型的最大厚度t与弦长C之比t/C＝10.50％，
翼型的最大厚度位置为Xt/C＝28.99％；
定义弦长为1时，翼型上表面的方程为：
y＝-2.687263401080x6+9.080382811085x5-12.119920168585x4+8.215218339892x3-
3.252320013999x2+0.754048283792x+0.008814393076
定义弦长为1时，翼型下表面的方程为：
y＝3.108344757931x6-10.324958446486x5+13.345995816048x4-8.586501844602x3+
2.878571621603x2-0.414971953131x-0.005291297688
其中，Xf为翼型最大弯度处的横坐标值，Xt为翼型最大厚度处的横坐标值。定义翼型所在坐标系的原点为翼型中弧线前缘点，X轴与弦线重合，方向由翼型前缘指向翼型后缘，Y轴垂直于X轴指向翼型中弧线弯曲的方向。

[0009] 当所述翼型的弦长均为1时，则翼型的上、下表面所对应的坐标如下：上表面坐标：
下表面坐标：
附图说明

[0010] 图1是设计翼型的构成图，图中，1为翼型前缘，2为翼型上表面，3为翼型下表面， 4为翼型弦线，5为翼型后缘，f为翼型最大弯度，Xf为翼型最大弯度处的横坐标值，C为弦长，t为翼型最大厚度，Xt为翼型最大厚度处的横坐标值。

[0011] 图2为设计翼型DMXfoil-1与对比翼型SD7032的几何外型对比图。

[0012] 图3为设计翼型DMXfoil-1在设计状态下的压力分布曲线图(Re＝20万，攻角α＝5.6°，低速)。

[0013] 图4为对比翼型SD7032在设计状态下的压力分布曲线图(Re＝20万，攻角α＝5.6°，低速)。

[0014] 图5为设计翼型DMXfoil-1与对比翼型SD7032的升阻比特性曲线对比图(Re＝20万，低速),图中，6为设计翼型DMXfoil-1的在设计状态下的气动特性曲线图，7为对比翼型 SD7032的在设计状态下的气动特性曲线图。

[0015] 图6为分别采用设计翼型DMXfoil-1与对比翼型SD7032的与对比翼型在设计状态下的功率因子特性对比图，图中，6为设计翼型DMXfoil-1的在设计状态下的气动特性曲线图， 7为对比翼型SD7032的在设计状态下的气动特性曲线图。(Re＝20万，低速)具体实施方式

[0016] 以下结合附图对本发明进行详细说明：本发明所述的一种适用于长航时无人机的低雷诺数高功率因子翼型，其设计原理是：
分析特定的飞行条件，如在本实施例中，在分析之初，即假定了飞行雷诺数为20W。在该条件下，先初步挑选出常见的低雷诺数翼型，在指定的工况下，运用航空工业的气动分析技术，分析不同翼型在设定工况下的性能表现。

[0017] 由于翼型的主要性能很大程度上取决于其上、下表面的形状，因此通过进一步研究前一步中表现性能较好的几组翼型，通过针对性地修改前缘半径，上下表面梯度分布，最大弯度位置等参数，继而找出表现性能最佳的翼型，作为设计翼型。

[0018] 上述气动分析，主要是指计算设定工况下，采用特定翼型的飞行器整机的升阻比，功率因子等常见性能参数。

[0019] 下面，给出通过该优化方法得到的低雷诺数高功率因子翼型的规律特性，给出了该设计翼型上、下表面的分布规律，满足的方程及形状，可参照图1。

[0020] 根据上述的设计原理，本发明具体提供了低雷诺数高功率因子翼型，并将其命名为 DMXfoil-1，对于翼型的具体说明如下：翼型的最大弯度f与弦长C之比
f/C＝3.88％，
翼型的最大弯度位置
Xf/C＝48.09，
翼型的最大厚度t与弦长C之比
t/C＝10.50％
翼型的最大厚度位置为
Xt/C＝28.99％；
定义弦长为1时，翼型上表面的方程为：
y＝-2.687263401080x6+9.080382811085x5-12.119920168585x4+8.215218339892x3-
3.252320013999x2+0.754048283792x+0.008814393076
定义弦长为1时，翼型下表面的方程为：
y＝3.108344757931x6-10.324958446486x5+13.345995816048x4-8.586501844602x3+
2.878571621603x2-0.414971953131x-0.005291297688
其中，Xf为翼型最大弯度处的横坐标值，Xt为翼型最大厚度处的横坐标值。定义翼型所在坐标系的原点为翼型中弧线前缘点，X轴与弦线重合，方向由翼型前缘指向翼型后缘，Y轴垂直于X轴指向翼型中弧线弯曲的方向。

[0021] 当所述翼型的弦长均为1时，则翼型的上、下表面所对应的坐标如下：上表面坐标：
下表面坐标：

[0022] 为了说明本设计翼型的进步性，特与对比翼型SD7032进行了一系列气动计算及实验验证，得到结果如下：设定雷诺数为20万，当翼型攻角为5.6°时，设计翼型DMXfoil-1的升阻比达到最大，计算结果为83.8，上翼面转捩点约在52％弦长处，而同样雷诺数条件下，SD7032的升阻比仅为
62.3，这是因为，对于SD7032翼型，此攻角下，转捩点已经非常接近前缘位置，由于能量减少，不足以附着在上表面，发生了气流分流，使阻力剧增，从而导致升阻比骤减。

[0023] 上述条件下，DMXfoil-1及SD7032的压力分布曲线图，分别附在图3及图4。

[0024] 而在更大的迎角范围内(图5)，不难看出，攻角为-5°-3°范围内，设计翼型DMXfoil-1 与对比翼型SD7032的升阻比特性接近，而当攻角为3°-20°范围内时，设计翼型DMXfoil-1 的升阻比优于对比翼型SD7032。

[0025] 更进一步，我们对同一太阳能无人机的设计(主要参数为机翼弦长400mm，翼展 5.4m，矩形翼加翼梢)，分别采用设计翼型DMXfoil-1与对比翼型SD7032，比较设定飞行质量条件下的功率因子，结果如图6所示，亦可看出，除当机翼攻角为1°时具有相同的功率因子外，其余攻角下，设计翼型DMXfoil-1的功率因子均高于对比翼型SD7032。特别关注巡航状态，也就是攻角范围在4°-6°之间，功率因子的差异较为明显，此值与飞行器的巡航功率息息相关，直接影响飞行器的续航时间。在飞行质量一定的情况下，高的功率因子有利于降低巡航功率，进而提高续航时间。对于长航时无人机来说，具有显而易见的重要意义。

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