一种极低雷诺数高升阻比低速特殊勺型翼型

摘要

本发明提供一种极低雷诺数高升阻比低速特殊勺型翼型，60％弦长之前的翼型厚度小，60％弦长之后的翼型厚度大，形成“勺型”几何特征，且60％弦长之前翼型的最大相对厚度是60％弦长之后翼型最大相对厚度的66％左右。翼型最大相对厚度位置位于77％左右弦长处，翼型在40％左右弦长处存在一个厚度变小区域，且翼型此处的最小相对厚度是翼型最大相对厚度的35％左右。翼型前部厚度小，后部厚度大，使翼型具有更好的力矩特性。在～104雷诺数下，层流分离泡小，翼型阻力大大减小，从而具有高升阻比及更优异的气动性能。

权利要求

1. 一种极低雷诺数高升阻比低速特殊勺型翼型，其特征在于，所述特殊勺型翼型具有 W下几何结构参数： W翼型上下表面的连接点为坐标原点，W翼型弦长所在直线为X轴建立直角坐标系， 贝ij ;用C表不弦长； 在第一位置点xl出现第一厚度峰值T1 ;其中，T1位于W下区间范围内；c*3. 3%〜 c*5. 3% ;xl位于W下区间范围内；c*9. 0%〜c*11.0% ; 在第二位置点x2出现第二厚度峰值T2，T2也为翼型最大厚度；其中，T2位于W下区间 范围内；C巧.5%〜c*7. 5% ;x2位于W下区间范围内；c*75. 7%〜c*77. 7% 在第一位置点xl和第二位置点x2之间的第=位置点x3出现厚度谷值T3 ;其中， T3位于W下区间范围内；T2*34. 5%〜T2*36. 0% ;x3位于W下区间范围内；c*39. 0%〜 c*41. 0%。

2. 根据权利要求1所述的极低雷诺数高升阻比低速特殊勺型翼型，其特征在于，T1 = c*4. 3% ;xl = c*10. 0% ; T2 = c*6. 5% ;x2 = c*76. 7% ; T3 = T2*35. 4% ;x3 = c*40. 0%。

3. 根据权利要求1所述的极低雷诺数高升阻比低速特殊勺型翼型，其特征在于，还包 括： 翼型最大弯度f位于W下区间范围内；c*3. 5%〜c*4. 5% ;最大相对弯度位于W下区 间范围内；c*38. 0%〜c*40. 0%。

4. 根据权利要求3所述的极低雷诺数高升阻比低速特殊勺型翼型，其特征在于，翼型 最大弯度f = c*4. 1% ;最大相对弯度位于38. 9%弦长处。

5. 根据权利要求1所述的极低雷诺数高升阻比低速特殊勺型翼型，其特征在于，还包 括： 在从前缘到9%〜11%弦长处的区域内，其翼型厚度变化率高于翼型其他区域厚度变 化率。

6. 根据权利要求5所述的极低雷诺数高升阻比低速特殊勺型翼型，其特征在于，在从 前缘到10%弦长处的区域内，其翼型厚度变化率高于翼型其他区域厚度变化率。

7. 根据权利要求1所述的极低雷诺数高升阻比低速特殊勺型翼型，其特征在于，所述 翼型上表面曲率变化率小于所述翼型下表面曲率变化率。

8. 根据权利要求1-7任一项所述的极低雷诺数高升阻比低速特殊勺型翼型，其特征在 于，所述翼型的上表面数据点坐标见表1 ;所述翼型的下表面数据点坐标见表2 : 表1翼型上表面数据点表2翼型下表面数据点

说明书

一种极低雷诺数高升阻比低速特殊勺型翼型

技术领域

[0001] 本发明属于空气动力学技术领域，具体涉及一种极低雷诺数高升阻比低速特殊勺 型翼型。

背景技术

[0002] 高空飞行器以太阳能转化的电能为主要能源，多采用电驱动螺旋桨，工作在20〜 30km的高空范围内，其设计目标为：实现长时间定点悬停或低速机动飞行。由于临近空间 空气密度小，螺旋桨的前进速度较小，导致螺旋桨翼型基本处于极低雷诺数、马赫数〇〜 0. 6的特殊工况下；其中，极低雷诺数指〜IO4量级雷诺数。由此可见，如何提高〜10 4雷诺 数下螺旋桨翼型升阻比，从而提高螺旋桨气动效率具有重要的实际意义和应用价值。

[0003] 常规低雷诺数翼型主要针对雷诺数大于IO5进行设计，采用常规翼型，当其处于极 低雷诺数时，具有以下问题：常规翼型表面层流分离现象严重，翼型升阻性能恶化剧烈，即： 低雷诺数时，翼型表面流动以层流为主，层流附面层不稳定，当其不能克服翼型表面逆压梯 度时，流动发生分离，并转捩成湍流，之后发生湍流再附，形成层流分离泡。层流分离泡的出 现导致翼型升力系数降低，阻力系数增加，极大地降低了翼型升阻比。因此，提高〜IO 4雷 诺数下翼型升阻比的关键在于，如何有效控制翼型低雷诺数下的层流分离泡，从而尽可能 减小层流分离泡对低雷诺数翼型气动性能的影响。

[0004] 现有技术中，国内外对常规低雷诺数翼型的低雷诺数特性进行了一些理论和实验 方面的研宄。在国外，Muti Lin J. C等进行了经典低雷诺数翼型E387的低雷诺数层流分 离泡研宄，主要分析了低雷诺数下E387翼型的层流分离现象，并未解决〜IO 4极低雷诺数 下E387翼型升阻比低的问题；Michael S Selig等通过风洞实验设计研宄了大量的低雷诺 数翼型，但这些翼型在雷诺数大于IO5时的性能更加优异，在〜IO 4雷诺数下升阻比仍较低。 在国内，针对低雷诺数翼型的研宄，也主要集中在低雷诺数下翼型层流分离现象方面，刘沛 清等开展了低雷诺数下翼型层流分离泡及吹吸气控制数值研宄，使用流动控制的方式抑制 常规翼型低雷诺数下的层流分离泡，从而提升翼型的低雷诺数性能。

[0005] 由此可见，目前针对低雷诺数翼型的研宄，更多的集中在常规翼型在低雷诺数下 的流动分离现象本身，并没有提出一种在低雷诺数下具有优异气动性能的新翼型，即无法 从根本上解决如何提高〜IO 4雷诺数下翼型升阻比，从而提高翼型气动性能的问题。

发明内容

[0006] 针对现有技术存在的缺陷，本发明提供一种极低雷诺数高升阻比低速特殊勺型翼 型，在〜IO4雷诺数下，层流分离泡小，翼型阻力大大减小，从而具有高升阻比及更优异的气 动性能。

[0007] 本发明采用的技术方案如下：

[0008] 本发明提供一种极低雷诺数高升阻比低速特殊勺型翼型，所述特殊勺型翼型具有 以下几何结构参数：

[0009] 以翼型上下表面的连接点为坐标原点，以翼型弦长所在直线为X轴建立直角坐标 系，则：用C表示弦长；

[0010] 在第一位置点出现第一厚度峰值；其中，第一位置点用Xl表示，第一厚度峰值用 Tl表示；Tl位于以下区间范围内：c*3. 3%〜c*5. 3%;xl位于以下区间范围内：c*9. 0%〜 c*ll. 0% ；

[0011] 在第二位置点出现第二厚度峰值；其中，第二位置点用x2表示，第二厚度峰值用 T2表示；T2也为翼型最大厚度；T2位于以下区间范围内：c*5. 5%〜c*7. 5% ;x2位于以下 区间范围内：c*75. 7%〜c*77. 7%

[0012] 在第一位置点Xl和第二位置点X2之间的第三位置点出现厚度谷值；其中，第三位 置点用x3表示，厚度谷值用T3表示；T3位于以下区间范围内：T2*34. 5%〜T2*36. 0% ;x3 位于以下区间范围内：c*39. 0%〜c*41. 0%。

[0013] 优选的，Tl = c*4. 3% ;xl = c*10. 0% ;

[0014] T2 = c*6. 5% ；χ2 = c*76. 7% ；

[0015] Τ3 = Τ2*35· 4% ;χ3 = c*40. 0%。

[0016] 优选的，还包括：

[0017] 翼型最大弯度f位于以下区间范围内：c*3. 5%〜c*4. 5% ;最大相对弯度位于以 下区间范围内：c*38. 0%〜c*40. 0%。

[0018] 优选的，翼型最大弯度f = c*4. 1% ;最大相对弯度位于38. 9%弦长处。

[0019] 优选的，还包括：

[0020] 在从前缘到9%〜11%弦长处的区域内，其翼型厚度变化率高于翼型其他区域厚 度变化率。

[0021] 优选的，在从前缘到10%弦长处的区域内，其翼型厚度变化率高于翼型其他区域 厚度变化率。

[0022] 优选的，所述翼型上表面曲率变化率小于所述翼型下表面曲率变化率。

[0023] 优选的，所述翼型的上表面数据点坐标见表1 ;所述翼型的下表面数据点坐标见 表2 :

[0024] 表1翼型上表面数据点

[0025]

[0026] 表2翼型下表面数据点

[0029] 本发明提供的极低雷诺数高升阻比低速特殊勺型翼型，具有以下优点：

[0030] 与常规低雷诺数翼型相比，在〜IO4雷诺数下，层流分离泡小，翼型阻力小，升阻比 高，具有更优异的气动性能。

附图说明

[0031] 图1为本发明提供的设计翼型的几何外形图；

[0032]图2为本发明提供的设计翼型的厚度分布曲线图；

[0033] 图3为本发明提供的设计翼型的弯度分布曲线图；

[0034] 图4为常规低雷诺数翼型E387的几何外形图；

[0035] 图5为E387翼型厚度分布曲线图；

[0036] 图6为E387翼型弯度分布曲线图。

具体实施方式

[0037] 以下结合附图对本发明进行详细说明：

[0038] 本发明设计了一种适合〜IO4雷诺数下的低速极低雷诺数高升力翼型。此翼型的 突出特点是：60%弦长之前的翼型厚度小，60%弦长之后的翼型厚度大，形成"勺型"几何特 征，且60%弦长之前翼型的最大相对厚度是60%弦长之后翼型最大相对厚度的66%左右。 翼型最大相对厚度位置位于77%左右弦长处，翼型在40%左右弦长处存在一个厚度变小 区域，且翼型此处的最小相对厚度是翼型最大相对厚度的35%左右。翼型前部厚度小，后部 厚度大，使翼型具有更好的力矩特性。

[0039] 另外，翼型上表面平滑，曲率小，同时翼型整体弯度小，翼型最大弯度为4%左右。 同时翼型从前缘到10 %左右弦长范围内的弯度变化剧烈。

[0040] 基于上述设计原则，如图1所示，为本发明提供的设计翼型的几何外形图；如图4 所示，为常规低雷诺数翼型E387的几何外形图；对比图1和图4,本发明设计翼型具有明显 的"翼型前部厚度小，翼型后部厚度大"的几何特征，且翼型上表面平滑，下表面变化剧烈。

[0041] 如图2所示，为本发明提供的设计翼型的厚度分布曲线图；如图5所示，为E387翼 型厚度分布曲线图；对比图2和图5可以看出，常规低雷诺数翼型仅有一个厚度峰值，最大 厚度位置位于31 %弦长处，而本发明设计翼型存在两个厚度峰值，翼型前部的厚度峰值位 于10 %弦长处，相对厚度为4. 3 % ;翼型后部厚度峰值是翼型最大厚度处，位于76. 7 %弦长 处，最大相对厚度为6. 5%，在两个厚度峰值之间，存在一个厚度变小区域，此区域的最小厚 度位于40%弦长处，最小相对厚度为2. 3%，翼型最小厚度为翼型最大厚度的35. 4%，此种 厚度分布，既保证翼型具有较大的升阻比，又保证其有好的力矩特性。

[0042] 如图3所示，为本发明提供的设计翼型的弯度分布曲线图；如图6所示，为E387翼 型弯度分布曲线图；对比图3和图6可以看出，常规翼型弯度变化平滑，本发明设计翼型最 大相对弯度小，为4. 1%，最大相对弯度位置位于38. 9%弦长处，前缘弯度变化剧烈，从前 缘到10%弦长处的区域内翼型厚度变化快。

[0043] 对比计算了设计翼型和常规低雷诺数翼型E387的性能，计算状态：马赫数为0. 3， 雷诺数为50000,为了比较两种翼型在相同升力系数下的升阻比特性，两者的计算攻角分别 取为4°和6°。由表3给出的两个翼型的计算结果可以看出，在低速、低雷诺数条件下，当 两种翼型升力系数一致时，本发明设计翼型的升阻比比常规低雷诺数翼型E387的升阻比 高70%左右。由此可见，本发明设计的翼型在低速极低雷诺数下具有更加优异的升阻特性。

[0044] 表3设计翼型与E387翼型性能对比

[0045]

[0046] 在低速、〜IO4雷诺数工况下，常规低雷诺翼型发生后缘分离，并在翼型后缘形成 大的层流分离泡，大的层流分离泡导致翼型阻力急剧增加，从而导致翼型升阻比降低；而 具有以上几何特征的本发明翼型，在翼型前缘发生层流分离，形成层流分离泡，并转捩为湍 流，之后湍流再附，湍流附面层稳定性更强，不易发生流动分离，而且本发明翼型形成的层 流分离泡比常规低雷诺数翼型形成的层流分离泡小，从而本发明翼型具有更小的翼型阻力 和更大的翼型升阻比。

[0047] 表1和表2给出了设计翼型的点数据。

[0048] 表1设计翼型上表面数据点

[0049]

[0050] 表2设计翼型下表面数据点

[0051]

[0052]

[0053] 以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人 员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应 视本发明的保护范围。