一种高升阻比的亚音速翼型

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一种高升阻比的亚音速翼型
申请号	CN201210464270.9	申请日	2012-11-16	公开(公告)号	CN103818545B	公开(公告)日	2016-04-20
申请人	哈尔滨飞机工业集团有限责任公司;			发明人	乔伟; 王洪伟;
摘要	本发明于飞机翼型设计技术领域，特别是涉及一种亚音速翼型。在保证阻力发散马赫数不低于0.65和相对厚度及后缘厚度没有明显减小的前提下，在本项目设计状态下，相比于现有国际公开的中等速度高升力翼型MS(1)-0317，本项目所发明翼型气动性能有如下提升：1，巡航状态下升阻比提高9%；2，爬升状态下升阻比提高16.5%；3，零升力矩系数绝对值减小21%。
权利要求	1.一种高升阻比的亚音速翼型，其特征是，本翼型几何数据点如下：
说明书全文	一种高升阻比的亚音速翼型技术领域 [0001] 本发明属于飞机翼型设计技术领域，特别是涉及一种亚音速翼型。背景技术 [0002] 本发明的应用目标是亚音速通用飞机的机翼。目前，国内的此类飞机的机翼所用的翼型大多为高升力翼型，如LS(1)-系列翼型和MS(1)-系列翼型。上述高升力翼型均有较大的后加载，即有较大的低头力矩系数，在应用中会产生较大的配平阻力，此外，其升阻比也有较大的提升空间。在本发明设计状态及指标要求下，在MS(1)-0317翼型基础上进行新的设计，在国内尚属首次。 [0003] 在设计状态雷诺数为16e6，马赫数为0.25的状态下，针对预研飞机项目的需求，在MS(1)-0317翼型基础上进行设计，以降低其零升力矩系数绝对值至小于0.08，提高其巡航状态(升力系数约0.4)和爬升状态(升力系数1.0左右)下的升阻比，分别至10％和15％左右，同时保证阻力发散马赫数不低于0.65，且最大相对厚度以及后缘厚度不能有明显减小。发明内容 [0004] 本发明要解决的技术问题： [0005] 本发明针对设计指标要求，运用翼型设计软件进行翼型的设计及计算分析，并最终以翼型几何坐标点形式给出满足设计要求的翼型剖面外形。 [0006] 本发明的技术方案： [0007] 一种高升阻比的亚音速翼型，本翼型几何数据点如下： [0008] [0009] [0010] 本发明的有益效果： [0011] 在保证阻力发散马赫数不低于0.65和相对厚度及后缘厚度没有明显减小的的前提下，在本发明设计状态下，相比于现有国际公开的中等速度高升力翼型MS(1)-0317，本发明所发明翼型气动性能有如下提升： [0012] 1，巡航状态下升阻比提高9％； [0013] 2，爬升状态下升阻比提高16.5％； [0014] 3，零升力矩系数绝对值减小21％。附图说明 [0015] 附图1为本翼型几何外形及其与MS(1)-0317翼型的对比示意图。 [0016] 附图2为本翼型在设计状态，零攻角下的压力分布及其与MS(1)-0317翼型相应压力分布的比较图，雷诺数16e6，马赫数0.25，攻角0°。具体实施方式 [0017] 一种高升阻比的亚音速翼型，本翼型几何数据点如下： [0018] [0019] [0020] 通过计算表明，本发明翼型的气动性能达到了设计指标，其阻力发散马赫数大于0.65，在设计状态下，其与MS(1)-0317翼型相比见表1。 [0021] 表1本翼型与MS(1)-0317气动特性对比 [0022]翼型 K0.4 K1 Cm0 Cymax αCymax(deg) MS(1)-0317 62.56 134.09 -0.0888 2.26 20 [0023]本翼型 68.42 156.16 -0.0701 2.2 19 变化量 9％ 16.5％ 21％ -0.06 -1 [0024] 表中，K0.4为升力系数0.4时的升阻比，K1为升力系数1.0时的升阻比、Cm0为零升力矩系数、Cymax为最大升力系数，αCymax为失速迎角。