[0001] 本发明属于高速高升力层流翼型技术领域，具体为一种具有低阻高发散马赫数高升力的跨空域稳健层流翼型。

[0002] 以美国RQ‑180为代表的新一代临近空间长航时无人机要求超长滞空、高亚音速飞行、远距离巡航和高机动特性以维持强大的持续侦察能力和“察打一体”的需求，同时能适应从航空空间到临近空间大范围飞行，即跨空域需求。这些要求使得这类飞行器需要在大雷诺数范围，大马赫数范围以及高的大升力系数范围内维持高稳健型的气动表现。由于高空低密度导致速压小，这类飞行器需要高升力翼型为其巡航提供必要条件，采用层流翼型设计将是最有效的解决手段(如全球鹰无人机RQ‑4A/B巡航高度在18000米以上，是迄今为止飞行时间最长，距离最远，空域最高的无人机，其关键技术之一就是先进高速高升力自然层流翼型/机翼的设计。全球鹰无人机翼型的设计升力系数在1.0左右，而通常亚音速翼型的设计升力系数要低得多)。先进的高速高升力层流翼型使全球鹰在低动态长航时飞行的基础上又具备了在复杂飞行环境以及不同作战需求中优异的性能表现。不仅如此，美国等还在致力于发展高空高隐身长航时的新能源远程战略无人机，使得飞行器在跨空域飞行的同时又具备高隐身的能力和更高的能效，这都将给先进高速高升力层流翼型的设计带来挑战。

[0003] 早期的自然层流翼型一般通过最大厚度位置后移获得较大顺压范围来促进层流范围的扩大，这使得层流翼型通常前缘半径小，后段压力挥发快，逆压梯度较大易导致分离从而影响了高升力特性。因此，早期层流翼型的设计特点导致其难以适应两类使用需求，一是在超临界情况下保持层流(超临界设计与层流设计在压力分布形态上的矛盾)，一是高升力情况下维持层流。另外为了使机翼具有较强的刚性和具有一定的贮油能力，机翼采用的翼型厚度一般取在13％‑17％之间，如全球鹰无人机翼型要求最大厚度为15％。同时翼型上表面的最小压力点不能太靠后，否则翼型后半段逆压梯度过大会引起气流分离的过早发生。因此，针对这类飞行器的层流翼型需要在高速(马赫数0.5‑0.7)，高升力(升力系数0.8‑1.2)以及低雷诺数(5E5‑3E6)范围内维持高稳健型的表现。大的厚度使这类翼型上表面总会出现超音速区强激波，进而将会同时面临超临界设计与层流设计在压力分布形态上的矛盾(即长的顺压梯度维持层流与尾缘恢复区较短易分离的矛盾)，以及高升力与大的层流区的矛盾(即高升力要求更大的弯度，使这类厚翼型在高亚音速巡航时上表面极易出现强激波或者逆压梯度，进而影响了层流区的发展)。

[0004] 目前上述的一些经典层流翼型设计和设计方法要么在低速条件下拥有较大前缘半径使得前缘流动加速以达到高升力目的，要么在跨音速条件下，前缘半径较小，通过最大厚度位置后移获得较长的顺压范围以扩大层流区。因此，直接使用这些翼型或者推广他们的设计方法，是非常难以满足跨空域临近空间长航时无人机翼型高的设计要求的。传统自然层流翼型设计一直只考虑单点的优化减阻问题，设计好的气动外形在设计点可以保持较长的层流区，但飞行环境的波动会引起层流区的不稳定进而导致飞行器性能的突然恶化。因此，在不采用主动控制技术的前提下如何优化设计自然层流气动外形，使其可以在不确定因素的影响范围内保持稳健的大范围层流区域是高速高升力自然层流翼型/机翼设计的一个难点。另外，雷诺数的高低对维持层流的关键因素有重要的影响，那么在不同的雷诺数下，如何设计相应的压力分布形态，是否需要严苛的顺压梯度及顺压长度，如何使减小摩擦阻力的增益远远大于压差阻力的牺牲也是高性能自然层流翼型/机翼的设计难点。同时，这类翼型要求适应跨空域复杂条件飞行并满足自然层流设计要求，使其对于马赫数、飞行攻角、雷诺数、湍流度、表面粗糙度等多种参数波动均非常敏感，非常容易在一些参数波动时出现气动表现的急剧恶化。这使得传统的设计方法或手段很难设计出满足需要的翼型，因此必须通过稳健优化设计方法，使设计的高速高升力自然层流翼型在宽马赫数、高升力以及低雷诺数范围内维持高稳健型的气动表现。

[0005] 为解决现有技术存在的问题，本发明提出一种具有低阻高发散马赫数高升力的跨空域稳健层流翼型。

[0006] 该翼型前缘半径较大，保证了前缘合适的加速流动和吸力峰值。翼型上表面20％左右弦长位置曲率变化较为平缓，使流动在吸力峰值后开始缓慢恢复，并产生弱的逆压力梯度，使层流区得以继续发展，直到60％弦长处上表面曲率开始快速变化，转捩发生并且压力开始快速恢复，使上表面转捩位置延长至翼型65％弦长处。

[0007] 相较于一般的高速层流翼型(如NLR7301翼型)，该翼型前缘半径较大，最大弯度较小，最大厚度和最大弯度位置后移，后缘夹角较小，这使得翼型上表面产生了大的吸力峰值，并有大范围低压区，满足了高升力要求，随后上表面曲率缓慢变化，最大厚度和最大弯度位置后移，使翼型在维持低阻的同时增强了随马赫数变化的敏感性，进而使阻力发散马赫数增大到0.66。同时后缘夹角的设计也增强了对力矩特性的控制。

[0008] 具体的，本发明的技术方案为：

[0009] 一种具有低阻高发散马赫数高升力的跨空域稳健层流翼型，翼型前缘半径为0.02506，翼型最大相对厚度为15.07％，位于翼型40.7％弦长处，最大弯度为0.02855，位于翼型55.0％弦长处，后缘夹角为13.80度。

[0010] 进一步的，翼型上表面和下表面的几何坐标表达式分别为

[0011]

[0012]

[0013] 其中zu(x)和zl(x)分别为单位翼型上、下表面纵坐标位置，x为单位翼型外形点横坐标位置，Au,i和Al,i(i＝0,1,2…,7)分别为上述翼型表达式中翼型上、下表面拟合系数，zte＝0.001357；翼型上、下表面拟合系数为

[0014]

[0015] 进一步的，翼型上、下表面拟合系数优选：

[0016]

[0017]

[0018] 进一步的，翼型上、下表面坐标点位置为：

[0019] 翼型上表面坐标点位置

[0020]

[0021]

[0022] 翼型下表面坐标点位置

[0023]

[0024] 有益效果

[0025] 本发明提供了一种具有低阻高发散马赫数高升力的跨空域稳健层流翼型，在设计的宽马赫数、宽升力系数以及宽雷诺数范围内，本发明翼型稳健的气动特性满足了跨空域临近空间长航时无人机翼型高性能翼型的需求；同时本发明翼型上下表面曲率变化的设计以及最大厚度和最大弯度的适当后移提供了高的阻力发散马赫数、低的基础阻力系数以及良好的力矩特性，为未来低动态临近空间飞行器、高空长航时无人机的设计奠定了基础。

[0026] 本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

[0027] 本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

[0028] 图1为发明翼型几何外形图。

[0029] 图2为发明翼型在设计点压力形态分布图。

[0030] 图3为发明翼型几何外形图与LRN 1015翼型几何外形图对比。

[0031] 图4为发明翼型几何外形与LRN 1015翼型几何外形弯度对比。

[0032] 图5为发明翼型几何外形与LRN 1015翼型几何外形厚度对比。

[0033] 图6为发明翼型与LRN 1015翼型在设计点压力形态分布对比图。

[0034] 图7为发明翼型与LRN 1015翼型阻力发散曲线对比图(CL＝0.95，Re＝1.0e6)。

[0035] 图8为发明翼型与LRN 1015翼型升阻极曲线对比图(Ma＝0.63，Re＝1.0e6)。

[0036] 图9为发明翼型与LRN 1015翼型力矩特性曲线对比图(Ma＝0.63，Re＝1.0e6)。

[0037] 图10为发明翼型与LRN 1015翼型阻力发散曲线对比图(CL＝0.95，Re＝2.0e6)。

[0038] 图11为发明翼型与LRN 1015翼型升阻极曲线对比图(Ma＝0.63，Re＝2.0e6)。

[0039] 图12为发明翼型与LRN 1015翼型力矩特性曲线对比图(Ma＝0.63，Re＝2.0e6)。

[0040] 未来低动态临近空间飞行器、高空长航时无人机要求具有较大的升力、很高的巡航效率、较低的能耗，同时能适应从传统航空空间到临近空间的大范围复杂飞行条件，这使得对飞行条件敏感的经典自然层流翼型难以满足未来需要。目前以最先进美国全球鹰无人机为代表的先进高空长航时无人机均采用大展弦比机翼，大展弦比机翼能减弱横流转捩从而有助于层流区的发展，并且大展弦比机翼二维流动效应占主导，翼型的设计将直接决定着机翼的性能。因此未来跨空域临近空间长航时无人机设计的关键在于具有稳健特性的高速高升力自然层流翼型设计。

[0041] 本实施例中提出的一种具有低阻高发散马赫数高升力的跨空域稳健层流翼型，设计状态为升力系数为0.95，马赫数为0.63，雷诺数为1.0e6，湍流度为0.5％。翼型前缘半径为0.02506，翼型最大相对厚度为15.07％，位于翼型40.7％弦长处，最大弯度为0.02855，位于翼型55.0％弦长处，后缘夹角为13.80度。需要注意的是，在翼型设计领域，参数描述均是采用无量纲量进行描述，所以上述前缘半径、最大弯度以及后续翼型坐标描述均采用无量纲量进行描述，无量纲过程以翼型弦长c为基准。

[0042] 而具体的翼型上表面和下表面的几何坐标表达式分别为

[0043]

[0044]

[0045] 其中zu(x)和zl(x)分别为单位翼型上、下表面纵坐标位置，x为单位翼型外形点横坐标位置，当然，在翼型设计领域，按照无量纲量表示，单位翼型外形点横坐标的范围为0～1；Au,i和Al,i(i＝0,1,2…,7)分别为上述翼型表达式中翼型上、下表面拟合系数，zte＝
0.001357；翼型上、下表面拟合系数为

[0046]

[0047] 而且通过数值计算，上述系数在上下浮动不超过0.5％范围内得到的翼型均具有较好的性能。

[0048] 本实施例翼型上、下表面坐标点位置为：

[0049] 翼型上表面坐标点位置

[0050]

[0051] 翼型下表面坐标点位置

[0052]

[0053] 将本实施例与全球鹰无人机翼型进行气动性能计算对比，可以看出本实施例翼型在设计点及设计点附近具有更低的阻力系数、更高的阻力发散马赫数和更好的力矩特性。

[0054] 表3发明翼型的气动特性表

[0055] Ma CL CD Cm0.550 0.95000 0.00920 ‑0.11097
0.560 0.95000 0.00923 ‑0.11183
0.570 0.95000 0.00927 ‑0.11267
0.580 0.95000 0.00932 ‑0.11350
0.590 0.95000 0.00938 ‑0.11435
0.600 0.95000 0.00948 ‑0.11522
0.610 0.95000 0.00958 ‑0.11611
0.620 0.95000 0.00972 ‑0.11704
0.630 0.95000 0.00989 ‑0.11798
0.640 0.95000 0.01013 ‑0.11886
0.650 0.95000 0.01047 ‑0.11955
0.660 0.95000 0.01145 ‑0.11774
0.670 0.95000 0.01444 ‑0.11295
0.680 0.95000 0.02037 ‑0.10696
0.690 0.95000 0.03323 ‑0.08729
0.700 0.95000 0.03923 ‑0.10032

[0056] 表4对比翼型的气动特性表

[0057] Ma CL CD Cm0.550 0.95000 0.00986 ‑0.12979
0.560 0.95000 0.00993 ‑0.13090
0.570 0.95000 0.01004 ‑0.13204
0.580 0.95000 0.01016 ‑0.13328
0.590 0.95000 0.01034 ‑0.13452
0.600 0.95000 0.01056 ‑0.13587
0.610 0.95000 0.01088 ‑0.13720
0.620 0.95000 0.01154 ‑0.13820
0.630 0.95000 0.01354 ‑0.13693
0.640 0.95000 0.01919 ‑0.13092
0.650 0.95000 0.02664 ‑0.12491
0.660 0.95000 0.03352 ‑0.11957
0.670 0.95000 0.04043 ‑0.11969
0.680 0.95000 0.04623 ‑0.11839
0.690 0.95000 0.12941 ‑0.10496
0.700 0.95000 0.16787 ‑0.11992

[0058] 如图所示，本实施例翼型具有较大且合适的前缘半径A，使绕翼型前缘气流能快速加速直到吸力峰顶点A’位置，翼型吸力峰A’保持合适并没有很高，在增大升力的同时有助于翼型后缘压力缓慢恢复。然后从翼型前缘A直到最大厚度位置所在曲线段，即包含B位置的外形段，保持了较为缓慢的弯度变化以及合适且较低的曲率，使得压力分布从A’位置后开始缓慢恢复，即B’所在的压力分布段。这种压力缓慢恢复过程逆压梯度较弱，并不会导致层流流动在B’段内发生转捩，从而维持了层流区的发展和翼型较低的阻力系数。翼型在C处曲率快速变化，有助于绕翼型流动在C处靠后位置处发生转捩，合适且靠后的C位置使得翼型上表面有较长的层流区并且产生了较低的压力恢复点C’。从C’位置开始到翼型后缘的压力恢复过程也被控制的较为缓慢，并且随着马赫数或者翼型攻角(升力系数)的适量增加，该段区域并没有出现过急的压力恢复导致的强激波或者分离流现象，从而避免了阻力系数随马赫数和攻角变化后剧烈增加的问题，提高了阻力发散马赫数和低阻坑范围，并保持了稳健的阻力特性。

[0059] 计算表明，在设计雷诺数(1.0e6)下，发明翼型在设计点(CL＝0.95，Ma＝0.63)附近，具有大的低阻范围和低的阻力系数，设计点阻力系数为0.00985，相对于对比翼型LRN1015(全球鹰无人机机翼翼型)的阻力系数0.01354降低了36.9counts。同时发明翼型阻力发散马赫数为0.66，相较于LRN1015翼型的0.62提高了0.04，并在升力系数0.2‑1.1范围内也都能保持更低阻力系数，即更大的低阻坑范围，并在宽雷诺数(0.5e6‑3.0e6)范围内保持了相似的趋势和相对于美国全球鹰无人机翼型显著的优势，即跨空域稳健的气动特性。

[0060] 尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。