一种适用于低空低速无人机的高升阻比层流翼型的制作方法

本发明属于无人机翼型设计技术领域，具体涉及一种适用于低空(h＜5000m)低速(ma＜0.1)无人机的高升阻比层流翼型。

背景技术：

低空低速无人机，泛指飞行高度在5000米以下、巡航速度不超过0.1马赫数的轻型无人机。与常规航空无人机相比，低空低速无人机在空气动力学设计与分析方面具有特殊性，其具体内容包括：(1)此类无人机巡航飞行速度小(不超过0.1ma，约50～120km/h)，而雷诺数与速度成正比，其巡航雷诺数约50万量级，涉及到低雷诺数流动易引发的层流附面层分离、层流转捩为湍流等现象，导致翼型升阻比的极大降低，因此，不同于中、高雷诺数飞行器的设计方法，低空低速无人机应采用高升阻比层流翼型设计技术，以提升飞机的巡航性能；(2)低空低速的轻型无人机要求机翼兼具优良的升阻气动特性和较轻的结构重量，以顺利完成长航时的侦察、检测等任务，因此，在确保无人机具有较好结构强度的前提下，该类无人机一般采用9％～11％的高升阻比薄翼型；(3)在追求优良升力特性的同时，为了减少全机配平阻力，翼型的低头力矩也要控制在合适的范围内。

国内对于低空低速的轻型无人机，通常采用传统航空翼型，其失速特性和升阻特性较差，使得飞机的最大起飞重量、续航时间等关键指标均远小于设计值。此外，关于层流翼型设计的研究较少，代表性的有：专利号cn201510106270.5和cn200810017364.5，其主要针对马赫数0.6左右的高速流动设计，并非针对低空低速、低雷诺数条件设计；专利号cn201310354010.0，其主要极低速度(10m/s)、极小雷诺数(26万)的全翼太阳能无人机，为了光伏能源能够与飞机机体赋型，其翼型在10％～70％弦长范围内均为单曲外形，并不适配于除太阳能无人机以外的常规形式的低空低速轻型无人机；专利号cn201610164763.9，其开了一种14％厚度的翼型，其设计雷诺数为110万，设计马赫数为0.226，该发明主要针对飞行高度大于1.8万米的高空长航时无人机，14％翼型厚度对于轻型无人机而言厚度过大，会较大程度地增加机翼及全机空重，进而降低此类无人机的挂载性能。

以上翼型并不能很好地适应低空(h＜5000m)低速(ma＜0.1)轻型无人机，有鉴于此，特提出此发明，以解决低空低速翼型设计存在的空白。

技术实现要素：

为了解决现有技术中存在的上述问题，本发明提供一种适用于低空低速无人机的高升阻比层流翼型，本发明设计的高升阻比层流翼型命名为

“tsy-gdy-10”，其搭载该翼型的无人机能够适用于低空(h＜5000m)低速(ma＜0.1)的状况，其能够在50万级雷诺数工况下，不产生层流分离泡，在设计状态下该翼型具有低阻力和高升阻比，且失速特性平缓、力矩特性优良。

本发明要解决的技术问题通过以下技术方案实现：本发明提供一种适用于低空低速无人机的高升阻比层流翼型，该翼型的最大厚度为10％c，最大厚度对应的弦向位置为34％c，最大弯度为3.76％c，最大弯度对应的弦向位置为41％c，后缘厚度为0.3％c，其中c为翼型弦长；

其翼型上表面和下表面的几何坐标表达式分别为：

其中，x表示翼型的表面横坐标，yup表示翼型的上表面纵坐标；ylow表示翼型的下表面纵坐标；aup代表翼型上表面几何坐标的表达式系数；alow代表翼型下表面几何坐标的表达式系数；

aup和alow的值见表1：

表1翼型几何坐标的表达式系数

与现有技术相比，本发明的有益效果：

本发明提供了一种适用于低空(h＜5000m)低速(ma＜0.1)轻型无人机的高升阻比层流翼型，所述翼型能够在50万量级雷诺数工况下，先转捩后分离，不发生层流分离泡；具体的，翼型采用类圆形的前缘设计，以增大最大升力系数、实现大迎角时后缘先分离失速，随着迎角增加，分离逐渐向前移动，进而改善失速特性，翼型上下表面变化平缓，在设计状态下，翼型上表面在大约70％弦长处发生转捩，层流流动逐渐演变为湍流流动，翼型下表面从前缘到后缘均保持为层流流动，后缘区域通过曲率设计，使得压力恢复和缓且无层流分离现象，因此该翼型失速特性平缓、力矩特性优良，能够满足低空低速长航时轻型无人机各项性能需求。

附图说明

图1为本发明翼型的几何外形；

图2为本发明翼型设计状态(最大升阻比)下的压力分布形态；

图3为本发明翼型的上表面转捩点位置随迎角变化曲线；

图4为本发明翼型的下表面转捩点位置随迎角变化曲线；

图5为本发明翼型与对比翼型1的几何外形对比；

图6为本发明翼型与对比翼型1的升力特性曲线对比；

图7为本发明翼型与对比翼型1的阻力特性曲线对比；

图8为本发明翼型与对比翼型1的升阻比特性曲线对比；

图9为本发明翼型与对比翼型1的力矩特性曲线对比；

图10为本发明翼型与对比翼型2的几何外形对比；

图11为本发明翼型与对比翼型2的升阻比特性曲线对比；

图12为本发明翼型与对比翼型2的力矩特性曲线对比；

图13为本发明翼型与对比翼型3的几何外形对比；

图14为本发明翼型与对比翼型3的升力特性曲线对比；

图15为本发明翼型与对比翼型3的阻力特性曲线对比；

图16为本发明翼型与对比翼型3的升阻比特性曲线对比；

图17为本发明翼型与对比翼型3的力矩特性曲线对比；

图18为应用本发明翼型设计的30kg级小型无人机全机示意图；

图19为应用本发明翼型设计的30kg级小型无人机飞行时飞行空速随飞行时间的变化曲线；

图20为应用本发明翼型设计的30kg级小型无人机飞行时飞行高度随飞行时间的变化曲线；

图21为应用本发明翼型设计的30kg级小型无人机飞行时无人机俯仰角随飞行时间的变化曲线。

其中：

对比翼型1指专利cn201510106270.5；

对比翼型2指专利cn201610164763.9；

对比翼型3指经典航空翼型naca63a210；

附图标记：

1为本发明设计翼型的几何外形及其气动特性计算结果；

2为对比翼型1的几何外形及其气动特性计算结果；

3为对比翼型2的几何外形及其气动特性计算结果；

4为对比翼型3的几何外形及其气动特性计算结果；

(计算状态：自由转捩，ma＝0.1，re＝5×10⁵)。

具体实施方式

为了使本发明所解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明，其中实施例包含理论计算分析与实际飞行试验。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明，详细说明如下。

常规翼型在较低雷诺数情况下，表面层流分离现象严重，翼型升阻特性严重恶化，且在高升力状态时，具有较大的低头力矩；而层流翼型由于存在较大的层流范围，导致尾部压力恢复有较大的逆压梯度，容易引起后缘分离，因此层流翼型的设计仍然是一个技术难点。目前暂无相关翼型设计，针对此情况，本发明设计一种适用于低空(h＜5000m)低速(ma＜0.1)无人机的高升阻比层流翼型，该翼型能够在50万量级雷诺数工况下，先转捩后分离，不发生层流分离泡，在设计状态下该翼型具有低阻力和高升阻比，且失速特性平缓、力矩特性优良，能够满足低空低速长航时轻型无人机各项性能需求。

本发明翼型设计采用类圆形的翼型前缘，以增大最大升力系数、实现大迎角时后缘先分离失速，随着迎角增加，分离逐渐向前移动，进而改善失速特性；翼型上下表面变化平缓，在设计状态下，翼型上表面在大约70％弦长处发生转捩，层流流动逐渐演变为湍流流动，翼型下表面从前缘到后缘均保持为层流流动；后缘区域通过曲率设计，使得压力恢复和缓且无层流分离现象。

本发明的翼型命名为tsy-gdy-10，图1为本发明翼型的几何外形图，其具有以下几何特征：翼型的最大厚度为10％c，最大厚度对应的弦向位置为34％c，最大弯度为3.76％c，最大弯度对应的弦向位置为41％c，后缘厚度为0.3％c，其中c为翼型弦长。

该翼型上表面和下表面的几何坐标表达式分别为：

其中，x表示翼型的表面横坐标，yup表示翼型的上表面纵坐标；ylow表示翼型的下表面纵坐标；aup代表翼型上表面几何坐标的表达式系数；alow代表翼型下表面几何坐标的表达式系数；

aup和alow的值见表1：

表1翼型几何坐标的表达式系数

本发明提供的tsy-gdy-10翼型，其主要设计指标如下：

1、设计雷诺数为50万量级，设计马赫数为0.1；

2、具有优良的升力特性；自由转捩状态下的最大升力系数不小于1.25，且迎角安全裕度不小于5°；

3、具有优良的升阻特性；设计升力系数为0.8，在迎角3°±1°的范围内升阻比均不小于110；

4、具有优良的力矩特性；在迎角大于0°(升力系数大于0.5)时均大于-0.115；

5、失速特性和缓，属于后缘失速，且自由转捩的失速迎角不小于12°。

具体说明如下：本发明翼型及特性如图1～4所示，图2是本发明翼型在设计状态(最大升阻比)下的压力分布形态，图3和图4分别是本发明翼型的上/下表面转捩点位置随迎角变化曲线，结合图1为本发明翼型几何外形可以看出，本发明的主要设计思路，即适用于低空低速无人机的高升阻比层流翼型的主要特点是：采用类圆形的翼型前缘，通过同时增加前缘的上表面和下表面厚度而加大前缘半径，使翼型前缘的压力分布具有小的顺压梯度，能够迅速具有较高的负压峰值，其上下表面的最低压力点距离前缘分别约10％c和15％c，其压力系数值分别为-0.9(图2-a)和0.15(图2-b)；接着，翼型上表面采用合适过渡的曲率外形，一方面，需避免压力恢复过于缓慢造成翼型尾部的压力分布有较大的逆压梯度，从而引起后缘分离，另一方面，又需避免压力恢复过于快速造成的翼型升阻比特性损失；如图2所示，在20％c～70％c范围内翼型的上表面压力分布形态存在斜率绝对值约0.7左右的逆压梯度，即气流经过从前缘点到15％c范围的加速流动后，会进入到一个变化合适且范围较大的逆压梯度区域，稳定且线性地缓慢减速，从而维持较大范围的层流区域；此外，翼型最大厚度10％c位置在34％c处(图2-c)，最大弯度3.76％c位置在41％c处(图2-d)，以保证翼型具有较高的升阻比；然后，翼型上表面在70％c～80％c处发生流动转捩(图2-e)，层流流动逐渐演变为湍流流动，对于低空低速无人机，该位置的层流和湍流分配，使得翼型既能最大程度地发挥层流减小摩擦阻力的作用，又可以利用湍流高效地压制流动分离现象，从而实现翼型的高升阻比特性；之后，对翼型上表面的尾部区域再通过曲率设计，使得后缘压力能够相对平缓的恢复；最后，翼型下表面设计的较为平坦，从15％c到后缘区的压力数值均维持在0.15左右，从前缘到后缘均保持为层流流动(图2-f)。

综上所述，该翼型能够在50万量级雷诺数工况下，先转捩后分离，不产生层流分离泡，在设计状态下该翼型具有低阻力和高升阻比，且失速特性平缓、力矩特性优良。

为了体现本发明提供的tsy-gdy-10翼型特性，通过以下实验例进行对比，从而验证本发明tsy-gdy-10翼型的优点。其采用翼型气动分析软件(求解rans方程)进行气动性能分析，计算状态参数为：自由转捩，马赫数0.1，雷诺数5×10⁵。

验证1：

以专利号为cn201510106270.5、名称为“一种低阻高阻力发散马赫数的高升力层流翼型”的专利申请所公开的翼型为对比翼型1，与本发明翼型(tsy-gdy-10)进行对比，分析比较本发明翼型(tsy-gdy-10)与对比翼型1的气动性能的差异。

图5为本发明翼型与对比翼型1的几何外形对比；图6为本发明翼型与对比翼型1的升力特性曲线对比；图7为本发明翼型与对比翼型1的阻力特性曲线对比；图8为本发明翼型与对比翼型1的升阻比特性曲线对比；图9为本发明翼型与对比翼型1的力矩特性曲线对比。

表2为本发明翼型(tsy-gdy-10)与对比专利设计翼型1(cn201510106270.5)的气动性能对比表：

从图6～9以及表2中可以看到，本发明翼型(tsy-gdy-10)的线性段升力特性均优于对比翼型1，最大升力系数保持相当且失速特性优良，不同升力下的升阻比均全面高于对比翼型1，其中设计状态(升力系数为0.8)下本发明翼型的升阻比高达121，而对比翼型1在该状态下升阻比只有93，其最大升阻比也仅为110。此外，本发明翼型的最大厚度仅为10.0％，而对比翼型1的最大厚度达到14.9％，将导致机翼表面积和内部结构尺寸的增大，进而增大无人机的结构空重。

验证2：

以专利号为cn201610164763.9、名称为“一种高空低速自然层流高升力翼型”的专利申请所公开的翼型为对比翼型2，与本发明翼型(tsy-gdy-10)进行对比，分析比较本发明翼型(tsy-gdy-10)与对比翼型2的气动性能的差异。

图10为本发明翼型与对比翼型2的几何外形对比；图11为本发明翼型与对比翼型2的升阻比特性曲线对比；图12为本发明翼型与对比翼型2的力矩特性曲线对比。

表3为本发明翼型(tsy-gdy-10)与对比专利设计翼型2(cn201610164763.9)的气动性能对比表：

从图10～12以及表3中可以看到，在升力系数小于1.0时，本发明翼型的升阻比均高于对比翼型2，其中设计状态(升力系数为0.8)下本发明翼型的升阻比高达121，而对比翼型2在该状态下升阻比只有95，同时对比翼型2的力矩系数过大，将大幅度地增大小型无人机的配平阻力，造成巡航性能的损失。此外，本发明翼型的最大厚度仅为10.0％，而对比翼型2的最大厚度达到13.5％，将导致机翼表面积和内部结构尺寸的增大，进而增大无人机的结构空重。

验证3：

以经典航空翼型naca63a210为对比翼型3，与本发明翼型(tsy-gdy-10)进行对比，分析比较本发明翼型(tsy-gdy-10)与对比翼型3的气动性能的差异。

图13为本发明翼型与对比翼型3的几何外形对比；图14为本发明翼型与对比翼型3的升力特性曲线对比；图15为本发明翼型与对比翼型3的阻力特性曲线对比；图16为本发明翼型与对比翼型3的升阻比特性曲线对比；图17为本发明翼型与对比翼型3的力矩特性曲线对比；

表4为本发明翼型(tsy-gdy-10)与对比专利设计翼型3(经典航空翼型naca63a210)的气动性能对比表：

从图13～17以及表4中可以看到，本发明翼型的线性段升力特性均优于对比翼型3；对比翼型3的最大升力系数仅为1.0且无稳定裕度，失速特性较差，而本发明翼型的最大升力系数达到1.3且具有和缓的失速特性；升力系数大于0.4时的升阻比均全面高于对比翼型3，其中设计状态(升力系数为0.8)下本发明翼型的升阻比高达121，而对比翼型3在该状态下升阻比只有44，其最大升阻比也仅为80。

通过以上三个代表性实验例进行验证后，本发明翼型(tsy-gdy-10)具有能够在50万量级雷诺数工况下，不产生层流分离泡，在设计升力系数处具备低阻力和高升阻比，且失速特性平缓、力矩特性优良，能够满足低空低速长航时轻型无人机各项性能指标。

为了进一步验证本发明翼型(tsy-gdy-10)的优点，发明人该翼型具体实施于某起飞重量30kg级的小型固定翼无人机，并进行了大量的飞行试验，起降方式分别为气动弹射起飞和垂绳阻拦回收。图18为应用该发明翼型的无人机全机示意图；图19到图21为应用该翼型的小型无人机的实际飞行效果，分别为飞行空速、飞行高度和无人机俯仰角随飞行时间的变化关系，飞行试验时间为3小时。从图中可以看出，在整个飞行试验期间，应用本发明翼型(tsy-gdy-10)的无人机可维持巡航高度(海拔750m)和巡航速度(28m/s)稳定飞行，且俯仰角也始终在0°附近小幅波动，具有优良的飞行稳定性。

在前述理论实验分析的基础上，通过采用本发明翼型(tsy-gdy-10)制作了无人机并进行具体飞行实验，进一步的验证了本发明翼型(tsy-gdy-10)具有优良的气动升阻特性和气动配平特性，且工程可实施性较好，非常适合在雷诺数约50万量级左右、低空(h＜5000m)低速(ma＜0.1)轻型无人机的应用需求。

以上内容是结合具体的优选实施方式对本发明所作的进一步详细说明，不能认定本发明的具体实施只局限于这些说明。对于本发明所属技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干简单推演或替换，都应当视为属于本发明的保护范围。