太阳能飞机翼型设计方法及太阳能飞机翼型的制作方法
【技术领域】
[0001] 本发明设及翼型设计领域，尤其设及一种太阳能飞机翼型设计方法及太阳能飞机 翼型。
【背景技术】
[0002] 太阳能飞机由于具有不需消耗燃油且飞行高度较高的特点，因此一直是对地观测 及通讯中继业务的良好平台，目前各国都投入了大量的人力及资金对其开展研究。其中，太 阳能飞机的翼型是关系到太阳能飞机安全及其气动性能的重要部件，如何设计出具备高升 力、低雷诺数的太阳能飞行翼型气动外形一直是该领域的热点问题。
[0003] 太阳能飞机的翼型设计通常需要满足在不同升力系数、不同雷诺数条件下尽量提 高巡航点气动效率，同时还要满足翼型的结构强度，W及太阳能电池的安装要求，然而现有 技术的太阳能飞机的翼型，其在高空且空气稀薄的环境下的飞行能力并不理想，升力不够 易失速，很难在高空维持升力稳定飞行，且为了保证翼型的结构强度，太阳能电池的安装空 间不是很大，续航能力难W保证。运些问题都亟需设计一种翼型，使其即能够满足高空环境 下低速平稳飞行的要求，又能够保证在高升力系数、低雷诺数条件下的高气动效率及长时 间巡航能力。
【发明内容】
[0004] 本发明提供一种太阳能飞机翼型设计方法及太阳能飞机翼型，该飞机翼型适合高 升力系数、低雷诺数太阳能飞机使用，在高空低速环境下飞行的气动效率高，且电池安装空 间大，保证更长的续航时间。
[0005] 本发明提供一种太阳能飞机翼型设计方法，包括：
[0006] 获取机翼参考模型的第一翼型参数，所述第一翼型参数包括：第一翼型最大相对 厚度、所述第一翼型最大相对厚度的相对位置、第一翼型最大相对弯度；所述第一翼型最大 相对弯度的相对位置、第一翼型头部半径；
[0007] 根据设计需求参数确定翼型设计的约束条件，所述设计需求参数包括：飞行速度、 升力系数、雷诺数；所述约束条件包括：最大相对厚度阔值、距离翼型前缘20%~60%弦长 范围内的翼型厚度阔值；
[0008] 根据所述机翼参考模型的第一翼型参数W及所述翼型设计的约束条件，采用遗传 算法和/或数值仿真，确定满足所述设计需求参数且在所述约束条件的各个阔值范围内的 第二翼型参数，根据所述第二翼型参数确定太阳能飞机翼型。
[0009] 本发明还提供一种太阳能飞机翼型，包括：机翼上翼面、机翼下翼面、太阳能电池 容置腔；
[0010] 所述机翼上翼面与所述机翼下翼面围成飞机翼型；所述机翼上翼面与所述机翼下 翼面间的最大相对厚度为13% ;所述最大相对厚度处于归一化机翼弦长的0. 324位置处； 所述飞机翼型的最大相对弯度为5. 32% ;所述最大相对弯度处于归一化机翼弦长的0. 5位 置处；所述机翼上翼面与机翼下翼面围成的机翼头部半径为1.1%，所述太阳能电池容置 腔位于所述机翼上翼面与机翼下翼面围成的机翼的内部。
[0011] 本发明的太阳能飞机翼型设计方法及太阳能飞机翼型，通过获取机翼参考模型的 第一翼型参数，并根据设计需求参数确定翼型设计的约束条件，从而根据第一翼型参数W 及约束条件，采用遗传算法和/或数值仿真，确定出满足设计需求参数且在约束条件的各 个阔值范围内的第二翼型参数，再根据第二翼型参数确定出太阳能飞机翼型。从而使该太 阳能飞机翼型适合高升力系数、低雷诺数太阳能飞机使用，且在高空低速环境下飞行的气 动效率高，续航时间长。
【附图说明】
[0012] 图1为本发明提供的太阳能飞机翼型设计方法的流程图；
[0013] 图2为翼型的典型外形图；
[0014] 图3为本发明提供的太阳能飞机翼型在升力系数（Cl= 1)时的压力分布图；
[0015] 图4为本发明提供的太阳能飞机翼型与Boeingie翼型在升力系数（Cl= 1)时下 翼面摩擦系数分布图.
[0016] 图5为本发明提供的太阳能飞机翼型的S视图；
[0017] 图6为本发明提供的太阳能飞机翼型与Boeingie翼型的外形对比图；
[001引图7为本发明提供的太阳能飞机翼型20%~60%弦长范围内安装电池示意图；
[0019] 图8为本发明提供的太阳能飞机翼型与Boeingie翼型的升力随迎角变化曲线对 比图；
[0020] 图9为本发明提供的太阳能飞机翼型与Boeingie翼型的升阻比随升力变化曲线 对比图。
【具体实施方式】
[0021] 为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例， 对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。需要说明的是，在附图或说明书中， 相似或相同的元件皆使用相同的附图标记。
[002引图1为本发明实施例一提供的太阳能飞机翼型设计方法的流程图，如图1所示，该 太阳能飞机翼型设计方法包括：
[0023] 步骤101、获取机翼参考模型的第一翼型参数。
[0024] 具体的，第一翼型参数包括：第一翼型最大相对厚度、第一翼型最大相对厚度的相 对位置、第一翼型最大相对弯度；第一翼型最大相对弯度的相对位置、第一翼型头部半径。 机翼参考模型可W采用现有技术中的各个太阳能飞机翼型模型，例如：Boeingl6翼型。参 考翼型的选择，可由技术人员根据设计需求进行确定，本申请对此不作限定。其中，在空气 动力学中，翼型指剖面形状不变的无限翼展机翼，翼型的典型外形如图2所示，它前端圆 滑，后端成尖角形；后尖点称为后缘B;翼型上距后缘B最远的点称为前缘A;连接前后缘的 直线称为翼弦，其长度称为弦长L1。在翼型内部作一系列与上下翼面相切的内切圆，诸圆 屯、的连线称为翼型的中弧线L2,其中最大内切圆的直径称为翼型的最大厚度，中弧线L2和 翼弦之间的最大距离称为最大弯度。分别计算翼型最大厚度、最大弯度与翼弦弦长Ll的比 值，得到最大相对厚度、最大相对弯度；前缘的曲率半径称为前缘半径或头部半径，上述数 值通常用百分数表示，例如：Boeingl6的最大相对厚度为13. 1 %、最大相对弯度为5. 35%、 头部半径为1. 258%。最大相对厚度的相对位置、最大相对弯度的相对位置，是最大厚度位 置、最大弯度位置与弦长Ll的比值。例如：Boeingl6的最大相对厚度的相对位置为0. 32、 最大相对弯度的相对位置为0. 29。
[00巧]步骤102、根据设计需求参数确定翼型设计的约束条件。
[0026] 具体的，设计需求参数包括：飞行速度、升力系数、雷诺数；约束条件包括：最大相 对厚度阔值、距离翼型前缘20%~60%弦长范围内的翼型厚度阔值。设计需求参数的不 同，约束条件的设定不同会直接影响到翼型的气动性能，上述是本发明优选的设计需求参 数和约束条件，还可W根据设计需求增加如翼型重量、翼型材料等约束条件。其中，最大相 对厚度阔值、距离翼型前缘20 %~60 %弦长范围内的翼型厚度阔值的设定还可W保证翼 型内部空间的增加，便于安装更大的电池，提升续航能力。
[0027] 步骤103、根据机翼参考模型的第一翼型参数W及翼型设计的约束条件，采用遗传 算法和/或数值仿真，确定满足设计需求参数且在约束条件的各个阔值范围内的第二翼型 参数，根据第二翼型参数确定太阳能飞机翼型。
[0028] 本实施例的太阳能飞机翼型设计方法，通过获取机翼参考模型的第一翼型参数， 并根据设计需求参数确定翼型设计的约束条件，从而根据第一翼型参数W及约束条件，采 用遗传算法和/或数值仿真，确定出满足设计需求参数且在约束条件的各个阔值范围内的 第二翼型参数，再根据第二翼型参数确定出太阳能飞机翼型。从而使该太阳能飞机翼型适 合高升力系数、低雷诺数太阳能飞机使用，且在高空低速环境下飞行的气动效率高，续航时 间长。
[0029] 进一步地，在上述实施例的基础上，在步骤103、根据第二翼型参数确定太阳能飞 机翼型之后，还包括：
[0030] 根据太阳能飞机翼型在升力系数为1时的压力分布，和/或，根据太阳能飞机翼型 在升力系数为1时的下翼面摩擦系数分布，修正太阳能飞机翼型，得到第=翼型参数。
[0031] 具体的，图3为本发明提供的太阳能飞机翼型在升力系数（Cl= 1)时的压力分布 图，图4为本发明提供的太阳能飞机翼型与Boeingie翼型在升力系数（Cl= 1)时下翼面 摩擦系数分布图，根据上述图3、图4实验数据分析，并与机翼参考模型（例如：Boeingl6翼 型）的摩擦系数进行比对，修正太阳能飞机翼型，得到第=翼型参数。第=翼型参数为第二 翼型参数的更优化数据。进一步提升太阳能飞机的飞行性能。
[0032] 进一步地，太阳能飞机翼型的设计效果很大程度上取决于机翼参考模型的第一翼 型参数的选取，优