一種機(jī)翼結(jié)構(gòu)的制作方法
【專利摘要】本實(shí)用新型公開了一種機(jī)翼結(jié)構(gòu)，是由翼型剖面連續(xù)構(gòu)成，所述的翼型剖面分別距離機(jī)翼根部0%，20%,40%，60%，80%，100%的展向長度；翼展長與弦長的比例為5.50～7.24；翼前緣為近似拋物線型的高次曲線：各翼型剖面最大相對彎度為7.5%，位于弦長的17-33%處；各翼型剖面最大相對厚度為13.1%，位于弦長的11-24%處；沿展向翼型剖面彎度和厚度都呈先增大后減小的趨勢。本實(shí)用新型對比參數(shù)近似的NACA4位數(shù)翼型，低速升力系數(shù)較大，阻力系數(shù)較小，具有較大的失速角；在飛行參數(shù)相同的情況下，本實(shí)用新型飛行噪聲較低；本實(shí)用新型在攻角為25°時，仍具有較大的升力系數(shù)，并且超過25°后，升力系數(shù)下降比較緩慢。
【專利說明】一種機(jī)翼結(jié)構(gòu)
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本實(shí)用新型涉及一種飛行器的機(jī)翼結(jié)構(gòu)。
【背景技術(shù)】
[0002]滑翔機(jī)、水上飛機(jī)、模型機(jī)、無人機(jī)等機(jī)型，由于動力較小或者無動力，需要機(jī)翼具有較高的升力系數(shù)，便于起飛。巡航階段，為了加大航程，要求機(jī)翼具有較高的升力系數(shù)和較低的阻力系數(shù)。無人機(jī)常常需要執(zhí)行偵察等特殊任務(wù)，進(jìn)入偵察區(qū)域后，往往需要關(guān)閉動力滑翔飛行，這就要求機(jī)翼具有較高的升力系數(shù)同時具備較低的飛行噪聲。
[0003]現(xiàn)有技術(shù)，常常使用NACA4位數(shù)系列翼型，該系列翼型適用于較低速度飛行的螺旋槳飛機(jī)。
[0004]但是該系列翼型空氣動力性能不盡理想，不能滿足某些特殊需要。尤其是失速角度和飛行噪聲方面。
[0005]以比較典型的NACA2412翼型為例，該翼型在攻角達(dá)到20度時，升力系數(shù)即達(dá)到最大值，20度一30度之間，升力系數(shù)緩慢下降，達(dá)到30度后，升力系數(shù)急劇下降，進(jìn)入失速狀態(tài)，如圖1所示。
[0006]模型機(jī)、無人機(jī)以及水上飛機(jī)，由于常常沒有足夠長度起飛距離，需要在短距離內(nèi)起飛，需要大攻角起飛一邊獲得足夠大的升力系數(shù)。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0007]本實(shí)用新型的目的是提供一種飛行器的機(jī)翼結(jié)構(gòu)，本實(shí)用新型適用于速度較低的滑翔機(jī)、水上飛機(jī)、模型機(jī)、無人偵察機(jī)機(jī)翼。本實(shí)用新型在攻角為30度時，仍具有較大的升力系數(shù)，并且超過30度后，升力系數(shù)下降比較緩慢。
[0008]本實(shí)用新型是由翼型剖面連續(xù)構(gòu)成，
[0009]所述的翼型剖面分別距離機(jī)翼根部0%，20%, 40%, 60%, 80%, 100%的展向長度。
[0010]翼展長與弦長的比例(展弦比)為5.50?7.24。
[0011]所述的弦長是指標(biāo)準(zhǔn)平均弦長SMC=S/b，其中S為翼面積，b為翼展長度。
[0012]翼前緣為近似拋物線型的高次曲線:
[0013]2x/b=-2.3 ξ 5+3.752 ξ 4-1.942 ξ 3+0.192 ξ 2+0.077 ξ -0.003 ；
[0014]其中:2x/b為弦向比，
[0015]€=2y/b 為展向比，
[0016]X為弦向坐標(biāo)，
[0017]y為展向坐標(biāo)。
[0018]翼型特點(diǎn)是前緣半徑較大,相對彎度較大,相對厚度較小。
[0019]各翼型剖面最大相對彎度為7.5%，位于弦長的17-33%處；
[0020]各翼型剖面最大相對厚度為13.1%，位于弦長的11-24%處。
[0021 ] 沿展向翼型剖面彎度和厚度都呈先增大后減小的趨勢。[0022]本實(shí)用新型的有益效果:
[0023]1、對比參數(shù)近似的NACA4位數(shù)翼型，低速升力系數(shù)較大，阻力系數(shù)較小，具有較大的失速角。
[0024]2、在飛行參數(shù)相同的情況下，本實(shí)用新型飛行噪聲較低。
[0025]3、本實(shí)用新型在攻角為超過25°時，仍具有較大的升力系數(shù)，并且超過25°后，升力系數(shù)下降比較緩慢。
[0026]4、本實(shí)用新型適用于速度較低的滑翔機(jī)、水上飛機(jī)、模型機(jī)、無人偵察機(jī)機(jī)翼。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0027]圖1是本實(shí)用新型翼型和NACA2412翼型升力系數(shù)與攻角關(guān)系對比曲線圖。
[0028]圖2是本實(shí)用新型翼型與NACA2412翼型氣動噪聲與流速關(guān)系對比曲線圖。
[0029]圖3是本實(shí)用新型延展向的翼型剖面圖。
[0030]圖4是本實(shí)用新型翼型幾何結(jié)構(gòu)及參數(shù)示意圖。
【具體實(shí)施方式】
[0031]本實(shí)用新型是由翼型剖面連續(xù)構(gòu)成，
[0032]所述的翼型剖面分別距離機(jī)翼根部0%，20%, 40%, 60%, 80%, 100%的展向長度。以坐標(biāo)法給出以上翼型的坐標(biāo)，如圖3和圖4所示，翼型厚度從根部(0%)到末端(100%)逐漸減小，翼型彎度也逐漸減小，翼型寬度根部和末端稍小，翼型中部稍大。
[0033]翼展長與弦長的比例(展弦比)為5.50?7.24 ；
[0034]所述的弦長是指標(biāo)準(zhǔn)平均弦長SMC=S/b，其中S為翼面積，b為翼展長度。
[0035]翼前緣為近似拋物線型的高次曲線:
[0036]2x/b=-2.3 ξ 5+3.752 ξ 4-1.942 ξ 3+0.192 ξ 2+0.077 ξ -0.003。
[0037]其中:2x/b為弦向比，€=2y/b為展向比，X為弦向坐標(biāo)，y為展向坐標(biāo)。
[0038]翼型特點(diǎn)是前緣半徑較大,相對彎度較大,相對厚度較小。
[0039]各翼型剖面最大相對彎度為7.5%，位于弦長的17-33%處；
[0040]最大相對厚度為13.1%，位于弦長的11-24%處。
[0041 ] 沿展向翼型剖面彎度和厚度都呈先增大后減小的趨勢。
[0042]如圖1所示，上部曲線為本實(shí)用新型翼型，下部曲線為NACA2412翼型，從升力曲線隨攻角的變化可以看出，本實(shí)用新型翼型在攻角為5-30°范圍內(nèi)升力系數(shù)高于NACA2412翼型，并且在攻角超過25°后，仍然具有較大的升力系數(shù)，NACA2412翼型攻角超過25°后，升力系數(shù)急劇下降，出現(xiàn)失速現(xiàn)象.[0043]如圖2所示，下部曲線為本實(shí)用新型翼型，上部曲線為NACA2412翼型，在流速為20m/s以下，兩種翼型氣動噪聲比較接近，當(dāng)流速超過20m/s后，本實(shí)用新型翼型噪聲開始低于NACA2412翼型，并且隨著流速增加，本實(shí)用新型翼型與NACA2412翼型噪聲差距越來越大，本實(shí)用新型翼型降噪效果在高速下更顯著。
[0044]0%, 20%, 40%, 60%, 80%, 100%的展向長度的翼型坐標(biāo)分別如表1、表2、表3、表4、表5和表6所不:
[0045]表I 00%翼型坐標(biāo)[0046]
【權(quán)利要求】
1.一種機(jī)翼結(jié)構(gòu)，特征在于:是由翼型剖面連續(xù)構(gòu)成，所述的翼型剖面分別距離機(jī)翼根部0%，20%，40%, 60%, 80%, 100%的展向長度；翼展長與弦長的比例為5.50?7.24 ;所述的弦長是指標(biāo)準(zhǔn)平均弦長SMC=S/b，其中:S為翼面積，b為翼展長度；翼前緣為近似拋物線型的高次曲線:2x/b=-2.3 ξ 5+3.752 ξ 4-1.942 ξ 3+0.192 ξ 2+0.077 ξ -0.003 ；其中:2x/b為弦向比，I =2y/b為展向比，X為弦向坐標(biāo)，y為展向坐標(biāo)；翼型前緣半徑較大，相對彎度較大，相對厚度較??；各翼型剖面最大相對彎度為7.5%，位于弦長的17-33%處；各翼型剖面最大相對厚度為13.1%，位于弦長的11-24%處。
【文檔編號】B64C3/14GK203593160SQ201320823086
【公開日】2014年5月14日 申請日期:2013年12月13日 優(yōu)先權(quán)日:2013年12月13日
【發(fā)明者】劉慶萍, 任露泉, 廖庚華, 陳新 申請人:吉林大學(xué)