一種具有高升阻比滑翔特性的仿翼龍翼型的制作方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種具有高升阻比滑翔特性的仿翼龍翼型,基于仿生學(xué)原理，通過仿生翼龍獨特的翼的結(jié)構(gòu)，研究翼龍的飛行特征和結(jié)構(gòu)特征，探究翼型外形對于長距離飛行的技術(shù)支持，在氣動實驗的基礎(chǔ)上，根據(jù)分析結(jié)果對翼型進(jìn)行反復(fù)迭代設(shè)計、計算，最終確定翼型的外形參數(shù)；翼型相對厚度為1.5％～3.75％，最大彎度位置為30％～36％，相對彎度為11％～15％，最大厚度位置為3％～4.5％。采用參考點方法模擬出翼龍翼的二維形狀，通過改變參考點的位置改變其氣動特性，并從改變結(jié)果中總結(jié)規(guī)律。實驗表明，翼型可實現(xiàn)飛行過程中滑翔段大的升阻比的優(yōu)良特性，從而獲得很強(qiáng)的續(xù)航能力和良好的飛行特性，實現(xiàn)長距離飛行的經(jīng)濟(jì)性和實用性。
【專利說明】一種具有高升阻比滑翔特性的仿翼龍翼型

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種低速二維翼型，具體地說，涉及一種具有高升阻比滑翔特性的仿翼龍翼型；屬于航空應(yīng)用【技術(shù)領(lǐng)域】。

【背景技術(shù)】
[0002]翼型在飛行器的氣動外形設(shè)計中具有舉足輕重的地位。為了提高飛行器的氣動性能，二維翼型的設(shè)計和優(yōu)化方法一直被研究和應(yīng)用，由此得到的優(yōu)化翼型在升阻比特性方面顯著提高。
[0003]現(xiàn)有公開的技術(shù)文獻(xiàn)《高升阻比翼型的設(shè)計》中，使用解析形狀函數(shù)法和參數(shù)化翼型表示初始翼型，將求解繞翼型流場的N-S方程解與優(yōu)化方法相結(jié)合，設(shè)計出的新翼型的升阻比特性有了很大的提高。在文獻(xiàn)《基于響應(yīng)面法的低速翼型氣動優(yōu)化設(shè)計》中，將響應(yīng)面方法應(yīng)用于低速翼型優(yōu)化設(shè)計中，進(jìn)行了基于RANS方程和自由轉(zhuǎn)捩預(yù)測耦合求解的低速翼型氣動優(yōu)化設(shè)計，優(yōu)化結(jié)果顯示升阻特性得到提高，且力矩滿足約束要求。但設(shè)計出的二維翼型只是在原始翼型上的改進(jìn)，并沒有提出具體的應(yīng)用對象和特定的目標(biāo)狀態(tài)。
[0004]科羅拉多斯翼龍有能力一次性不間斷飛行I萬英里(約合1.6萬公里)，支撐其完成完美滑翔的正是其具有獨特結(jié)構(gòu)特點的翼，通過研究翼龍翼的生理特征，模擬出翼的二維形狀。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0005]為了避免現(xiàn)有技術(shù)存在的不足，本發(fā)明提出一種具有高升阻比滑翔特性的仿翼龍翼型；基于仿生學(xué)原理，通過研究翼龍飛行時具有的飛行特征和生理結(jié)構(gòu)，采用參考點方法模擬出翼龍翼的二維形狀，通過改變參考點的位置改變其氣動特性，并從改變結(jié)果中總結(jié)規(guī)律，反復(fù)的迭代計算，設(shè)計出能實現(xiàn)飛行器在滑翔階段零攻角下的大升阻比、強(qiáng)續(xù)航能力的滑翔機(jī)翼型，最終提高整個飛行器的飛行性能。
[0006]本發(fā)明解決其技術(shù)問題所采用的技術(shù)方案是:翼型相對厚度為1.5%?3.75%,最大彎度位置為30%?36%，相對彎度為11%?15%，最大厚度位置為3%?4.5%，
[0007]上表面彎度曲線為:Y= -9.2088Χ 1(Γ4Χ4+0.0272Χ3-0.3609Χ2+1.2414Χ+0.2229 ；
[0008]下表面彎度曲線為:Y= 5.8585X 1^4X4-0.0051X3-0.0898X2+0.8483X-0.2246。
[0009]翼型參數(shù)為:翼型為圓頭尖尾形，頭部前緣半徑為0.0694m,翼弦長為lm，
[0010]
弦向相對位置上表面靜壓下表面靜壓上下靜壓差

(Pa)(Pa)(Pa)
01020001070005000
0.1 83800 109000 25200
0.2 40400 111000 70600
0.3 49600 114000 64400
0.4 58700 117000 58300
0,5 79300 117000 37700
Ob 81500 114000 32500
0.7 86100 114000 27900
0.8 93000 111000 18000
0.9 95200 109000 13800
11020001070005000
O
[0011]有益效果
[0012]本發(fā)明提出的一種具有高升阻比滑翔特性的仿翼龍翼型，基于仿生學(xué)原理，通過仿生翼龍獨特的翼的結(jié)構(gòu)，研究翼龍的飛行特征和生理結(jié)構(gòu)，探究翼型外形對于長距離飛行的技術(shù)支持，在氣動實驗的基礎(chǔ)上，根據(jù)分析結(jié)果對翼型進(jìn)行反復(fù)迭代設(shè)計、計算，最終確定翼型的外形參數(shù)；翼型相對厚度為1.5^-3.75%,最大彎度位置為30 %?36 %，相對彎度為11%?15%，最大厚度位置為3%?4.5%。采用參考點方法模擬出翼龍翼的二維形狀，通過改變參考點的位置改變其氣動特性，并從改變結(jié)果中總結(jié)規(guī)律。實驗表明，翼型可實現(xiàn)飛行過程中滑翔段大的升阻比的優(yōu)良特性，從而獲得很強(qiáng)的續(xù)航能力和良好的飛行特性，實現(xiàn)長距離飛行的經(jīng)濟(jì)性和實用性。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0013]下面結(jié)合附圖和實施方式對本發(fā)明一種具有高升阻比滑翔特性的仿翼龍翼型作進(jìn)一步詳細(xì)說明。
[0014]圖1為本發(fā)明翼型設(shè)計的初始參考點模擬示意圖。
[0015]圖2為本發(fā)明翼型確定優(yōu)化方法后數(shù)次優(yōu)化的翼型外形圖。
[0016]圖3為本發(fā)明翼型示意圖。
[0017]圖4為本發(fā)明翼型的CFD升力計算結(jié)果圖。
[0018]圖5為本發(fā)明翼型的CFD阻力計算結(jié)果圖。

【具體實施方式】
[0019]本實施例是一種具有高升阻比滑翔特性的仿翼龍翼型。
[0020]參閱圖1?圖5，本實施例翼型是基于仿生學(xué)原理，研究探索翼龍的飛行特征，設(shè)計出應(yīng)用于滑翔機(jī)的二維翼型，使其具有滑翔飛行中升阻比較大的飛行特點，從而實現(xiàn)長距離巡航。
[0021]翼龍翼的生理特點包括支撐翼的每段骨骼的展向長度、骨骼之間的連接角度、每段骨骼的質(zhì)量和其所屬部分的翼的弦長，同時包括翼的肌肉填充和翼膜、軟組織的質(zhì)量。考慮到平均的氣動問題，選取在滑翔狀態(tài)時翼龍翼中間部分，即尺骨橈骨部分的縱向剖面作為初始翼型，模擬出二維形狀，在此基礎(chǔ)上，進(jìn)行二維翼型的設(shè)計。
[0022]二維翼型的設(shè)計采用的方法包括對初始外形用參考點的方式進(jìn)行描述、對每個參考點的位置進(jìn)行改變、對參考點處進(jìn)行連續(xù)化處理，實現(xiàn)翼的外形的改變，通過多次試驗得到氣動結(jié)果。試驗得到氣動結(jié)果包括氣動計算流場的繪制、CFD計算、氣動結(jié)果分析。通過分析不斷改變下的翼型的計算結(jié)果，反復(fù)迭代實現(xiàn)結(jié)果的比較優(yōu)化；總結(jié)設(shè)計優(yōu)化規(guī)律。
[0023]結(jié)果的比較優(yōu)化是根據(jù)翼型參考點位置改變得到的不同結(jié)果，總結(jié)規(guī)律，確定翼型前、后緣的形狀、翼的弦長、翼的彎度分布函數(shù)的翼型形狀。利用氣動結(jié)果分析總結(jié)的規(guī)律，通過不斷改變外形參考點位置，得到最終優(yōu)化結(jié)果。比較CFD的升力和阻力計算結(jié)果，可驗證該方案具有升阻比大的特點，其值達(dá)到了 80。
[0024]本實施例中，翼的形狀最終確定為圓頭尖尾形，頭部的前緣半徑確定為0.0694米，翼弦長為I米，翼型相對厚度為1.5%?3.75%，最大彎度位置為30%?36%，相對彎度為11%?15%，最大厚度位置為3%?4.5%,
[0025]上表面彎度曲線為:Y= -9.2088Χ 1(Γ4Χ4+0.0272Χ3_0.3609Χ2+1.2414Χ+0.2229 ；
[0026]下表面彎度曲線為:Y= 5.8585X 1^4X4-0.0051X3-0.0898X2+0.8483X-0.2246。針對本實施例中的仿翼龍翼型進(jìn)行實物制作，進(jìn)而進(jìn)行風(fēng)洞試驗，通過分析可得:
[0027]在速度為170m/s，攻角為O度，高度為O時，翼型上下表面靜壓分布如下表
[0028]弦向相對位置上表面靜壓下表面靜壓上下靜壓差
(Pa)(Pa)(Pa)
01020001070005000
0.1 83800 109000 25200
0.2 40400 111000 70600
0.3 49600 114000 64400
0.4 58700 117000 58300
0,5 79300 117000 37700
0.6 81500 114000 32500
0.7 86100 114000 27900
O8 93000 111000 18000
0.9 95200 109000 13800
11020001070005000
[0029]分析靜壓分布結(jié)果:
[0030]上下表面壓強(qiáng)差明顯，最大的壓強(qiáng)差可達(dá)70600Pa，在強(qiáng)大的上下壓差作用下，翼型可產(chǎn)生很大的升力，同時，翼型流場穩(wěn)定，氣流平滑，沒有產(chǎn)生明顯的附面層分離現(xiàn)象，前后壓差較小，整個翼型阻力較小。參考翼龍實現(xiàn)長距離飛行依靠的的獨特結(jié)構(gòu)的翼的縱向剖面形狀，并進(jìn)行了最終方案的氣動試驗驗證。風(fēng)洞吹風(fēng)結(jié)果與CFD的計算結(jié)果基本一致，完全滿足滑翔飛行對翼型的要求。
【權(quán)利要求】
1.一種具有高升阻比滑翔特性的仿翼龍翼型，其特征在于:翼型相對厚度為1.5%?3.75%，最大彎度位置為30%?36%，相對彎度為11%?15 %，最大厚度位置為3 %?4.5%,
上表面彎度曲線為:Y = -9.2088Χ 1(Γ4Χ4+0.0272Χ3_0.3609Χ2+1.2414Χ+0.2229 ；
下表面彎度曲線為:Y = 5.8585 X 1^4X4-0.0051Χ3_0.0898Χ2+0.8483Χ-0.2246。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的具有高升阻比滑翔特性的仿翼龍翼型，其特征在于翼型參數(shù)為:翼型為圓頭尖尾形，頭部前緣半徑為0.0694m,翼弦長為Im,弦向相對位置 上表面靜壓下表面靜壓上下靜壓差
(Pa)(Pa)(Pa)
. 01020001070005000
. 0.18380010900025200
. 0.24040011100070600
. 0.34960011400064400
. 0.45870011700058300
. 0.57930011700037700
. 0.68150011400032500
. 0.78610011400027900
. 0.89300011100018000
. 0.99520010900013800
. 11020001070005000
. O
【文檔編號】B64C3/10GK104176234SQ201410406497
【公開日】2014年12月3日 申請日期:2014年8月19日 優(yōu)先權(quán)日:2014年8月19日
【發(fā)明者】趙成澤, 時圣波, 張柯, 李奧, 宋一凡, 胡寒棟, 朱政光, 戴存喜, 李可, 曹夢楠 申請人:西北工業(yè)大學(xué)