一种具有高升阻比滑翔特性的仿翼龙翼型

摘要

本发明公开了一种具有高升阻比滑翔特性的仿翼龙翼型,基于仿生学原理，通过仿生翼龙独特的翼的结构，研究翼龙的飞行特征和结构特征，探究翼型外形对于长距离飞行的技术支持，在气动实验的基础上，根据分析结果对翼型进行反复迭代设计、计算，最终确定翼型的外形参数；翼型相对厚度为1.5％～3.75％，最大弯度位置为30％～36％，相对弯度为11％～15％，最大厚度位置为3％～4.5％。采用参考点方法模拟出翼龙翼的二维形状，通过改变参考点的位置改变其气动特性，并从改变结果中总结规律。实验表明，翼型可实现飞行过程中滑翔段大的升阻比的优良特性，从而获得很强的续航能力和良好的飞行特性，实现长距离飞行的经济性和实用性。

说明书

技术领域

本发明涉及一种低速二维翼型，具体地说,涉及一种具有高升阻比滑翔特性 的仿翼龙翼型；属于航空应用技术领域。

背景技术

翼型在飞行器的气动外形设计中具有举足轻重的地位。为了提高飞行器的 气动性能，二维翼型的设计和优化方法一直被研究和应用，由此得到的优化翼 型在升阻比特性方面显著提高。

现有公开的技术文献《高升阻比翼型的设计》中,使用解析形状函数法和参 数化翼型表示初始翼型，将求解绕翼型流场的N-S方程解与优化方法相结合， 设计出的新翼型的升阻比特性有了很大的提高。在文献《基于响应面法的低速 翼型气动优化设计》中,将响应面方法应用于低速翼型优化设计中,进行了基于 RANS方程和自由转捩预测耦合求解的低速翼型气动优化设计，优化结果显示升 阻特性得到提高，且力矩满足约束要求。但设计出的二维翼型只是在原始翼型 上的改进，并没有提出具体的应用对象和特定的目标状态。

科罗拉多斯翼龙有能力一次性不间断飞行1万英里(约合1.6万公里)，支 撑其完成完美滑翔的正是其具有独特结构特点的翼，通过研究翼龙翼的生理特 征，模拟出翼的二维形状。

发明内容

为了避免现有技术存在的不足，本发明提出一种具有高升阻比滑翔特性的 仿翼龙翼型；基于仿生学原理，通过研究翼龙飞行时具有的飞行特征和生理结 构，采用参考点方法模拟出翼龙翼的二维形状，通过改变参考点的位置改变其 气动特性，并从改变结果中总结规律，反复的迭代计算，设计出能实现飞行器 在滑翔阶段零攻角下的大升阻比、强续航能力的滑翔机翼型，最终提高整个飞 行器的飞行性能。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是:翼型相对厚度为1.5％～ 3.75％，最大弯度位置为30％～36％，相对弯度为11％～15％，最大厚度位置为3％～ 4.5％，

上表面弯度曲线为:Y＝-9.2088×10^-4X⁴+0.0272X³-0.3609X²+1.2414X+0.2229；

下表面弯度曲线为:Y＝5.8585×10^-4X⁴-0.0051X³-0.0898X²+0.8483X-0.2246。

翼型参数为:翼型为圆头尖尾形，头部前缘半径为0.0694m,翼弦长为1m，

有益效果

本发明提出的一种具有高升阻比滑翔特性的仿翼龙翼型,基于仿生学原理， 通过仿生翼龙独特的翼的结构，研究翼龙的飞行特征和生理结构，探究翼型外 形对于长距离飞行的技术支持，在气动实验的基础上，根据分析结果对翼型进 行反复迭代设计、计算，最终确定翼型的外形参数；翼型相对厚度为1.5％～ 3.75％，最大弯度位置为30％～36％，相对弯度为11％～15％，最大厚度位置为3％～ 4.5％。采用参考点方法模拟出翼龙翼的二维形状，通过改变参考点的位置改变 其气动特性，并从改变结果中总结规律。实验表明，翼型可实现飞行过程中滑 翔段大的升阻比的优良特性，从而获得很强的续航能力和良好的飞行特性，实 现长距离飞行的经济性和实用性。

附图说明

下面结合附图和实施方式对本发明一种具有高升阻比滑翔特性的仿翼龙翼 型作进一步详细说明。

图1为本发明翼型设计的初始参考点模拟示意图。

图2为本发明翼型确定优化方法后数次优化的翼型外形图。

图3为本发明翼型示意图。

图4为本发明翼型的CFD升力计算结果图。

图5为本发明翼型的CFD阻力计算结果图。

具体实施方式

本实施例是一种具有高升阻比滑翔特性的仿翼龙翼型。

参阅图1～图5，本实施例翼型是基于仿生学原理，研究探索翼龙的飞行特 征，设计出应用于滑翔机的二维翼型，使其具有滑翔飞行中升阻比较大的飞行 特点，从而实现长距离巡航。

翼龙翼的生理特点包括支撑翼的每段骨骼的展向长度、骨骼之间的连接角 度、每段骨骼的质量和其所属部分的翼的弦长，同时包括翼的肌肉填充和翼膜、 软组织的质量。考虑到平均的气动问题，选取在滑翔状态时翼龙翼中间部分,即 尺骨桡骨部分的纵向剖面作为初始翼型，模拟出二维形状，在此基础上，进行 二维翼型的设计。

二维翼型的设计采用的方法包括对初始外形用参考点的方式进行描述、对 每个参考点的位置进行改变、对参考点处进行连续化处理，实现翼的外形的改 变，通过多次试验得到气动结果。试验得到气动结果包括气动计算流场的绘制、 CFD计算、气动结果分析。通过分析不断改变下的翼型的计算结果，反复迭代实 现结果的比较优化；总结设计优化规律。

结果的比较优化是根据翼型参考点位置改变得到的不同结果，总结规律， 确定翼型前、后缘的形状、翼的弦长、翼的弯度分布函数的翼型形状。利用气 动结果分析总结的规律，通过不断改变外形参考点位置，得到最终优化结果。 比较CFD的升力和阻力计算结果，可验证该方案具有升阻比大的特点，其值达 到了80。

本实施例中，翼的形状最终确定为圆头尖尾形，头部的前缘半径确定为 0.0694米,翼弦长为1米，翼型相对厚度为1.5％～3.75％，最大弯度位置为30％～ 36％，相对弯度为11％～15％，最大厚度位置为3％～4.5％，

上表面弯度曲线为:Y＝-9.2088×10^-4X⁴+0.0272X³-0.3609X²+1.2414X+0.2229；

下表面弯度曲线为:Y＝5.8585×10^-4X⁴-0.0051X³-0.0898X²+0.8483X-0.2246。 针对本实施例中的仿翼龙翼型进行实物制作，进而进行风洞试验，通过分析可 得:

在速度为170m/s，攻角为0度，高度为0时，翼型上下表面静压分布如下 表

分析静压分布结果:

上下表面压强差明显，最大的压强差可达70600Pa，在强大的上下压差作用 下，翼型可产生很大的升力，同时，翼型流场稳定，气流平滑，没有产生明显 的附面层分离现象，前后压差较小，整个翼型阻力较小。参考翼龙实现长距离 飞行依靠的的独特结构的翼的纵向剖面形状，并进行了最终方案的气动试验验 证。风洞吹风结果与CFD的计算结果基本一致，完全满足滑翔飞行对翼型的要 求。