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1、10申请公布号CN104118556A43申请公布日20141029CN104118556A21申请号201410386225522申请日20140807B64C3/10200601B64C3/3620060171申请人西北工业大学地址710072陕西省西安市友谊西路127号72发明人杨旭东张顺磊许建华宋文萍朱敏宋超宋笔锋安伟刚王海峰李育斌张玉刚74专利代理机构北京市盛峰律师事务所11337代理人席小东54发明名称一种极低雷诺数高升阻比低速特殊勺型翼型57摘要本发明提供一种极低雷诺数高升阻比低速特殊勺型翼型，60弦长之前的翼型厚度小，60弦长之后的翼型厚度大，形成“勺型”几何特征，且60弦长之。
2、前翼型的最大相对厚度是60弦长之后翼型最大相对厚度的66左右。翼型最大相对厚度位置位于77左右弦长处，翼型在40左右弦长处存在一个厚度变小区域，且翼型此处的最小相对厚度是翼型最大相对厚度的35左右。翼型前部厚度小，后部厚度大，使翼型具有更好的力矩特性。在104雷诺数下，层流分离泡小，翼型阻力大大减小，从而具有高升阻比及更优异的气动性能。51INTCL权利要求书2页说明书6页附图3页19中华人民共和国国家知识产权局12发明专利申请权利要求书2页说明书6页附图3页10申请公布号CN104118556ACN104118556A1/2页21一种极低雷诺数高升阻比低速特殊勺型翼型，其特征在于，所述特殊勺。
3、型翼型具有以下几何结构参数以翼型上下表面的连接点为坐标原点，以翼型弦长所在直线为X轴建立直角坐标系，则用C表示弦长；在第一位置点X1出现第一厚度峰值T1；其中，T1位于以下区间范围内C33C53；X1位于以下区间范围内C90C110；在第二位置点X2出现第二厚度峰值T2，T2也为翼型最大厚度；其中，T2位于以下区间范围内C55C75；X2位于以下区间范围内C757C777在第一位置点X1和第二位置点X2之间的第三位置点X3出现厚度谷值T3；其中，T3位于以下区间范围内T2345T2360；X3位于以下区间范围内C390C410。2根据权利要求1所述的极低雷诺数高升阻比低速特殊勺型翼型，其特征在。
4、于，T1C43；X1C100；T2C65；X2C767；T3T2354；X3C400。3根据权利要求1所述的极低雷诺数高升阻比低速特殊勺型翼型，其特征在于，还包括翼型最大弯度F位于以下区间范围内C35C45；最大相对弯度位于以下区间范围内C380C400。4根据权利要求3所述的极低雷诺数高升阻比低速特殊勺型翼型，其特征在于，翼型最大弯度FC41；最大相对弯度位于389弦长处。5根据权利要求1所述的极低雷诺数高升阻比低速特殊勺型翼型，其特征在于，还包括在从前缘到911弦长处的区域内，其翼型厚度变化率高于翼型其他区域厚度变化率。6根据权利要求5所述的极低雷诺数高升阻比低速特殊勺型翼型，其特征在于，。
5、在从前缘到10弦长处的区域内，其翼型厚度变化率高于翼型其他区域厚度变化率。7根据权利要求1所述的极低雷诺数高升阻比低速特殊勺型翼型，其特征在于，所述翼型上表面曲率变化率小于所述翼型下表面曲率变化率。8根据权利要求17任一项所述的极低雷诺数高升阻比低速特殊勺型翼型，其特征在于，所述翼型的上表面数据点坐标见表1；所述翼型的下表面数据点坐标见表2表1翼型上表面数据点权利要求书CN104118556A2/2页3表2翼型下表面数据点权利要求书CN104118556A1/6页4一种极低雷诺数高升阻比低速特殊勺型翼型技术领域0001本发明属于空气动力学技术领域，具体涉及一种极低雷诺数高升阻比低速特殊勺型翼型。
6、。背景技术0002高空飞行器以太阳能转化的电能为主要能源，多采用电驱动螺旋桨，工作在2030KM的高空范围内，其设计目标为实现长时间定点悬停或低速机动飞行。由于临近空间空气密度小，螺旋桨的前进速度较小，导致螺旋桨翼型基本处于极低雷诺数、马赫数006的特殊工况下；其中，极低雷诺数指104量级雷诺数。由此可见，如何提高104雷诺数下螺旋桨翼型升阻比，从而提高螺旋桨气动效率具有重要的实际意义和应用价值。0003常规低雷诺数翼型主要针对雷诺数大于105进行设计，采用常规翼型，当其处于极低雷诺数时，具有以下问题常规翼型表面层流分离现象严重，翼型升阻性能恶化剧烈，即低雷诺数时，翼型表面流动以层流为主，层流。
7、附面层不稳定，当其不能克服翼型表面逆压梯度时，流动发生分离，并转捩成湍流，之后发生湍流再附，形成层流分离泡。层流分离泡的出现导致翼型升力系数降低，阻力系数增加，极大地降低了翼型升阻比。因此，提高104雷诺数下翼型升阻比的关键在于，如何有效控制翼型低雷诺数下的层流分离泡，从而尽可能减小层流分离泡对低雷诺数翼型气动性能的影响。0004现有技术中，国内外对常规低雷诺数翼型的低雷诺数特性进行了一些理论和实验方面的研究。在国外，MUTILINJC等进行了经典低雷诺数翼型E387的低雷诺数层流分离泡研究，主要分析了低雷诺数下E387翼型的层流分离现象，并未解决104极低雷诺数下E387翼型升阻比低的问题；。
8、MICHAELSSELIG等通过风洞实验设计研究了大量的低雷诺数翼型，但这些翼型在雷诺数大于105时的性能更加优异，在104雷诺数下升阻比仍较低。在国内，针对低雷诺数翼型的研究，也主要集中在低雷诺数下翼型层流分离现象方面，刘沛清等开展了低雷诺数下翼型层流分离泡及吹吸气控制数值研究，使用流动控制的方式抑制常规翼型低雷诺数下的层流分离泡，从而提升翼型的低雷诺数性能。0005由此可见，目前针对低雷诺数翼型的研究，更多的集中在常规翼型在低雷诺数下的流动分离现象本身，并没有提出一种在低雷诺数下具有优异气动性能的新翼型，即无法从根本上解决如何提高104雷诺数下翼型升阻比，从而提高翼型气动性能的问题。发明内。
9、容0006针对现有技术存在的缺陷，本发明提供一种极低雷诺数高升阻比低速特殊勺型翼型，在104雷诺数下，层流分离泡小，翼型阻力大大减小，从而具有高升阻比及更优异的气动性能。0007本发明采用的技术方案如下0008本发明提供一种极低雷诺数高升阻比低速特殊勺型翼型，所述特殊勺型翼型具有以下几何结构参数说明书CN104118556A2/6页50009以翼型上下表面的连接点为坐标原点，以翼型弦长所在直线为X轴建立直角坐标系，则用C表示弦长；0010在第一位置点X1出现第一厚度峰值T1；其中，T1位于以下区间范围内C33C53；X1位于以下区间范围内C90C110；0011在第二位置点X2出现第二厚度峰值。
10、T2，T2也为翼型最大厚度；其中，T2位于以下区间范围内C55C75；X2位于以下区间范围内C757C7770012在第一位置点X1和第二位置点X2之间的第三位置点X3出现厚度谷值T3；其中，T3位于以下区间范围内T2345T2360；X3位于以下区间范围内C390C410。0013优选的，T1C43；X1C100；0014T2C65；X2C767；0015T3T2354；X3C400。0016优选的，还包括0017翼型最大弯度F位于以下区间范围内C35C45；最大相对弯度位于以下区间范围内C380C400。0018优选的，翼型最大弯度FC41；最大相对弯度位于389弦长处。0019优选的，还。
11、包括0020在从前缘到911弦长处的区域内，其翼型厚度变化率高于翼型其他区域厚度变化率。0021优选的，在从前缘到10弦长处的区域内，其翼型厚度变化率高于翼型其他区域厚度变化率。0022优选的，所述翼型上表面曲率变化率小于所述翼型下表面曲率变化率。0023优选的，所述翼型的上表面数据点坐标见表1；所述翼型的下表面数据点坐标见表20024表1翼型上表面数据点0025说明书CN104118556A3/6页60026表2翼型下表面数据点00270028说明书CN104118556A4/6页70029本发明提供的极低雷诺数高升阻比低速特殊勺型翼型，具有以下优点0030与常规低雷诺数翼型相比，在104雷。
12、诺数下，层流分离泡小，翼型阻力小，升阻比高，具有更优异的气动性能。附图说明0031图1为本发明提供的设计翼型的几何外形图；0032图2为本发明提供的设计翼型的厚度分布曲线图；0033图3为本发明提供的设计翼型的弯度分布曲线图；0034图4为常规低雷诺数翼型E387的几何外形图；0035图5为E387翼型厚度分布曲线图；0036图6为E387翼型弯度分布曲线图。具体实施方式0037以下结合附图对本发明进行详细说明0038本发明设计了一种适合104雷诺数下的低速极低雷诺数高升力翼型。此翼型的突出特点是60弦长之前的翼型厚度小，60弦长之后的翼型厚度大，形成“勺型”几何特征，且60弦长之前翼型的最大。
13、相对厚度是60弦长之后翼型最大相对厚度的66左右。翼型最大相对厚度位置位于77左右弦长处，翼型在40左右弦长处存在一个厚度变小区域，且翼型此处的最小相对厚度是翼型最大相对厚度的35左右。翼型前部厚度小，后部厚度大，使翼型具有更好的力矩特性。0039另外，翼型上表面平滑，曲率小，同时翼型整体弯度小，翼型最大弯度为4左右。同时翼型从前缘到10左右弦长范围内的弯度变化剧烈。0040基于上述设计原则，如图1所示，为本发明提供的设计翼型的几何外形图；如图4所示，为常规低雷诺数翼型E387的几何外形图；对比图1和图4，本发明设计翼型具有明显的“翼型前部厚度小，翼型后部厚度大”的几何特征，且翼型上表面平滑，。
14、下表面变化剧烈。0041如图2所示，为本发明提供的设计翼型的厚度分布曲线图；如图5所示，为E387翼型厚度分布曲线图；对比图2和图5可以看出，常规低雷诺数翼型仅有一个厚度峰值，最大厚度位置位于31弦长处，而本发明设计翼型存在两个厚度峰值，翼型前部的厚度峰值位于10弦长处，相对厚度为43；翼型后部厚度峰值是翼型最大厚度处，位于767弦长处，最大相对厚度为65，在两个厚度峰值之间，存在一个厚度变小区域，此区域的最小厚度位于40弦长处，最小相对厚度为23，翼型最小厚度为翼型最大厚度的354，此种厚度分布，既保证翼型具有较大的升阻比，又保证其有好的力矩特性。0042如图3所示，为本发明提供的设计翼型的。
15、弯度分布曲线图；如图6所示，为E387翼型弯度分布曲线图；对比图3和图6可以看出，常规翼型弯度变化平滑，本发明设计翼型最大相对弯度小，为41，最大相对弯度位置位于389弦长处，前缘弯度变化剧烈，从前缘到10弦长处的区域内翼型厚度变化快。0043对比计算了设计翼型和常规低雷诺数翼型E387的性能，计算状态马赫数为03，雷诺数为50000，为了比较两种翼型在相同升力系数下的升阻比特性，两者的计算攻角分别取为4和6。由表3给出的两个翼型的计算结果可以看出，在低速、低雷诺数条件下，当说明书CN104118556A5/6页8两种翼型升力系数一致时，本发明设计翼型的升阻比比常规低雷诺数翼型E387的升阻比。
16、高70左右。由此可见，本发明设计的翼型在低速极低雷诺数下具有更加优异的升阻特性。0044表3设计翼型与E387翼型性能对比0045翼型计算攻角力矩系数升力系数阻力系数升阻比设计翼型400447407750037232082E3876010023077500632612250046在低速、104雷诺数工况下，常规低雷诺翼型发生后缘分离，并在翼型后缘形成大的层流分离泡，大的层流分离泡导致翼型阻力急剧增加，从而导致翼型升阻比降低；而具有以上几何特征的本发明翼型，在翼型前缘发生层流分离，形成层流分离泡，并转捩为湍流，之后湍流再附，湍流附面层稳定性更强，不易发生流动分离，而且本发明翼型形成的层流分离泡比。
17、常规低雷诺数翼型形成的层流分离泡小，从而本发明翼型具有更小的翼型阻力和更大的翼型升阻比。0047表1和表2给出了设计翼型的点数据。0048表1设计翼型上表面数据点00490050表2设计翼型下表面数据点0051说明书CN104118556A6/6页90052以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视本发明的保护范围。说明书CN104118556A1/3页10图1图2说明书附图CN104118556A102/3页11图3图4说明书附图CN104118556A113/3页12图5图6说明书附图CN104118556A12。