[发明专利]一种后缘分离涡高升力高速层流翼型

说明书

一、技术领域

本发明涉及层流翼型的研究，具体是一种后缘分离涡高升力高速层流翼型。

二、背景技术

在现代商务客机的发展中，燃油问题日益得到重视，而减阻则是解决这一问题的 重要手段。特别对于现代宽机身大民航机，摩阻占到总阻力的40％左右，对于稍小的 民航机，摩阻在总阻力中的比例还要大，因此减小摩阻对改善飞机性能、降低成本都 具有重要意义。由于湍流的摩阻大于层流的摩阻，因此在减阻的各种方法中，层流翼 型的使用则是目前的一个重要研究方向。

虽然层流技术的探讨和研究有着悠久的历史，但是在工程实际中的应用却很少。 主要原因在于：常见的层流翼型设计中，为了保证翼型上较长的层流区，通常需要保 证翼型具有一定的顺压梯度或小的逆压梯度。具有一定逆压梯度的层流翼型，尾部压 力恢复较好，不会出现大的逆压梯度，不容易引起后缘分离，但是抗干扰能力较弱， 容易受到翼型表面粗糙度和噪音等因素的影响，使流动提前发生转捩，严重影响层流 翼型的气动性能；对于具有顺压梯度的层流翼型，由于顺亚梯度可以控制T-S波扰动 的增长，因此比较稳定，不容易受到干扰，但是翼型尾部的压力恢复，往往具有较大 的逆压梯度，会引起后缘分离的出现，而且随着迎角和马赫数的增加，后缘分离会快 速前移，使翼型的气动性能迅速下降。

因此，需要提出新的设计思想，使设计出的层流翼型具有高速稳定的特性，能够 满足于工程实际的需要。

三、发明内容：

为了克服传统层流翼型设计中的存在的由于翼型尾部具有较大的逆压梯度，导致 后缘分离的出现，并且随着迎角和马赫数的增加，后缘分离会快速前移，使翼型的气 动性能迅速下降的不足，本发明提出了一种后缘分离涡高升力高速层流翼型。

本发明的技术特征在于：

(1)翼型上表面保持较长的顺压梯度，一般顺压梯度保持到距前缘60％弦长附 近，以保证层流的稳定性。为了使顺压梯度保持在一个合适的范围内，翼型上表面保 持在正的小曲率，并逐渐减小；

(2)为了使翼型后缘压力恢复较为平缓，不至于产生大的分离区，在顺压梯度段 之后采用两个逆压梯度压力恢复段，为分离斜坡的设计创造条件，其曲率由前面的小 的正曲率变为小的负曲率；

(3)翼型后缘采用分离斜坡设计，使流动在后缘发生分离，为了使分离不会太大， 而影响翼型的阻力特性，因此，分离斜坡的位置距前缘95％弦长附近。由于分离斜坡 的作用，使分离不随迎角和马赫数向前发展，并且后缘分离涡增加绕翼型的环量，使 翼型具有高升力。

本发明提出了一类具有后缘分离涡高升力高速层流翼型，后缘的分离涡的出现， 支持了上表面较长顺压梯度的可能性，同时长顺压梯度可以让层流流动更加稳定，后 缘的分离涡引起环量的增加，提高了翼型的升力。

四、附图说明：

图1是基本压力分布形态图。

图2是基本翼型几何外形图。

图3是实施例的几何外形图。

图4是后缘分离涡高升力高速层流翼型的压力分布。

图5是后缘分离涡高升力高速层流翼型后缘的分离涡流线图。

图6给出了HSNLHF(1)-0213翼型的几何外形。

图7是HSNLHF(1)-0213翼型在马赫数0.69，迎角0度，雷诺数2.0×10⁶状态下的 压力分布。

图8是HSNLHF(1)-0213翼型和设计翼型的升力系数曲线比较图。

图9是HSNLHF(1)-0213翼型和设计翼型的升阻极曲线比较图。

图10是HSNLHF(1)-0213翼型和设计翼型的升阻比曲线比较图。其中：

A.小的正曲率段    B.小的负曲率段    C.分离斜坡，

A′.顺压梯度段    B′.逆压梯度段    C′.后缘分离区

五、具体实施方式：

本实施例是用于某机翼的层流翼型，其马赫数为0.69，迎角为0度，雷诺数为 2.0×10⁶。