用于飞行器的翼型轮廓和使用所述翼型轮廓的空气动力学表面的制作方法

本发明涉及翼型轮廓。本发明还涉及具有这种翼型轮廓的机翼或螺旋桨叶片。本发明还涉及配备有所述机翼或所述螺旋桨叶片的飞行器。

背景技术：

1、诸如无人机(无人驾驶飞行器)的现代飞行器或者空中机动构思的发展越来越关注环境的影响。对于它们被广大公众接受以及认证要求的关键因素在于保持尽可能低的噪音水平。当谈及easa噪音水平要求时，请参阅icao附录16第一卷。每个国家航空管理局都使用easa表格45(用于飞行器——固定翼飞行器和旋翼飞行器)来发布噪音水平标准。存在许多方式来减少由飞行器产生的噪音，但是并非所有方式都适于在uas中实施。噪音的重要来源是推进元件和螺旋桨。可变桨距的螺旋桨通常用于民用航空和军用航空。然而，对于无人机而言，由于重量限制，这并不总是可行的。

技术实现思路

1、本发明的目的是减少从翼型发出的噪音。该目的通过独立权利要求的主题来实现。优选实施方式是从属权利要求的主题。

2、本发明提供了一种用于飞行器比如无人驾驶航空系统的翼型轮廓，该翼型轮廓构造成用于降低噪音水平，该翼型轮廓包括：

3、-前缘部分和后缘部分，该前缘部分和该后缘部分沿着翼弦方向间隔开；

4、-翼型形心，该翼型形心沿着翼弦方向布置在翼弦长度的40％至60％；以及

5、-上翼型表面和下翼型表面，该上翼型表面和该下翼型表面定形状成产生升力使得该升力的压力中心与翼型形心布置在相同的翼弦位置处或者使得该升力的压力中心沿着翼弦方向比翼弦形心更靠近后缘部分。

6、优选地，翼型形心沿着翼弦方向布置在翼弦长度的43％至55％、优选地45％至54％。

7、优选地，上翼型表面和下翼型表面定形状成使得升力的压力中心沿着翼弦方向布置在翼弦长度的40％至60％、优选地43％至55％、更优选地45％至54％。

8、优选地，上翼弦表面包括第一上弯曲部分，该第一上弯曲部分沿着翼弦方向布置在前缘部分与所述翼型形心之间，优选地布置在翼弦长度的20％至30％、更优选地布置在翼弦长度的20％至25％、更优选地布置在翼弦长度的21％至23％。

9、优选地，第一上弯曲部分的曲率半径的最大绝对值为翼弦长度的1.8倍至4.4倍，其中，曲率半径的最大绝对值优选地从翼型向外部分沿着翼展方向朝向翼型向内部分连续减小。

10、优选地，第一上弯曲部分沿着翼弦方向的位置是从曲率半径的最大绝对值的位置测量的。

11、优选地，第一上弯曲部分沿着翼弦方向的空间延伸部作为曲率半径的半最大值全宽度(fwhm)来测量。

12、优选地，第一上弯曲部分沿着翼弦方向的空间延伸部为15个百分点至22个百分点。

13、优选地，第一上弯曲部分沿着翼弦方向的空间延伸部从翼型向外部分沿着翼展方向朝向翼型向内部分连续增大。

14、优选地，上翼型表面包括第二上弯曲部分，该第二上弯曲部分沿着翼弦方向布置在翼型形心与后缘部分之间，优选地布置在翼弦长度的75％至85％、更优选地布置在翼弦长度的78％至82％、更优选地布置在翼弦长度的79％至80％。

15、优选地，第二上弯曲部分沿着翼弦方向的位置是从曲率半径的最大绝对值的位置测量的。

16、优选地，第二上弯曲部分沿着翼弦方向的空间延伸部作为曲率半径的半最大值全宽度(fwhm)来测量。

17、优选地，第二上弯曲部分沿着翼弦方向的空间延伸部为19个百分点至26个百分点。

18、优选地，第二上弯曲部分沿着翼弦方向的空间延伸部从翼型向外部分沿着翼展方向朝向翼型向内部分连续减小。

19、优选地，第二上弯曲部分的曲率半径的最大绝对值为翼弦长度的1.9倍至2.1倍，其中，曲率半径的最大绝对值优选地从翼型向外部分沿着翼展方向朝向翼型向内部分连续增大。

20、优选地，上翼型表面包括第三上弯曲部分，该第三上弯曲部分沿着翼弦方向布置在前缘部分与后缘部分之间，优选地布置在翼弦长度的45％至55％、更优选地布置在翼弦长度的49％至53％、更优选地布置在翼弦长度的50％至52％。

21、优选地，第三上弯曲部分沿着翼弦方向的位置是从曲率半径的最小绝对值的位置测量的。

22、优选地，第三上弯曲部分沿着翼弦方向的空间延伸部作为曲率半径的双倍最小值全宽度(fwdm)来测量。

23、优选地，第三上弯曲部分沿着翼弦方向的空间延伸部为36个百分点至40个百分点。

24、优选地，第三上弯曲部分沿着翼弦方向的空间延伸部从翼型向外部分沿着翼展方向朝向翼型向内部分连续减小。

25、优选地，第三上弯曲部分的曲率半径的最小绝对值为翼弦长度的0.5倍至0.8倍，其中，曲率半径的最小绝对值优选地从翼型向外部分沿着翼展方向朝向翼型向内部分连续减小。

26、优选地，下翼弦表面包括第一下平坦部分，该第一下平坦部分沿着翼弦方向布置在前缘部分与翼型形心之间，优选地布置在翼弦长度的25％至30％、更优选地布置在翼弦长度的25％至29％、更优选地布置在翼弦长度的25.5％至28.8％。

27、优选地，第一下平坦部分的曲率半径的最大绝对值超过翼弦长度的10倍。

28、优选地，第一下平坦部分沿着翼弦方向的位置是从下翼型表面的二阶导数的最靠近前缘部分的第一个零交叉点(zero crossing)的位置测量的。

29、优选地，第一下平坦部分沿着翼弦方向的空间延伸部作为曲率半径为翼弦长度的10倍处的全宽度来测量。

30、优选地，第一下平坦部分沿着翼弦方向的空间延伸部为8个百分点至30个百分点。

31、优选地，第一下平坦部分沿着翼弦方向的空间延伸部从翼型向外部分沿着翼展方向朝向翼型向内部分连续增大。

32、优选地，下翼型表面包括第二下平坦部分，该第二下平坦部分沿着翼弦方向布置在前缘部分与后缘部分之间，优选地布置在翼弦长度的35％至55％、更优选地布置在翼弦长度的36％至52％。

33、优选地，第二下平坦部分沿着翼弦方向的位置是从下翼型表面的二阶导数的最靠近后缘部分的第二个零交叉点的位置测量的。

34、优选地，第二下平坦部分沿着翼弦方向的空间延伸部作为曲率半径为翼弦长度的10倍处的全宽度来测量。

35、优选地，第二上弯曲部分沿着翼弦方向的空间延伸部为1个百分点至3个百分点。

36、优选地，第二下平坦部分沿着翼弦方向的空间延伸部从翼型向外部分沿着翼展方向朝向翼型向内部分连续减小。

37、优选地，下翼型表面包括下弯曲部分，该下弯曲部分沿着翼弦方向布置在翼型形心与后缘部分之间，优选地布置在翼弦长度的70％至80％、更优选地布置在翼弦长度的75％至79％、更优选地布置在翼弦长度的77％至78％。

38、优选地，下弯曲部分沿着翼弦方向的位置是从曲率半径的最小绝对值的位置测量的。

39、优选地，下弯曲部分沿着翼弦方向的空间延伸部作为曲率半径的双倍最小值全宽度(fwdm)来测量。

40、优选地，下弯曲部分沿着翼弦方向的空间延伸部为23个百分点至45个百分点。

41、优选地，下弯曲部分沿着翼弦方向的空间延伸部从翼型向外部分沿着翼展方向朝向翼型向内部分连续减小。

42、优选地，下弯曲部分的曲率半径的最小绝对值为翼弦长度的0.85倍至1.35倍，其中，曲率半径的最小绝对值优选地从翼型向外部分沿着翼展方向朝向翼型向内部分连续减小。

43、本发明提供了一种用于飞行器的机翼或螺旋桨叶片，该机翼或该螺旋桨叶片包括优选的翼型轮廓。

44、本发明提供一种用于飞行器的螺旋桨，该螺旋桨包括毂和至少一个优选的螺旋桨叶片，所述至少一个优选的螺旋桨叶片由毂支承。

45、本发明提供了一种飞行器、优选地为无人驾驶航空系统，该飞行器包括优选的机翼、螺旋桨叶片和/或螺旋桨。

46、本发明基于一种新型翼型类型的构思，该新型翼型类型由于其形状而能够以不需要用于改变俯仰的机构的方式使机翼或螺旋桨叶片扭转。先决条件可以包括无定形结构的材料或者在所有方向上具有相同的结构特征的材料。类似于哺乳动物海豚身体的翼型形状在被插入升力表面中时会产生升力，该翼型形状在空气动力载荷的作用下不仅会使翼型弯曲而且会使其扭转(类似于空气动力学调整)。

47、在常规翼型中，压力中心(cp)的位置距前缘约为沿着翼弦长度的25％。cp是翼型所产生的升力和阻力的施加点。

48、在空气动力学力的作用下，实际的机翼通常表现出不仅为层流而且还包括发生湍流的区域的流动。涡流和压降的一个来源(潜在的噪音源)是机翼/叶片梢部涡流。特别是对于具有高旋转速度(以及因此具有高梢部速度)的无人机螺旋桨而言，涡流分布可能是复杂的，并且这些涡流之间的相互作用也可能产生声学振动(噪音)。

49、在常规的机翼/叶片中，其前缘可以在空气动力学力的作用下发生弯曲和扭转；通常作为上仰效应，即前缘在空气动力学力的作用下上升。

50、气流还可能在翼型的顶部侧部上具有层流分离，其中，随后气流然后可以重新附着。这是涡流/再循环以及因此潜在噪音的另一来源。在顶部侧部上的气流于后缘处重新附着之后，存在再次分离的可能性，从而可能再次产生噪音影响。

51、在机翼设计和制造中存在克服扭转效应的技术解决方案。如果机翼围绕其弹性轴线过于灵活，则该机翼能够下俯，并且对气流的反作用是该气流重新附着在顶部侧部上，但是与底部侧部分离。因此，可能会发生颤振。为此，结构的主翼梁通常优选地定位在弹性轴线上或者朝向后缘定位在弹性轴线的后方。另一种传统构思是使用封闭式机翼结构(机翼盒——d形盒)。对于螺旋桨叶片而言，全金属或碳纤维增强塑料(cfrp)结构与封闭盒一起使用。

52、然而，这些已知的措施对于uas而言难以实施，并且在气流分离的情况下可能不足以有效地防止或减少噪音的产生。对于uas而言，螺旋桨通常由塑料(例如通过注射成型)、cfrp叠层或者有时甚至由木材制成。

53、如果以注射成型的螺旋桨作为参考，则其使用的是其形状并不总是符合降噪要求的层流翼型。层流分离气泡和涡流脱落是主要的关注领域，因为这些影响通常无法针对宽范围的流动速度容易地得到控制。随着流动速速(旋转流动速度以及竖向流动速度或水平流动速度)的变化，边界层发生变化并且涡流的产生也会发生变化。这是应当通过本文所提出的措施加以克服的噪音产生来源。

54、该构思基于一种新型翼型类型，其可以通过将翼型定形状成使得减少、延迟或者甚至防止后缘上的层流分离气泡和过早分离来克服这些缺陷。

55、翼型定形状成使得作为用于升力/法向力的施加点的压力中心(cp)更靠近后缘并且弹性轴线保持靠前。

56、由于这种布置，空气动力学载荷在翼型上产生使其前缘围绕弹性轴线下俯(俯冲效应)的扭矩。因此，翼型可以以较低的迎角操作或者保持准恒定的操作迎角。叶片/机翼的弯曲还会使其扭转，而无需任何额外的器件、比如俯仰控制机构。

57、为了在一定程度上测试这种效果，在数字风洞上进行模拟，以比较翼型在厚度、厚度位置和弯度(camber)方面的修改。

58、翼型性能因子——定义为升力系数除以阻力系数——用作用于比较的关键点。

59、还对cp在不同迎角(aoa)下相对于前缘的位置进行了比较。数字风洞模拟(xflr5&jyvafoil(eppler))示出，在5°的aoa下，气流在轮廓上主要为层流。积极效果是不会出现波动并且减少或消除了噪音的产生。

60、对摩擦因子系数进行分析，在区域a(距前缘位于翼弦长度的约10％至15％处)上，摩擦因子系数为负，因此可能会发生较小的分离，但是发现这不会影响上侧部上的流动，直到非常接近后缘为止。当使用javafoil(eppler代码)进行模拟时，相同的区域没有示出这种情况。

61、在低于1百万的雷诺数(re)下，区域b(后缘处)的分离对于每种翼型而言都是正常的。通常，用于无人机的螺旋桨在最大500000的re下操作。

62、翼型的形状使升力施加在压力中心上以围绕翼型形心、即围绕弹性轴线产生动量。如果这种力如在常规翼型中典型的那样作用在弹性轴线的前方，则会产生上仰动量。此时，特别是在较低的aoa、例如0.5°的aoa下，翼型的形状会使升力施加在弹性轴线的后方，使得产生下俯动量。在aoa高达约6°时，下俯效应会使aoa减小。在约6°的aoa下，升力施加在弹性轴线处，由此使翼型纯弯曲而没有扭转。

63、用于螺旋桨叶片的翼型系列包括以下范围内的厚度、厚度位置以及弯度的修改：

64、·厚度：8％至18％，最大性能cl/cd(32至70)在4°至6°的aoa下；

65、·厚度位置：40％至54％，最大性能cl/cd(35至75)在4°至5°的aoa下；以及

66、·弯度：6％至10％，最大性能cl/cd(55至80)在3°至5°的aoa下。

67、厚度、厚度位置以及弯度的变化对翼型的性能没有显著影响。在应用——如在螺旋桨叶片中——于整个跨度上需要不同的厚度、即在由毂支承的根部处较厚且在叶片梢部处较薄的情况下，这是有益的。

68、对于到来的气流在整个不同飞行阶段变化的应用，对最大性能相对于aoa的稳定性的需求甚至更大。例如，对于处于vtol和启动阶段的无人机而言，入射流的入射角较低，该入射角可达负角度。与常规的机械俯仰调节相比，本文所公开的翼型能够通过改变螺旋桨的旋转速度来使叶片俯仰。