翼型的几何参数及其发展.docx

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翼型的几何参数及其发展

翼型的几何参数和其发展

1、翼型的定义与研究发展

   在飞机的各种飞行状态下，机翼是飞机承受升力的主要部件，而立尾和平尾是飞机保持安定性和操纵性的气动部件。

一般飞机都有对称面，如果平行于对称面在机翼展向任意位置切一刀，切下来的机翼剖面称作为翼剖面或翼型。

翼型是机翼和尾翼成形重要组成部分，其直接影响到飞机的气动性能和飞行品质。

   通常飞机设计要求，机翼和尾翼的尽可能升力大、阻力小、并有小的零升俯仰力矩。

因此，对于不同的飞行速度，机翼的翼型形状是不同的。

   对于低亚声速飞机，为了提高升力系数，翼型形状为圆头尖尾形；

   对于高亚声速飞机，为了提高阻力发散Ma数，采用超临界翼型，其特点是前缘丰满、上翼面平坦、后缘向下凹；

   对于超声速飞机，为了减小激波阻力，采用尖头、尖尾形翼型。

   第一次最早的机翼是模仿风筝的，在骨架上张蒙布，基本上是平板。

在实践中发现弯板比平板好，能用于较大的迎角范围。

1903年莱特兄弟研制出薄而带正弯度的翼型。

儒可夫斯基的机翼理论出来之后，明确低速翼型应是圆头，应该有上下缘翼面。

圆头能适应于更大的迎角范围。

   一战期间，交战各国都在实践中摸索出一些性能很好的翼型。

如儒可夫斯基翼型、德国Gottingen翼型，英国的RAF翼型（RoyalAirForce英国空军；后改为RAE翼型---RoyalAircraftEstabilishment皇家飞机研究院），美国的Clark-Y。

三十年代以后，美国的NACA翼型（NationalAdvisoryCommitteeforAeronautics，后来为NASA，NationalAeronauticsandSpaceAdministration），前苏联的ЦАΓИ翼型（中央空气流体研究院）。

2、翼型的几何参数

   翼型的最前端点称为前缘点，最后端点称为后缘点。

前缘点也可定义为：

以后缘点为圆心，画一圆弧，此弧和翼型的相切点即是前缘点。

前后缘点的连线称为翼型的几何弦。

但对某些下表面大部分为直线的翼型，也将此直线定义为几何弦。

翼型前、后缘点之间的距离，称为翼型的弦长，用b表示，或者前、后缘在弦线上投影之间的距离。

   翼型上、下表面（上、下缘）曲线用弦线长度的相对坐标的函数表示。

   这里，y也是以弦长b为基准的相对值。

上下翼面之间的距离用

   翼型的厚度定义为      

   例如，c=9%，说明翼型厚度为弦长的9%。

   上下缘中点的连线称为翼型中弧线。

如果中弧线是一条直线（与弦线合一），这个翼型是对称翼型。

如果中弧线是曲线，就说此翼型有弯度。

弯度的大小用中弧线上最高点的y向坐标来表示。

此值通常也是相对弦长表示的。

   最大弯度的位置表示为

。

NACA4412

   此外，翼型的前缘是圆的，要很精确地画出前缘附近的翼型曲线，通常得给出前缘半径。

这个与前缘相切的圆，其圆心在中弧线前缘点的切线上。

翼型上下表面在后缘处切线间的夹角称为后缘角。

   在对称翼型的情况下，中弧线的纵坐标为零，所对应的翼型曲线分布用yt表示，也称为翼型的厚度分布。

即

对于一般有弯度翼型，其上下缘曲线坐标表示为

3、NACA翼型编号

   美国国家航空咨询委员会（缩写为NACA，现在NASA）在二十世纪三十年代后期，对翼型的性能作了系统的研究，提出了NACA四位数翼族和五位数翼族。

他们对翼型做了系统研究之后发现：

（1）如果翼型不太厚，翼型的厚度和弯度作用可以分开来考虑；

（2）各国从经验上获得的良好翼型，如将弯度改直，即改成对称翼型，且折算成同一相对厚度的话，其厚度分布几乎是不谋而合的。

由此提出当时认为是最佳的翼型厚度分布作为NACA翼型族的厚度分布。

即

前缘半径为

中弧线取两段抛物线，在中弧线最高点二者相切。

式中，p为中弧线最高点的纵坐标，p为弧线最高点的弦向位置。

中弧线最高点的高度f（即弯度）和该点的弦向位置都是人为规定的。

给f和p和厚度c以一系列的值便得翼型族。

NACA四位数翼族：

   其中第一位数代表f，是弦长的百分数；第二位数代表p，是弦长的十分数；最后两位数代表厚度，是弦长的百分数。

例如NACA0012是一个无弯度、厚12%的对称翼型。

有现成实验数据的NACA四位数翼族的翼型有6%、8%、9%、10%、12%、15%、18%、21%、24

   五位数翼族的厚度分布与四位数翼型相同。

不同的是中弧线。

具体的数码意义如下：

第一位数表示弯度，但不是一个直接的几何参数，而是通过设计升力系数来表达的，这个数乘以3/2就等于设计升力系数的十倍。

第二、第三两位数是2p，以弦长的百分数来表示。

最后两位数仍是百分厚度。

   例如NACA23012这种翼型，它的设计升力系数是

（2）×3/20=0.30；p=30/2,即中弧线最高点的弦向位置在15%弦长处，厚度仍为12%。

   一般情况下的五位数编号意义如下

   有现成实验数据的五位数翼族都是230-系列的，设计升力系数都是0.30，中弧线最高点的弦向位置p都在15%弦长处，厚度有12%、15%、18%、21%、24%五种。

其它改型的五位数翼型在此就不介绍了。

   此外还有层流翼型、超界翼型等。

层流翼型是为了减小湍流摩擦阻力而设计的，尽量使上翼面的顺压梯度区增大，减小逆压梯度区，减小湍流范围。

层流翼型的速度分布

NACA2412翼型的速度分布

不同翼型表面的层流流动范围

   超临界翼型的概念是美国NASA兰利研究中心的Whitcomb于1967年主要为了提高亚声速运输机阻力发散Ma数而提出来的。

普通翼型     超临界翼型