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(Royal Air Force英国空军;后改为RAE翼型---Royal Aircraft Estabilishment 皇家飞机研究院),美国的Clark-Y。三十年代以后,美国的NACA翼型(National Advisory Committee for Aeronautics,后来为NASA,National Aeronautics and Space Administration ),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。
NACA 4412 |
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
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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及厚度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NACA 0012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NACA 23012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 |
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 |
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