第六章_二维翼型资料

§6.1 翼型的几何参数及其发展
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%。
§6.1 翼型的几何参数及其发展
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）。
x2
]
x p
式中，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。
§6.1 翼型的几何参数及其发展
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%
§6.1 翼型的几何参数及其发展
通常飞机设计要求，机翼和尾翼的升力尽可能大、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。
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。
yu
yu b
fu (x),yd
yd b
fd (x), x
x x
这里，y也是以弦长b为基准的相对值。上下翼面之间的距用
2 yt yu yd
翼型的厚度定义为
c max yu yd
例如，c =9%，说明翼型厚度为弦长的9%
§6.1 翼型的几何参数及其发展
§6.1 翼型的几何参数及其发展
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。
§6.1 翼型的几何参数及其发展
§6.1 翼型的几何参数及其发展
对于风力机叶片，主要有美国的NERL S系列、丹麦的RISO 系列、瑞典的FFA-W系列和荷兰的DU系列翼型。
一般风力机专用翼型要求有较大的升阻比，并且对粗糙度 不敏感。
§6.1 翼型的几何参数及其发展
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。
yt
c 0.2
(0.29690
x 0.12600x 0.35160x2 0.284303 0.10150x4 )
§6.1 翼型的几何参数及其发展
前缘半径为
r 1.1019c2
中弧线取两段抛物线，在中弧线最高点二者相切。
yf
f p2
(2
px
x2
)
x p
yf
f (1 p)2
[(1
2
p)
2
px
第 6 章 二维翼型
6.1 翼型的几何参数和翼型研究的发展简介 6.2 翼型的空气动力系数 6.3 低速翼型的低速气动特性概述 6.4 库塔-儒可夫斯基后缘条件及环量的确定 6.5 实用低速翼型的气动特性
§6.1 翼型的几何参数及其发展
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。
yt
Baidu Nhomakorabea
1 2
( yu
yd
), c
max(
yt ),
xc
xc b
§6.1 翼型的几何参数及其发展
§6.1 翼型的几何参数及其发展
3、NACA翼型编号
美国国家航空咨询委员会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
§6.1 翼型的几何参数及其发展
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
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。
yf
1 2 ( yu
yd ),
f
max(y f )
最大弯度的位置表示为 x f 。
§6.1 翼型的几何参数及其发展