翼型的几何参数及其发展教学文案

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。

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

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

NACA 2412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