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
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