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1、3.5 翼型的表达方式 翼型都有名称。 一般地，由研究者或研究机关的名字后面加上几位数字来表示。,以往，在翼型研究上有名的单位有： 德国的歌廷根(Gottingen)大学 英国皇家航空公司(Royal Aircraft Factory, RAF） 美国航空咨询委员会(National Advisory Committee for Aeronautics, NACA),例如，Go 623, RAF15, NACA4412 研究机关名后的数字，有的表示开发的顺序，有的表示翼型的几何学尺寸。有时还加上表示气动特性的数值。,通过对翼型的几何学分析，得知翼型的形状是由 (1)中弧线的形状，(2)最大翼厚
2、比，(3)厚度分布来决定的。 将这三个要素进行组合，就得到各种不同的翼型。,给出这些要素，将其合成的作图法如下： 如图，以前缘为原点，翼弦为 轴。在翼弦的垂直方向取 轴。 画中弧线 。在中弧线上的点的翼厚 在垂直方向上给出。,机翼上表面上的点 下表面上的点,以NACA 4位数的翼型为例。 中弧线由两条抛物线在最大弯度处相切而成 长度以翼弦长为作标准。中弧线的方程如下 这里 为最大弯度， 为最大翼厚比。,厚度分布为,以上的作图法，在翼型的研究开发中有用。 对于已经开发、公开的翼型，使用起来很不方便。 通常使用翼型坐标。,如图，翼弦坐标使用垂直于翼弦的直线，在上下表面的两个交点的坐标。以翼弦长10
3、0为标准。,翼型坐标和性能曲线一起公布。 设计师可以根据目的选择合适的翼型，用翼型坐标来制图。,表为种翼型的坐标,图为种翼型。,图为NACA 23012在各个升力系数时的压强分布曲线,NACA 23012为NACA翼型中被广泛使用的翼型。 NACA 64A218为低阻力翼型（层流翼型），用于YS-11型运输机。 Lissaman 7769为美国人Lissaman开发的人力飞机用翼型。,美国NACA于1929年着手大规模地、有组织地开发翼型。 作为成果，诞生了4位数系列翼型(4-digid series arifoil)，5位数系列翼型(5-digid series arifoil)，6系列翼型
4、(6 series airfoil)等高性能翼型。 而且，直至高雷诺数的实验数据都被公开，至今仍被航空机广泛使用。,3.5.1 NACA 4位数翼型 中弧线在最大弯度处相切，中弧线的形状由最大弯度的位置和大小来决定。 厚度分布由当时有名的Clark Y和Go 398派生出来。将厚度分布曲线在纵坐标方向放大或缩小。,翼型的形状由四位数字来表示：最大弯度、最大弯度位置、以及最大翼厚比。 翼弦长为100时，各数字的意义如图。,3.5.1 NACA 5位数翼型 4位数翼型有最大弯度位置在20，30，40，50，60，70的种。 从实验结果得知，最大弯度在25翼弦点之前，可以得到较高的最大升力系数。 于
5、是开发了最大弯度位置为5，10，15，20，25的翼型。,这种情况下，需对中弧线重新设定。在翼型前部用次曲线，后部用直线或反转的次曲线。,3.5. 3 NACA 6系列翼型 NACA以低阻力翼型为目标，于1939年完成了系列翼型，然后是系列，系列，直至系列。 这些翼型的基本对称翼（弯度为时翼型）的最小压强在机翼后部产生，被称为低阻力翼型(low-drag airfoil)或层流翼型(laminar airfoil)。,其中最成功的是系列，系列，系列。系列翼型现在广泛用于低速飞机的主翼，系列主要用于螺旋桨的翼型。,以NACA 65,3-218为例，来考虑系列翼型的数字的意义。 第一个数字为系列号
6、。 第二个数字表示基本对称翼最小压强点位置的1/10。 第三个数字表示 的上下范围的十倍数。 分号后的第一个数为设计升力系数 的十倍。 最后两位数字表示最大翼厚比。,低阻力翼型的设计升力系数附近的阻力特性,中弧线作如下弯曲：如变成没有厚度的薄翼，沿翼弦方向的载荷均匀分布，或在后部呈直线变化,3.6 翼型的气动特性 完全流体中机翼周围产生升力，但不产生阻力。 由于有空气粘性，所以有阻力。升力也受到粘性的影响（例如机翼的失速）。,翼型的气动特性随中弧线的形状，翼厚，厚度的分布而变化。 特别是弯度、翼厚的影响很大。 一般地，弯度越大升力系数越大。减小翼厚，阻力也随之减小。 即使是同样的翼型，随雷诺数
7、、气流的紊乱、翼表面的粗糙度的不同而改变特性。,翼型的性能 通过风洞实验对测定的升力、阻力、力矩进行无量纲化，用曲线来表示。 作用于维机翼的单位翼展上的阻力称为翼型阻力(profile drag)。,图为两种翼型的气动特性。由此来读取翼型的性质，判断与其他翼型的优劣。,翼型周围的流动是亚声速时，翼型的阻力包括摩擦阻力和形状阻力。,图为翼型周围的流线图。迎角小时，没有边界层的分离，尾流的宽度也很小，形状阻力小到可以忽略。,3.6.1 摩擦阻力系数 随着雷诺数的增加，边界层不能保持层流，达到一定的雷诺数时，从机翼后缘部分开始向湍流转捩。 这个雷诺数叫临界雷诺数(critical Reynolds
8、number) 增加雷诺数，转捩点向前缘移动。,图为湍流边界层和层流边界层内的速度分布。,图为平板的摩擦应力系数和机翼的最小阻力系数随雷诺数的变化。,平板的摩擦阻力系数随雷诺数的变化,各种翼型的最小阻力系数随雷诺数的变化。值得注意的是，图中的NACA 631-012的摩擦阻力系数很小。,原因是机翼表面的压强分布与普通翼型的不同。 普通翼型的最小压强点在前缘附近，而低阻力翼型的最小压强点在机翼后半部。前者的逆压强梯度促使边界层的转捩。,普通翼型与低阻力翼型的比较,层流翼型的阻力系数,3.6.2 翼型的失速 迎角大到一定程度，机翼上表面的边界层分离，后面带有大的尾流，机翼失速，阻力急剧增大。,翼型
9、的失速与机翼上表面的逆压强梯度关系关系密切。 逆压强梯度给边界层的影响有两条。,第一是边界层从翼表面分离的作用。 分离包括层流分离和湍流分离。层流边界层内，没有由于分子运动的混合，表面附近的低速部分难以向外侧的高速部分传递能量，所以比起湍流边界层容易产生分离。 反之，湍流边界层由于湍流混合，能量传递容易，所以产生分离比较难。,逆压强分布的第二个作用，是使层流边界层向湍流边界层转捩。 由于顺压强梯度（压强梯度为负）容易保持层流状态，翼型的最小压强点的上游一般是层流。 过了最小压强点，进入逆压强梯度区。在这个区域，分离和转捩哪个先发生，要看雷诺数和逆压强梯度的大小而定。,一般地，随着迎角的增加，在
10、低雷诺数下，转捩发生前，边界层首先分离。这叫做层流分离(laminar separation)，也叫前缘失速(nose stall)。一旦分离，边界层就不再附着于表面。,雷诺数大时，分离的边界层成为湍流边界层，再度附着于翼表面。 雷诺数进一步增大时，转捩发生于层流分离点之前。,各种翼型的最大升力系数随雷诺数的变化,翼型失速可分成三种类型 (1)后缘失速型 机翼上表面转捩为湍流，分离发生在后缘。随着迎角的增加，分离区域从后缘向前渐渐地扩大，最后全域性分离。,(2)前缘失速型 保持着层流，在前缘后面急速分离，不再附着于表面。 (3)薄翼失速型 在前缘后面边界层分离，而后再次附着。随着迎角的增加，附着点向后缘移动。附着点到达后缘之后，成为真正的失速状态。,用计算机画出表3.2的三个翼型的光滑曲线。附上程序或软件使用过程。,作业,
