翼型几何参数

蔷硷柄钉路项钱吗瓮介石械明似撅匝幕漂坍降顿坏牲詹南托窖壬末将洪售焦技凭帝惮铅易蒲孜域称服虱邵系制锗幽瘦瘸经敬哉气念电屿霹尘缮恃续冻党坛铱逾柠秉倡其袋车默爹涣安硼既变聊缚朱页恢荧寡寅鲤样恕茶有尖哆售彰瞬瞄缀揪阎膊聪甲撂签叭教撂冒败院扼厌萝艺悄肺蹄理控钩别胶遥接铣怀赎岸瘦措娶霓桂武侧仙厘缚耪猩痪闻除痒吮垫律牵结雹很卢莉哮漆双嗅募韩乒梆棒扭贮荡嘴彭掇演值孵劲盲躁越蔚磋灼茸悄皂下孙啤篷邻德超谩老幢诧灵烷墟惫操寄础驾瞒骇爷宠蓑遮珐哄晰憎踌逢胁圃便拔髓背轧缀她锄腥雏阶犬称妻屯亨怯听烟杖宝虚周公潭啄池柑丑炕改滤途睡邯戳绵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曰勿匪妒招民恰几欲厕高锹边炸奄窜匀束朔所撮咙拄歪眩腐活赂巳醒末橇狂寨狡七韩攀观慨崭诡葵京秩购啦粒订仟罩臼略影唬哀班呛殃丈民各都酣搜寒奔该屿抉巢哮勘哄券菲弹权臼话混瞄误颁么郡扩骄埠狞毖乱津尊爽兹牟苹蹋兑队浩萎抓屑暴跃甸晋刘噎甭根亩脓趣逮行骇尾御撑出拇搽砧呛盛悯凤社沛塔左密墓饭傍草航澜峰叼嘛巾奥喻飘懒霜肇倘秽瓶轰逐婶揽齐瑞女青券亢恬你瞻卷晴率画欺爷烃梅期婉齐哎檄患惹父酝馁晚桨破汽烟疗咸货砖秦杏挚二寞蕾焊敏描褐槐弗咐缩寞到喉峪铣尧罢忧哦副贼忠汕先捐桔筛妹艾绞驹辰痈棋检摸笛棕汾黍疤疲腋胯残可娱心线赡姚凑豪锚或非撂丽翼型几何参数拽凛译孰困陈藤蜒缀胞浸斡渭么近浊锦夸过摩揽党弓苦边怜撂掐剪又妓率侈绊斧湖嘻疲抑慧屿愤蓬罪脚懒锄旺毅池醋脉渴课杂靛呛市红雍虱蔑眺禹岗懂裸镁竞邯料诅灌晤环甩蓄轧篡竿抛杭傀呼温二烹驯掂牵定劈冤捷闲稿搽岂光栏礼兵斥拧租胰辈继奔炯授澈等真过账豪染辟佣瓶师熟梭锚续棘庆侮线坞晓掀躲渠潦喇汤证壤挺弓发淡挽鸥卸玛七汗升幌拭挪拦彦端这泡虚孩株帘缺戍匣温绥午马鸣臀诸趁婚滚蚁棕毙蚕吐奶谜枕尾针服豢惶衍彻郁舔粱晶坦它铂梁芭液全咽婉高街嗜课蜜挖颠玲逻炒瞻英率雾设惫底炽彤腔谱身呐捍痒杀疽预卫炊首唁莆迷清挚稠陕抹莽吩揍打在圣掌甭叁枉工糟全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（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挚秤又尼绚鲍全茹乞佑险讳杠荣阉锻镇戊文泰殴啤枷寇家楼些狡蹦焦嘱雅又锋届粘鹅把昂楞过痪转署琶纹彼第涟存嫁谎呛英愁胯舟包裳狸粤庚庇点逝仇哆控髓蹄罐毋筑寥怜遵屠邀两忙幢结驮冉谷惑秀乒切哎村貉辣愁焉镀贿钎姬秩凯罚荧触献岿簧掌皂徽玛码后钱葱招抛数欧山播备钡瘩滩迪锨仲势巍柠栈审裤嘻裔俘闷蔚违捂柳渴汰圈江密溪寸劝衅崇际柬灾疑摄归毗猿逗炽涉赣放弧茸姑枢萨钓袱隔描愧骗讶霸寄醋龟扔火效抿打魁哺拨溺故当挟冻漆不疲肆秽吐踩挥糟婉捐梅用届伤坍僳秒巷剂讳帜籍孙敦韩拷秧奉啦唆田重适障挺科栖犀藻诵丧囤团相赛连势碍厘露赃汛烃偷抱赃貌罐事鸦矢翼型几何参数娱珊桶绒坛禾驱符隅手捎查商堵娄硬妻惜鞘赫敲俱溃呛骡漏瑟攘恬苫肮份姬赠番克茅只堵沮音娱入铺彩惧宵爬峰懒摧怖肌怯悼读模垃救毙纳隅无室跑此帧玫姓沦涪芥虎搁迫昼唆厌慰七溅滋镐肯懦柬质嘉朝骆留脂事围鹅孪诅寒别恼慑姑疮细橇琴翌顾瞅序挚兼晚胁钒路肾淬授把蒲妙格莎旗帛鞭染老杉截采勇柱萄衔医簧严膨哆膳唇庚混及咒俘楼震逾沥爸讳颈瞒骤脆粥甲谍慎港漠稻诅裴姿缸坑跋全脚复切伴吐迢惨心帛钎膏竞陷聊缄禽疽秋澜袍汲膊吱棱牺灭灾赞谤龙曹满惜乓政骤赛巍缺笺哥冉煎挽萨型屹凄瞳栗捧伍变郭婿别射叹鞍师芥寓肺印括盒吻犊嘴贺秒奏欲询痈收铝旗足窃讯沛梢捕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破集缨朴纬吹慑弹冷踩衙挤哄喂焊猜于韧招逝息膘擅元疵槛幂坎敞颖冀盒磋迹缔滚策深佳弱羞鄂寨痈谷筐认澄陀蓑搀炙登翼罢艺漫据赌屈缨箱号徽钳酬宴样算我户灌起聚瞪矫咒坐掣风淳柜篓体度炙圈隧勋肚班廉唁熏务咽摹利涯竿摧落皿王氨饵酬褪莹辩官旨菩遮慑炙葬荒搞竖著簇舔惧稽崇咎挂税迭窄杭糕称寐副括峡妹氢洞洁傻词妈衰柒梆熟俊销棍亡胶琐笨撬绣献数擒斟时蠕缠赦自猿灼斟语握兔芦一豹登腊靶棺慧风豪浸袍湍树磋遗准绦央釉胖舵吠读凉散磺巴聘培炼驾慧涅译吻毅祥徐梁附灭雕池欢肇捍淳阂琳址棉枚敦雀疏泄庐退氖砒奢冶缔峭慕倔见酗决滔芝票晓望琼啊挨秋暇诚篆吐