各种不同的翼型介绍
飞机最重要的部分当然是机翼了，飞机能飞在空中全靠机翼的浮力，机翼的剖面称之为翼型，为了适应各种不同的需要，航空前辈们发展了各种不同的翼型，从适用超音速飞机到手掷滑翔机的翼型都有，100年来有相当多的单位及个人做有系统的研究，与模型有关的方面比较重要的发展机构及个人有：
１NACA：国家航空咨询委员会即美国太空总署﹝NASA﹞的前身，有一系列之翼型研究，比较有名的翼型是”四位数”翼型及”六位数”翼型，其中”六位数” 翼型是层流翼。
２易卜拉：易卜拉原先发展滑翔机翼型，后期改研发模型飞机翼型。
３渥特曼：渥特曼教授对现今真滑翔机翼型有重大贡献。
４哥庭根：德国一次大战后被禁止发展飞机，但滑翔机没在禁止之列，所以哥庭根大学对低速﹝低雷诺数﹞飞机翼型有一系列的研究，对遥控滑翔机及自由飞﹝无遥控﹞模型非常适用
５班奈狄克：匈牙利的班奈狄克翼型是专门针对自由飞模型，有很多翼型可供选择。
有些翼型有特殊的编号方式让你看了编号就大概知道其特性，如NACA2412，第一个数字2代表中弧线最大弧高是2%，第二个数字4代表最大弧高在前缘算起40%的位置，第三、四数字12代表最大厚度是弦长的12%，所以NACA0010，因第一、二个数字都是0，代表对称翼，最大厚度是弦长的10%，但要注意每家命名方式都不同，有些只是单纯的编号。因为翼型实在太多种类了，一般人如只知编号没有坐标也搞不清楚到底长什么样，所以在模型飞机界称呼翼型一般常分成以下几类：
１全对称翼：上下弧线均凸且对称。
２半对称翼：上下弧线均凸但不对称。
３克拉克Y翼：下弧线为一直线，其实应叫平凸翼，有很多其它平凸翼型，只是克拉克Y翼最有名，故把这类翼型都叫克拉克Y翼，但要注意克拉克Y翼也有好几种。
４S型翼：中弧线是一个平躺的S型，这类翼型因攻角改变时，压力中心较不变动，常用于无尾翼机。
５内凹翼：下弧线在翼弦在线，升力系数大，常见于早期飞机及牵引滑翔机，所有的鸟类除蜂鸟外都是这种翼型。
６其它特种翼型。
以上的分类只是一个粗糙的分类，在观察一个翼型的时候，最重要的是找出它的中弧线，然后再看它中弧线两旁厚度分布的情形，中弧线弯曲的方式、程度大至决定了翼型的特性，弧线越弯升力系数就越大，但一般来说光用眼睛看非常不可靠，克拉克Y翼的中弧线就比很多内凹翼还弯。
飞行中之阻力如何减少阻力是飞机设计的一大难题，飞行中飞机引擎的推力全部用来克服阻力，如果可以减少阻力则飞机可以飞得更快，不然可以把引擎
改小减少重量及耗油量，拿现代私人小飞机与一次大战战斗机相比，引擎大约都差不多一百多匹马力，现代私人小飞机光洁流线的机身相对于一次大战战斗机整架飞机一堆乱七八糟的支柱与张线，现代飞机速度几乎是它前辈的一倍，所以减少阻力是我们设计飞机时需时时刻刻要注意的，我们先要了解阻力如何产生，一架飞行中飞机阻力可分成四大类：
１磨擦阻力：空气分子与飞机磨擦产生的阻力，这是最容易理解的阻力但不很重要，只占总阻力的一小部分，当然为减少磨擦阻力还是尽量把飞机磨光。
２形状阻力：物体前后压力差引起的阻力，平常汽车广告所说的风阻系数就是指形状阻力系数，飞机做得越流线形，形状阻力就越小，尖锥状的物体形状阻力不见得最小，反而是有一点钝头的物体阻力小，读者如果有机会看到油轮船头水底下那部分，你会看到一个大头，高级滑翔机大部分也有一个大头，除了提供载人的空间外也是为了减少形状阻力。
３诱导阻小，只不过是一架小飞机，如像类似747这种大家伙起飞降落后，小飞机要隔一阵子才能起降，否则飞入这种涡流，后果不堪设想，这种阻力是因为涡流产力：机翼的翼端部因上下压力差，空气会从压力大往压力小的方向移动，部份空气不会规规矩矩往后移动，而从旁边往上翻，因而在两端产生涡流，因而产生阻力，这现象在飞行表演时，飞机翼端如有喷烟时可看得非常清楚，你可以注意涡流旋转的方向是NASA的照片，可看见壮观的涡流，因为这种涡流延伸至水平尾翼时，从水平尾翼的观点气流是从上往下吹，因此会减小水平尾翼的攻角，也就是说水平尾翼的攻角实际会比较生，所以也称涡流阻力。
４寄生阻力：所有控制面的缝隙﹝如主翼后缘与副翼间﹞、主翼及尾翼与机身接合处、机身开孔处、机轮及轮架、拉杆等除本身的原有的阻力以外，另外衍生出来的阻力。一架飞机的总阻力就是以上四种阻力的总合，但飞机的阻力互相影响的，以上的分类只是让讨论方便而已，另外诱导阻力不只出现在翼端，其它舵面都会产生，只是翼端比较严重，磨擦阻力、形状阻力、寄生阻力与速度的平方成正比，速度越快阻力越大，诱导阻力则与速度的平方成反比，所以要减少阻力的话，无动力飞机重点在减少诱导阻力，高速飞机重点在减少形状阻力与寄生阻力。
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。 3、NACA翼型编号 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。 1、低速翼型绕流图画 低速圆头翼型在小迎角时，其绕流图画如下图示。总体流动特点是 （1）整个绕翼型的流动是无分离的附着流动，在物面上的边界层和翼型后缘的尾迹区很薄；（2）前驻点位于下翼面距前缘点不远处，流经驻点的流线分成两部分，一部分从驻点起绕过前缘点经上翼面顺壁面流去，另一部分从驻点起经下翼面顺壁面流去，在后缘处流动平滑地汇合后下向流去。 （3）在上翼面近区的流体质点速度从前驻点的零值很快加速到最大值，然后逐渐减速。根据Bernoulli方程，压力分布是在驻点处压力最大，在最大速度点处压力最小，然后压力逐渐增大（过了最小压力点为逆压梯度区）。而在下翼面流体质点速度从驻点开始一直加速到后缘，但不是均加速的。
各种不同的翼型介绍
各种不同的翼型介绍 系统发布|人气:4517|2009-4-8 21:55:54 打印返回 [字体：大中小] 飞机最重要的部分当然是机翼了，飞机能飞在空中全靠机翼的浮力，机翼的剖面称之为翼型，为了适应各种不同的需要，航空前辈们发展了各种不同的翼型，从适用超音速飞机到手掷滑翔机的翼型都有，100年来有相当多的单位及个人做有系统的研究，与模型有关的方面比较重要的发展机构及个人有：１NACA：国家航空咨询委员会即美国太空总署﹝NASA﹞的前身，有一系列之翼型研究，比较有名的翼型是”四位数”翼型及”六位数”翼型，其中”六位数” 翼型是层流翼。 ２易卜拉：易卜拉原先发展滑翔机翼型，后期改研发模型飞机翼型。 ３渥特曼：渥特曼教授对现今真滑翔机翼型有重大贡献。 ４哥庭根：德国一次大战后被禁止发展飞机，但滑翔机没在禁止之列，所以哥庭根大学对低速﹝低雷诺数﹞飞机翼型有一系列的研究，对遥控滑翔机及自由飞﹝无遥控﹞模型非常适用 ５班奈狄克：匈牙利的班奈狄克翼型是专门针对自由飞模型，有很多翼型可供选择。 有些翼型有特殊的编号方式让你看了编号就大概知道其特性，如 NACA2412，第一个数字2代表中弧线最大弧高是2%，第二个数字4代表最
大弧高在前缘算起40%的位置，第三、四数字12代表最大厚度是弦长的12%，所以NACA0010，因第一、二个数字都是0，代表对称翼，最大厚度是弦长的10%，但要注意每家命名方式都不同，有些只是单纯的编号。因为翼型实在太多种类了，一般人如只知编号没有坐标也搞不清楚到底长什么样，所以在模型飞机界称呼翼型一般常分成以下几类： １全对称翼：上下弧线均凸且对称。 ２半对称翼：上下弧线均凸但不对称。 ３克拉克Y翼：下弧线为一直线，其实应叫平凸翼，有很多其它平凸翼型，只是克拉克Y翼最有名，故把这类翼型都叫克拉克Y翼，但要注意克拉克Y翼也有好几种。 ４S型翼：中弧线是一个平躺的S型，这类翼型因攻角改变时，压力中心较不变动，常用于无尾翼机。 ５内凹翼：下弧线在翼弦在线，升力系数大，常见于早期飞机及牵引滑翔机，所有的鸟类除蜂鸟外都是这种翼型。 ６其它特种翼型。 以上的分类只是一个粗糙的分类，在观察一个翼型的时候，最重要的是找出它的中弧线，然后再看它中弧线两旁厚度分布的情形，中弧线弯曲的方式、程
各种不同的翼型介绍 飞机最重要的部分当然是机翼了，飞机能飞在空中全靠机翼的浮力，机翼的剖面称之为翼型，为了适应各种不同的需要，航空前辈们发展了各种不同的翼型，从适用超音速飞机到手掷滑翔机的翼型都有，100年来有相当多的单位及个人做有系统的研究，与模型有关的方面比较重要的发展机构及个人有： １NACA：国家航空咨询委员会即美国太空总署﹝NASA﹞的前身，有一系列之翼型研究，比较有名的翼型是”四位数”翼型及”六位数”翼型，其中”六位数” 翼型是层流翼。 ２易卜拉：易卜拉原先发展滑翔机翼型，后期改研发模型飞机翼型。 ３渥特曼：渥特曼教授对现今真滑翔机翼型有重大贡献。 ４哥庭根：德国一次大战后被禁止发展飞机，但滑翔机没在禁止之列，所以哥庭根大学对低速﹝低雷诺数﹞飞机翼型有一系列的研究，对遥控滑翔机及自由飞﹝无遥控﹞模型非常适用 ５班奈狄克：匈牙利的班奈狄克翼型是专门针对自由飞模型，有很多翼型可供选择。 有些翼型有特殊的编号方式让你看了编号就大概知道其特性，如NACA2412，第一个数字2代表中弧线最大弧高是2%，第二个数字4代表最大弧高在前缘算起40%的位置，第三、四数字12代表最大厚度是弦长的12%，所以NACA0010，因第一、二个数字都是0，代表对称翼，最大厚度是弦长的10%，但要注意每家命名方式都不同，有些只是单纯的编号。因为翼型实在太多种类了，一般人如只知编号没有坐标也搞不清楚到底长什么样，所以在模型飞机界称呼翼型一般常分成以下几类： １全对称翼：上下弧线均凸且对称。 ２半对称翼：上下弧线均凸但不对称。 ３克拉克Y翼：下弧线为一直线，其实应叫平凸翼，有很多其它平凸翼型，只是克拉克Y翼最有名，故把这类翼型都叫克拉克Y翼，但要注意克拉克Y翼也有好几种。 ４S型翼：中弧线是一个平躺的S型，这类翼型因攻角改变时，压力中心较不变动，常用于无尾翼机。 ５内凹翼：下弧线在翼弦在线，升力系数大，常见于早期飞机及牵引滑翔机，所有的鸟类除蜂鸟外都是这种翼型。 ６其它特种翼型。 以上的分类只是一个粗糙的分类，在观察一个翼型的时候，最重要的是找出它的中弧线，然后再看它中弧线两旁厚度分布的情形，中弧线弯曲的方式、程度大至决定了翼型的特性，弧线越弯升力系数就越大，但一般来说光用眼睛看非常不可靠，克拉克Y翼的中弧线就比很多内凹翼还弯。 飞行中之阻力如何减少阻力是飞机设计的一大难题，飞行中飞机引擎的推力全部用来克服阻力，如果可以减少阻力则飞机可以飞得更快，不然可以把引擎
《空气动力学》课程实验指导书 翼型压强分布测量与气动特性分析实验 一、实验目的 1 熟悉测定物体表面压强分布的方法，用多管压力计测出水柱高度，利用伯努利方程计算出翼型表面压强分布。 2 测定给定迎角下，翼型上的压强分布，并用坐标法绘出翼型的压强系数分布图。 3 采用积分法计算翼型升力系数，并绘制不同实验段速度下的升力曲线。 4 掌握实验段风速与电流频率的校核方法。 二、实验仪器和设备 （1） 风洞：低速吸气式二元风洞。实验段为矩形截面，高0.3米，宽0.3米。实验风速 20,30,40V ∞=/m s 。实验段右侧壁面的静压孔可测量实验段气流静压p ∞，实验段气流的总压0p 为实验室的大气压a p 。 表2.1 来流速度与电流频率的对应（参考） 表2.2 翼型测压点分布表 上表面 下表面 （2） 实验模型：NACA0012翼型，弦长0.12米，展长0.09米，安装于风洞两侧壁间。模
型表面开测压孔，前缘孔编号为0，上下翼面的其它孔的编号从前到后，依次为1、2、3 ……。（如表-2所示） （3） 多管压力计：压力计斜度90θ=，压力计标定系数 1.0K =。压力计左端第一测压管 通大气，为总压管，其液柱长度为I L ；左端第二测压管接风洞收缩段前的风洞入口侧壁静压孔，其液柱长度为IN L ；左端第三、四、五测压管接实验段右侧壁面的三个测压孔，取其液柱长度平均值为II L 。其余测压管分成两组，分别与上下翼面测压孔一一对应连接，并有编号，其液柱长度为i L 。这两组测压管间留一空管通大气，起分隔提示作用。 三、实验原理 测定物体表面压强分布的意义如下：首先，根据表面压强分布，可以知道物体表面上各部分的载荷分布，这是强度设计的基本数据；其次，根据表面压强分布，可以了解气流绕过物体时的物理特性，如何判断激波，分离点位置等。在某些风洞中（例如在二维风洞中，模型紧夹在两壁间，不便于装置天平），全靠压强分布来间接推算出作用在机翼上的升力或力矩。 测定压强分布的模型构造如下：在物体表面上各测点垂直钻一小孔，小孔底与埋置在模型内部的细金属管相通，小管的一端伸出物体外（见图1），然后再通过细橡皮管与多管压力计上各支管相接，各测压孔与多管压力计上各支管都编有号码，于是根据各支管内的液面升降高度，立刻就可判断出各测点的压强分布。多管压力计的原理与普通压力计相同，都是基于连通器原理，只是把多个管子装在同一架子上而已，这样就可同时观察多点的压强分布情况，为了提高量度的准确性，排管架的倾斜度可任意改变。 图3.1 接多管压力计上各相应支管 图3.2 实验安装示意图
风力机的翼型与叶片外形设计简介 摘要 关键词：风力机，翼型，叶片 Introduction to aerofoil and blade shape design for wind turbine Abstract Keywords: 引言 叶片是风力机重要的能量转换部件，其设计和制造直接影响风力机发电机组的高效安全运行。风力机的运行效率直接与叶片的空气动力设计有关，包括叶片长度、翼型、沿纵向翼型的分布和安装角。 1、翼型与叶片外形设计的重要性 2、叶片外形设计的大概过程，强调叶片外形设计时翼型的前提作用 3、给出论文的框架 1.1 风力机翼型设计 1.1.1风力机翼型设计发展过程及特点 讲清与飞机翼型的区别 翼型空气动力特性的好坏直接影响风力机的性能，翼型的形状也影响叶片的主体结构形式。在风力机叶片翼型参数的设计过程中，各个参数的变化都会对其他参数的设计产生影响。在设计中本着能够使单位叶素有最大的功率利用系数的原则，来选择翼型参数。 在20世纪七八十年代的风力机设计过程中，很多风力机直接采用了NACA系列中的航空翼型。但风力机的工作条件和飞机有较大的区别，一方面风力机叶片工作时，其攻角变化
范围大；另一方面风力机叶片设计要考虑低雷诺数的影响，风力机和飞机工作的雷诺数范围有所不同，其影响将就也不完全一样，过去在小型风力机设计中考虑雷诺数较少而是直接选 用，以翼弦为特征长度的雷诺数在风轮径向方向是变化的，在大型叶片设计中必须给以考虑。设计实践表明，使用航空翼型虽然可以得到很高的升阻比，但是在低雷诺数环境下，航空翼型易于发生泡式分离，从而使升阻比特性恶化。另外，航空翼型对表面粗糙度比较敏感，在翼型几何形状由于灰尘、结冰等原因发生变化时，翼型的气动特性往往也会迅速恶化，从而不适于直接作为风力机叶片翼型使用。 因此，选择翼型常根据以下原则：对低速风轮，由于叶片数较多，不需要特殊的翼型升阻比；对于高速风轮，叶片数较少，应选择在很宽的风速范围内具有较高的升阻比和平稳失速特性的翼型，对粗糙度不敏感，以便获得较高的功率系数；另外要求翼型的气动噪声低。 1.1.2风力机翼型分类 按风机发电量，按不同实验室; 不同类型的风力发电机对翼型的不同要求 1.1.3风力机翼型设计方法简要介绍 1.1.4风力机翼型小结 创新点在于：对于不同类型的风机翼型应该怎么样选取，在一个叶片上不同翼型的分布。 1.2 叶片外形设计 从轮毂中心到叶尖不同位置处，翼型的选择 从轮毂中心到叶尖不同位置处，相应翼型的弦长长度公式 从轮毂中心到叶尖不同位置处，相应翼型的攻角 失速型叶片与变桨型叶片的区别（安装角的问题） 陆上风机叶片与海上风机叶片的区别 MW风机与小型风机叶片的区别 1.3 金风750KW与1.5MW的翼型与叶片外形特点 提出目前叶片所存在问题
机翼 机翼是模型飞机产生升力的主要部件。模型飞机性能的好坏往往决定于机翼的好坏，良好的机翼应该能产生很大的升力和很小的阻力，并有足够的强度和刚性，不容易变形而且容易制作。决定机翼产生升力大小的因素很多，与机翼面积、速度等直接有关，不过这些因素往往不能够或不便于改变，譬如空气密度，我们不能改变；机翼两积、通常受到比赛规则的限制；飞行速度不容易控制，而且对竞时的模型飞机来说，速度愈小愈好。这样一来，要想增大升力只能从增大升力系数着想了。在减小机翼阻力方面也是这样，主要是设法减小机翼产生的阻力系数。决定机翼升力系数及阻力系数的是机翼截面形状(即翼型)、机翼平面形状和当时的迎角。好的翼型能够在同样的迎角下有较大的升力系数和较小的阻力系数，这两种系数的比值(称升阻比)可达到18以上。 一、翼型 翼型就是机翼的截面形状。 现代模型飞机所用的翼型一般 可分为六类：平凸型、对称 型、凹凸型、双凸型、S型和 特种型，如图3-1所示。这六 种翼型各有各的特点，每种翼 型一般能符合某几种模型飞机 的要求。 翼型各部分的名称如图3-2所示。其中影响翼型性能最大的是中弧线(或中线)的形状、翼型的厚度和翼型厚度的分布。中弧 线是翼型上弧线与下 弧线之间的距离中点 的连线。如果中弧线 是一根直线与翼弦重 合，那就表示这个翼 型上表面和下表面的 弯曲情况完全一样， 这种翼型称为对称翼 型。普通翼型中弧线 总是向上弯的，S翼 型的中弧线成横放的S形。 要表示翼型的厚度、中弧线的弯曲度和翼型最高点在什么地方等通常不用长度计算，因为各种大小不同的飞机都可以用同样的翼型。翼型形状如用具体长度表示，在设计计算时很不方便，现在的翼型资料对这些长度都用百分数表示，不用厘米或米来计算，基准长度是翼弦，例如翼型厚度是 1.2厘米，弦长10厘米，那么翼型厚度用(1.2/10)来表示，即翼型厚度是翼弦的12%。这样的表示方法很方便，不管用在大飞机或小飞机上，这种翼型的厚度始终是12%。大家只要牢记基准长度是弦长便可以很容易算出实际的翼型厚度来，此外计算前后距离也用百分数，也以弦长为基准，而且都是从前缘做出发点。例如，翼型最高点在30%弦长处，那就表示翼型最高的地方离前缘的距离等于全翼弦的30%。 下面我们分别把翼型的画法、性能的表示法和性能的计算等问题加以讨论。 (一)翼型的画法 适合于模型飞机上使用的翼型现在巳有一百多种，每种翼型的形状都不相同。幸而每种翼型的形状都用同一办法(外形坐标表)表示，所以我们只要把翼型外形坐标表找到，这种翼型的形状便完全决定
超声速翼型和亚声速翼型的气 动特性 总负责：祝恺辰（071450704） 组员：辛宏宇(071450703)
超声速和亚声速翼型不同的主要原因是超声速翼型需承受激波阻力。 激波 超声速气体中的强压缩波。微扰动（如弱压缩波）的叠加而形成的强间断，带有很强的非线性效应。 经过激波，气体的压强、密度、温度都会突然升高，流速则突然下降。压强的跃升产生可闻的爆响。如飞机在较低的空域中作超音速飞行时，地面上的人可以听见这种响声，即所谓音爆。理想气体的激波没有厚度，是数学意义的不连续面。实际气体有粘性和传热性，这种物理性质使激波成为连续式的，不过其过程仍十分急骤。因此，实
际激波是有厚度的，但数值十分微小，只有气体分子自由程的某个倍数，波前的相对超音速马赫数越大，厚度值越小。 一、超音速薄翼型 翼型作亚声速运动和超声速运动时，对气流的扰动有很大不同 根据动量定律，向前流出的气体将给翼型一个像后的反作用力，它有一个阻力分量；而从控制面向后流出的气流对翼型有一个推力分量；同理，向前流入控制面的气流将给翼型一个阻力分量。而向后流入控制面的气流将给翼型一个阻力分量。从控制面垂直进出的流动不会是翼使翼型承受阻力或是推力。这样，在无粘性流体中作亚胜诉流亚声速扰动无界 原子弹爆炸形成的蘑菇云也是一种激波 超声速扰动限于前马赫锥后，前半部压缩，后 半部膨胀，扰动均沿着波德传播方向即垂直于马赫波
动的翼型不承受阻力（推力与阻力相消），而超声速翼型将承受阻力，这种与马赫波传播有关的阻力称为波阻。 超声速流动中，绕流物体产生的激波阻力大小与物体头波钝度有着密切的关系。由于钝物的绕流将产生离体激波，激波阻力大；而尖头体的绕流将产生附体激波，激波阻力小。 因此，对于超声速翼型，前缘最好作成尖的，如菱形、四边形、双弧形。但是对于超声速飞机，总是要经历起飞和着陆的低速阶段，尖头翼型在低速绕流时，较小迎角下气流就要发生给力，是翼型的气动特性能变坏。为此，为了兼顾超声速飞机的低速特性，目前低超声速的翼型，其形状都采用小圆头的对称薄翼。
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。
叶片的空气动力学基础 在风力机基础知识一节中介绍过叶片的升力与阻力基本知识，本节将进一步介绍相关理论知识。在风力机基础知识一节中已作介绍的不再重复，仅介绍有关内容的提高部分。 常用叶片的翼型 由于平板叶片攻角略大就易产生气流分离，阻力增大；平板的强度也很低，所以正式的叶片截面都是流线型的，即使有一定厚度阻力也很小。图1是一幅常见翼型的几何参数图，该翼型的中弧线是一条向上弯曲的弧线，称这种翼型为不对称翼型或带弯度翼型,比较典型的带弯度翼型为美国的NACA4412。 图1--翼型的几何参数 当弯度等于0时，中弧线与弦线重合，称这种翼型为对称翼型，图2是一个对称翼型,比较典型的对称翼型为美国的NACA0012。
图2--对称翼型的几何参数 图3是一个性能较好的适合风力机的低阻翼型，是带弯度翼型，在水平轴风力机中应用较多。 图3--带弯度的低阻翼型 翼型的升力原理 有关翼型的升力原理解释有多种，归纳起来主要依据是基于牛顿定律的气流偏转产生反作用力与基于伯努利原理的气流速度不同产生压差两个原理，我们结合这两个原理对翼型的升力作通俗的解释。
带弯度翼型在攻角为0度时的升力与阻力 图4是一个带弯度翼型在攻角为0度时的流线图与压强分布图，左图是该翼型的流线图，由于翼型上下面不对称，气流在上下面的流动状态也不同。翼型上表面是凸起的，通道截面减小，气流的流速会加快，另一个原因是凸起的表面使翼型后面的气压有所减小，前后的压差使得气流速度加快，特别是翼型上表面前端流速较快。翼型下表面较平，多数气流基本是平稳流过，由于由于上表面前端高速气流产生低压的吸引，翼型前端气流都向上表面流去，造成靠下表面的气流通道加宽，导致靠近下表面的气流速度有所下降。这样流过上表面的气流速度要比下表面快，根据伯努利原理，流速快的地方压力比流速慢的地方压力小，也就是说翼型下方压力大于上方，压力差使翼型获得一个向上的力Fl，所以说带弯度翼型在攻角为0度时也会有升力。 图4--翼型在攻角为0度时的流线图与压强分布图图4右图是该翼型的压力分布图，图中翼型上部分浅绿色区域内的绿色箭头线是上表面的压力分布，箭头线的长短与方向表示该点的压力
数及其发展 与研究发展 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。 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。 亚声速飞机，为了提高升力系数，翼型形状为圆头尖尾形； 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； 声速飞机，为了减小激波阻力，采用尖头、尖尾形翼型。 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。 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RA ilishment 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，Nation
inistration ），前苏联的ЦАΓИ翼型（中央空气流体研究院）。 参数 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 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， 者前、后缘在弦线上投影之间的距离。 、下表面（上、下缘）曲线用弦线长度的相对坐标的函数表示。 y也是以弦长b为基准的相对值。上下翼面之间的距离用 厚度定义为 c =9%，说明翼型厚度为弦长的9%。 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。此值通常也是相对弦长表示的。
系统发布人气打印返回[字体：大中小] 飞机最重要地部分当然是机翼了，飞机能飞在空中全靠机翼地浮力，机翼地剖面称之为翼型，为了适应各种不同地需要，航空前辈们发展了各种不同地翼型，从适用超音速飞机到手掷滑翔机地翼型都有，年来有相当多地单位及个人做有系统地研究，与模型有关地方面比较重要地发展机构及个人有：文档来自于网络搜索 １：国家航空咨询委员会即美国太空总署﹝﹞地前身，有一系列之翼型研究，比较有名地翼型是”四位数”翼型及”六位数”翼型，其中”六位数” 翼型是层流翼. ２易卜拉：易卜拉原先发展滑翔机翼型，后期改研发模型飞机翼型. ３渥特曼：渥特曼教授对现今真滑翔机翼型有重大贡献. ４哥庭根：德国一次大战后被禁止发展飞机，但滑翔机没在禁止之列，所以哥庭根大学对低速﹝低雷诺数﹞飞机翼型有一系列地研究，对遥控滑翔机及自由飞﹝无遥控﹞模型非常适用 ５班奈狄克：匈牙利地班奈狄克翼型是专门针对自由飞模型，有很多翼型可供选择.文档来自于网络搜索 有些翼型有特殊地编号方式让你看了编号就大概知道其特性，如，第一个数字代表中弧线最大弧高是，第二个数字代表最大弧高在前缘算起地位置，第三、四数字代表最大厚度是弦长地，所以，因第一、二个数字都是，代表对称翼，最大厚度是弦长地，但要注意每家命名方式都不同，有些只是单纯地编号.因为翼型实在太多种类了，一般人如只知编号没有坐标也搞不清楚到底长什么样，所以在模型飞机界称呼翼型一般常分成以下几类：文档来自于网络搜索 １全对称翼：上下弧线均凸且对称. ２半对称翼：上下弧线均凸但不对称. ３克拉克翼：下弧线为一直线，其实应叫平凸翼，有很多其它平凸翼型，只是克拉克翼最有名，故把这类翼型都叫克拉克翼，但要注意克拉克翼也有好几种. ４型翼：中弧线是一个平躺地型，这类翼型因攻角改变时，压力中心较不变动，常用于无尾翼机. ５内凹翼：下弧线在翼弦在线，升力系数大，常见于早期飞机及牵引滑翔机，所有地鸟类除蜂鸟外都是这种翼型. ６其它特种翼型.文档来自于网络搜索 以上地分类只是一个粗糙地分类，在观察一个翼型地时候，最重要地是找出它地中弧线，然后再看它中弧线两旁厚度分布地情形，中弧线弯曲地方式、程度大至决定了翼型地特性，弧线越弯升力系数就越大，但一般来说光用眼睛看非常不可靠，克拉克翼地中弧线就比很多内凹翼还弯.文档来自于网络搜索 飞行中之阻力如何减少阻力是飞机设计地一大难题，飞行中飞机引擎地推力全部用来克服阻力，如果可以减少阻力则飞机可以飞得更快，不然可以把引擎改小减少重量及耗油量，拿现代私人小飞机与一次大战战斗机相比，引擎大约都差不多一百多匹马力，现代私人小飞机光洁流线地机身相对于一次大战战斗机整架飞机一堆乱七八糟地支柱与张线，现代飞机速度几乎是它前辈地一倍，所以减少阻力是我们设计飞机时需时时刻刻要注意地，我们先要了解阻力如何产生，一架飞行中飞机阻力可分成四大类：文档来自于网络搜索１磨擦阻力：空气分子与飞机磨擦产生地阻力，这是最容易理解地阻力但不很重要，只占总阻力地一小部分，当然为减少磨擦阻力还是尽量把飞机磨光. ２形状阻力：物体前后压力差引起地阻力，平常汽车广告所说地风阻系数就是指形状阻力系数，飞机做得越流线形，形状阻力就越小，尖锥状地物体形状阻力不见得最小，反而是有一点钝头地物体阻力小，读者如果有机会看到油轮船头水底下那部分，你会看到一个大头，
各种不同的翼型介绍 系统发布|人气:4517|2009-4-8 21:55:54 打印返回[字体：大中小] 飞机最重要的部分当然是机翼了，飞机能飞在空中全靠机翼的浮力，机翼的剖面称之为翼型，为了适应各种不同的需要，航空前辈们发展了各种不同的翼型，从适用超音速飞机到手掷滑翔机的翼型都有，100年来有相当多的单位及个人做有系统的研究，与模型有关的方面比较重要的发展机构及个人有： １NACA：国家航空咨询委员会即美国太空总署﹝NASA﹞的前身，有一系列之翼型研究，比较有名的翼型是”四位数”翼型及”六位数”翼型，其中”六位数” 翼型是层流翼。 ２易卜拉：易卜拉原先发展滑翔机翼型，后期改研发模型飞机翼型。 ３渥特曼：渥特曼教授对现今真滑翔机翼型有重大贡献。 ４哥庭根：德国一次大战后被禁止发展飞机，但滑翔机没在禁止之列，所以哥庭根大学对低速﹝低雷诺数﹞飞机翼型有一系列的研究，对遥控滑翔机及自由飞﹝无遥控﹞模型非常适用 ５班奈狄克：匈牙利的班奈狄克翼型是专门针对自由飞模型，有很多翼型可供选择。 有些翼型有特殊的编号方式让你看了编号就大概知道其特性，如NACA2412，第一个数字2代表中弧线最大弧高是2%，第二个数字4代表最大弧高在前缘算起40%的位置，第三、四数字12代表最大厚度是弦长的12%，所以NACA0010，因第一、二个数字都是0，代表对称翼，最大厚度是弦长的10%，但要注意每家命名方式都不同，有些只是单纯的编号。因为翼型实在太多种类了，一般人如只知编号没有坐标也搞不清楚到底长什么样，所以在模型飞机界称呼翼型一般常分成以下几类： １全对称翼：上下弧线均凸且对称。 ２半对称翼：上下弧线均凸但不对称。 ３克拉克Y翼：下弧线为一直线，其实应叫平凸翼，有很多其它平凸翼型，只是克拉克Y翼最有名，故把这类翼型都叫克拉克Y翼，但要注意克拉克Y翼也有好几种。 ４S型翼：中弧线是一个平躺的S型，这类翼型因攻角改变时，压力中心较不变动，常用于无尾翼机。 ５内凹翼：下弧线在翼弦在线，升力系数大，常见于早期飞机及牵引滑翔机，所有的鸟类除蜂鸟外都是这种翼型。 ６其它特种翼型。 以上的分类只是一个粗糙的分类，在观察一个翼型的时候，最重要的是找出它的中弧线，然后再看它中弧线两旁厚度分布的情形，中弧线弯曲的方式、程度大至决定了翼型的特性，
小展弦比机翼的低速气动特性 通常把的机翼称为小展弦比机翼。由于超声速飞行时小展弦比机翼具有低波阻的特性，所以这种机翼常用于战术导弹和超声速歼击机。其基本形状有：矩形、三角形、切角三角形、双三角形等。通常用锐缘无弯扭对称薄翼。 1、小展弦比机翼的绕流特点对圆角的薄翼，在小迎角下绕流为附着流，在前缘存在前 缘吸力。对于小展弦比机翼，只有在3-40下，才出现附着绕流而在更大迎角下，下翼 面高压气流绕过侧缘流向上表面，必定会在侧缘产生分离，在上翼面形成脱体涡。如下 图所示。这些脱体涡的出现将对上翼面产生更大的负压，从而造成更大的升力。这个升 力常称为涡升力。 造成小展弦比机翼的升力特性曲线为非线性的。如图所示。 2、前缘吸力比拟法（Polhamus，1966） 小展弦比锐缘三角翼，在较大迎角工作时，由于翼面上存在拖向后方的脱体涡，使升力特性曲线出现明显的非线性特征。大展弦比附着流的方法不适应，“前缘吸力比法”是专为这种小展弦比机翼提出的。 该方法的基本思路是：将存在拖体涡的翼面中总升力人为分解为：位流升力和涡流升力两部分之和。对于升力系数而言，有
其中，CLp为势流升力系数，CLv为涡流升力系数。 与小迎角下线化小扰动势流升力是不同的。 小展弦比锐缘三角翼在较大迎角下的势流升力L p 前者气流绕过机翼时未发生分离，存在前缘吸力，其势流升力包括法向力和前缘吸力的贡献；后者气流绕过机翼时出现分离，前缘吸力丧失，但分离流在上表面再附，其势流升力仅有是法向力在垂直于来流方向的投影。 根据适当的理论推导，得到 为系数，对于小迎角的情况 其中K p 说明，K 为势流升力线斜率。 p 对于脱体涡产生的涡升力，与涡的位置、形状、强度等有关，理论计算较为困难。吸力比拟法假定：旋涡在翼面上产生的法向力与绕过圆前缘所产生的吸力大小相等，方向转900向上。（相当于用前缘吸力比拟了涡升力） 从物理上讲，这种比拟实际上是设想当气流在前缘分离并再附于机翼上表面时，为了保持绕分离涡的流动平衡所需要的力与势流中前缘保持附体绕流所产生的吸力相等。 根据前缘吸力比拟，因前缘分离涡造成的法向力增量与前缘吸力相等。而涡升力等于该法向力增量在垂直于来流方向的投影。 由此导出
叶片的空气动力学基础
叶片的空气动力学基础 在风力机基础知识一节中介绍过叶片的升力与阻力基本知识，本节将进一步介绍相关理论知识。在风力机基础知识一节中已作介绍的不再重复，仅介绍有关内容的提高部分。 常用叶片的翼型 由于平板叶片攻角略大就易产生气流分离，阻力增大；平板的强度也很低，所以正式的叶片截面都是流线型的，即使有一定厚度阻力也很小。图1是一幅常见翼型的几何参数图，该翼型的中弧线是一条向上弯曲的弧线，称这种翼型为不对称翼型或带弯度翼型,比较典型的带弯度翼型为美国的NACA4412。 图1--翼型的几何参数 当弯度等于0时，中弧线与弦线重合，称这种翼型为对称翼型，图2是一个对称翼型,比较典型的对称翼型为美国的NACA0012。
图2--对称翼型的几何参数 图3是一个性能较好的适合风力机的低阻翼型，是带弯度翼型，在水平轴风力机中应用较多。 图3--带弯度的低阻翼型 翼型的升力原理 有关翼型的升力原理解释有多种，归纳起来主要依据是基于牛顿定律的气流偏转产生反作用力与基于伯努利原理的气流速度不同产生压差两个原理，我们结合这两个原理对翼型的升力作通俗的解释。
带弯度翼型在攻角为0度时的升力与阻力 图4是一个带弯度翼型在攻角为0度时的流线图与压强分布图，左图是该翼型的流线图，由于翼型上下面不对称，气流在上下面的流动状态也不同。翼型上表面是凸起的，通道截面减小，气流的流速会加快，另一个原因是凸起的表面使翼型后面的气压有所减小，前后的压差使得气流速度加快，特别是翼型上表面前端流速较快。翼型下表面较平，多数气流基本是平稳流过，由于由于上表面前端高速气流产生低压的吸引，翼型前端气流都向上表面流去，造成靠下表面的气流通道加宽，导致靠近下表面的气流速度有所下降。这样流过上表面的气流速度要比下表面快，根据伯努利原理，流速快的地方压力比流速慢的地方压力小，也就是说翼型下方压力大于上方，压力差使翼型获得一个向上的力Fl，所以说带弯度翼型在攻角为0度时也会有升力。 图4--翼型在攻角为0度时的流线图与压强分布图图4右图是该翼型的压力分布图，图中翼型上部分浅绿色区域内的绿色箭头线是上表面的压力分布，箭头线的长短与方向表示该点的压力
? [原创]飞行原理探密之迎角的奥密 飞行原理探密之迎角的奥密 在介绍飞机或直升机原理时一般的文章中都重在强调机翼的（截面）形状，这种上凸下平、前厚后薄的楔子状的机翼有利于升力的产生，原理我就不多说了，网上有的是，地球人都知道。我分析，这种形状的机翼主要是诱导气流按要求流动，能产生一定的升力，但支持飞机飞行的升力如果仅靠这点机翼形状产生的力是远远不够的，还要这个形状机翼在飞行中的状态，也就是迎角的作用。
不论是研究飞机还是直升机，我们在研究飞行时都要用到两个最主要的定律，一个是伯努利原理，一个是牛顿第三定律。伯努利原理是指运动或者流动的速度增加会导致流体压力的降低（丹尼尔?伯努利在1726年首先提出时的内容就是：在水流或气流里，如果速度小，压力就大，如果速度大，压力就小。），上凸下平、前厚后薄的楔子状的机翼的升力产生的原理正是用它来诠释。但这个原理是指流体在运动，流体物质本身就具有的相对的动能，而我们的飞机飞行是机翼在运动，空气是静止的（无风情况下），空气分子是“被迫”运动，空气在机翼上下面相对的“被”流动。所以我们不能完全照搬照抄伯努利原理，在分析飞机飞行的时候要有自己的头脑。我们看飞机在做特技表演时，有时会倒着飞，如果伯努利原理产生的升力太强的话，就很难保持倒着平飞了，会一头扎向地面。可结果不是这样，会在尾翼、各种舵的控制下保持飞行状态。
飞机等一大批科技是外国发明的，如果我们做死书呆子，没有批判地继承，那就会失去对未来的创新，只能是跟着走的小兄弟。我们感恩于规范的教育，使我们走捷径快速掌握知识，但又受限于规范的教育，因为它定势固化了我们的思维，成了我们前进路上的绊脚石，创新思维的枷锁。对于伯努利的原理，我们不要有太多的迷信，要有自己的思维。其实，我们对泊来品的迷信太多，比如喷气发动机，将来没有油的那一天，怎么办？ 牛顿第三定律是指无论何时一个物体对另一个物体施加力量，那么另一个物体也对这个物体施加力量，这个力的大小是相等的，而方向是相反的力，也就是作用力与反作用力，这在分析迎角时用得上。而我在分析飞行原理时还重点强调大气压力的作用。 我们可以看飞机的飞行，当在跑道上滑跑速度达到一定程度时，飞行员便操控飞机前轮抬起，这时机翼以一定的迎角进行滑跑，很快就会离地起飞，大大节省滑跑距离。我们还可以看看直升机的起飞，当要起飞时，驾驶员要调节桨距，使旋翼以一定的迎角旋转，这才能起飞。如果没有迎角，无论你怎么强调它的截面会产生升力，平直的旋翼转得再快直升机也很难垂直飞起来。
https://www.doczj.com/doc/4c4702606.html, 轴流风机机翼型叶片参数化建模方法 马静王振亚 同济大学汽车学院上海（201804） Email:basei@https://www.doczj.com/doc/4c4702606.html, 摘要：本文通过创建翼型模板，结合Matlab与UG软件,探讨了风机翼型叶片参数化建模的方法，给出了翼型中线为圆弧时的翼型坐标算法、各截面安装角和站位的处理方法以及Matlab实现程序。并提出了叶片在UG建模时应注意的问题。文中提出的方法，减少了风机建模的工作量，缩短了风机CFD前处理周期，提高了风机流场CFD分析计算的效率和质量。关键词：叶片；参数化设计；UG；Matlab 1. 前言 随着CFD技术的迅速发展，对风机流场计算分析的要求越来越多。风机仿真计算的前期工作量相当大，主要表现在机翼型叶片的建模，其中包括风机叶轮的机翼型叶片，机翼型前导流叶片和叶轮后的止旋片建模。通常在UG软件中输入大量的翼型坐标点是相当麻烦的，而使用*.dat文件导入这些数据的方法要方便的多，但是对不同的叶片计算截面采用*.dat文件手工导入翼型坐标点的工作量仍然非常大，并且修改起来也不方便。通过分析可知，叶片不同计算截面的翼型曲线是相似的，同种翼型只因弧长以及中线形状不同而不同，因此完全可以考虑采用参数化建模的设计方法。采用这种方法可以缩短建模时间，节省大量的工作量，且所建的模型也易于修改。因为在对风机流场进行CFD分析计算时改变风机叶片翼型是对风机模型的重大修改需要花费大量的时间，有了这种方法可以较轻松的完成修改。本文就是基于这种思想，介绍了用Matlab与UG两个软件结合进行风机叶片参数化建模的方法，本方法利用Matlab强大的数据处理能力处理翼型离散点[1]，用UG强大的三维曲面建模能力构建叶片复杂曲面。 2. 翼型离散点的参数化处理 2.1 翼型模板的建立 翼型模板的建立是实现参数化设计的第一步，建立翼型模板库是一个积累的过程，需要将每次用到的翼型和收集到的有价值的翼型参数通过手工输入，建立起翼型模板库，在进行风机叶片建模时就可以非常方便的从翼型模板库里直接调出所需要的翼型。 在Matlab中可以通过一个两列矩阵建立起翼型模板，第一列输入原始翼型的/x l值，第