專利名稱：鈍尾緣翼型的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種鈍尾緣翼型，確切地說屬于翼型設(shè)計、制造和應(yīng)用領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
目前的翼型，例如NACA系列、哥廷根(Gttingen)系列等都是尖尾緣翼型，它們都有相當(dāng)好的氣動性能，特別對于亞聲速或低速翼型而言。格尼(Gurney)襟翼的出現(xiàn)打破了這種局面，它對翼型性能產(chǎn)生了重要的影響，在一定條件下取得了一些好的結(jié)果。所謂格尼襟翼，即在翼型尾緣沿機(jī)翼或槳葉展向加裝一塊與其弦線垂直的適當(dāng)高度的小平板。研究表明格尼襟翼有效地改變了翼型吸力面和壓力面上的壓力分布，增加翼型的有效彎度，因而增加了流體繞流翼型的環(huán)量，明顯提高了翼型的升力系數(shù)，并且在高度適當(dāng)時，會使其升(力)阻(力)比有較大提高。但是，格尼襟翼在與翼型的連接及結(jié)構(gòu)強(qiáng)度上也會帶來新問題。實際上，格尼襟翼明顯阻礙了壓力面上的氣流流動，因此在升力增加的同時，其阻力也會有相當(dāng)大的增加。為了彌補(bǔ)格尼襟翼的這一缺陷，本發(fā)明將尖尾緣翼型改造成有一定尾緣厚度的鈍尾緣翼型，使亞聲速或低速翼型氣動性能得到很大的提高，而且對跨、超聲速翼型也可推廣應(yīng)用并改善其性能。此前有美國專利US4858852提出了一種“Divergent trailing-edge airfoil”，但是這種翼型的尾緣只能是發(fā)散的，而且只適用于跨聲速翼型。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是采用最簡單且容易實施的方法提高傳統(tǒng)的尖尾緣翼型的氣動性能，而不必進(jìn)行復(fù)雜而昂貴的翼型設(shè)計過程。對傳統(tǒng)翼型的吸力面保持不變，以保留原有翼型優(yōu)良的氣動性能，并將待改進(jìn)的尖尾緣翼型(即翼型原型)的壓力面尾緣加上適當(dāng)高度(0.5％-3.0％翼型弦長)的“格尼襟翼”，再將壓力面從某個弦長位置(60％-99％翼型弦長)開始以光滑曲線與襟翼的自由邊連接，從而構(gòu)成新的鈍尾緣翼型，該翼型的尾緣角可以是負(fù)的或正的，(-75°到+60°)即發(fā)散的或收斂的。
本發(fā)明的優(yōu)點是翼型的升力系數(shù)及升阻比明顯提高，翼型的失速迎角大大推遲；由于本發(fā)明的鈍尾緣翼型加大了尾緣區(qū)域及修改部位的翼型厚度，因而增加了機(jī)翼或槳葉的強(qiáng)度和剛性；實施簡單，成本低。


圖1為傳統(tǒng)尖尾緣翼型與本發(fā)明的鈍尾緣翼型比較示意圖。
圖2為圖1的局部放大示意圖。
圖3為傳統(tǒng)尖尾緣翼型與本發(fā)明鈍尾緣翼型的升力系數(shù)比較曲線。
圖4為本發(fā)明的鈍尾緣翼型相對于傳統(tǒng)尖尾緣翼型的升阻比提高百分比的曲線。
具體實施例方式
參照圖1，傳統(tǒng)尖尾緣翼型由前緣21、尾緣22、吸力面20和壓力面24組成，如圖1中的虛線所示，23為其弦線，弦線的長度叫翼型的弦長；而本發(fā)明翼型的吸力面30與傳統(tǒng)尖尾緣翼型的吸力面20相同，并由前緣21、鈍尾緣32、吸力面30和壓力面34組成，如圖1中的實線所示，23仍為其弦線，E點為傳統(tǒng)尖尾緣翼型壓力面24與本發(fā)明翼型的壓力面34的共同點，E點距前緣21的弦向距離可以在60％-99％弦長之間變化，在E點處，左右兩側(cè)壓力面的斜率相同。
參照圖2，為圖1的傳統(tǒng)尖尾緣翼型和本發(fā)明翼型的尾部局部放大示意圖。E點為傳統(tǒng)尖尾緣翼型24與本發(fā)明翼型的壓力面34的共同點，在E點之前，尖尾緣翼型的壓力面24與本發(fā)明翼型的壓力面34是共同的，E點距前緣21的弦向距離可以在60％-99％弦長之間變化，在E點處，左右兩側(cè)壓力面的斜率相同；32為本發(fā)明的鈍尾緣翼型的鈍尾緣，其厚度可以為0.5％-3.0％翼型弦長；33為本發(fā)明的鈍尾緣翼型的尾緣角，(即在尾緣處，翼型吸力面30的切線和壓力面34的切線之間的夾角)該尾緣角可以是負(fù)的或正的，從-75°到+60°，即可以是發(fā)散的，也可以是收斂的。
參照圖3，為在尾緣32的厚度為2％翼型弦長、E點位于距翼型前緣21為90％弦長時，在雷諾數(shù)為Re＝6.7×105條件下，傳統(tǒng)尖尾緣翼型與本發(fā)明翼型的升力系數(shù)隨迎角變化的比較曲線，可見本發(fā)明的鈍尾緣翼型的升力特性得到很大的提高，而且其失速迎角也大大推遲了。
參照圖4，為在尾緣32的厚度為2％弦長、E點位于距翼型前緣21為90％弦長時，且在迎角為2°，雷諾數(shù)為Re＝6.7×105條件下，傳統(tǒng)尖尾緣翼型與本發(fā)明翼型的升(力)阻(力)比提高百分比的曲線，可見本發(fā)明的鈍尾緣翼型的空氣動力特性得到很大的提高。
盡管本發(fā)明是就亞聲速或低速翼型而提出的，但是它的設(shè)計思想同樣適用于跨、超聲速的翼型。
權(quán)利要求
1.一種鈍尾緣翼型，由前緣(21)、吸力面(30)、壓力面(34)和鈍尾緣(32)組成，所述壓力面(34)上E點之前與傳統(tǒng)尖尾緣翼型壓力面(24)相同，吸力面(30)與傳統(tǒng)的尖尾緣翼型的吸力面(20)相同，其特征在于所述翼型的尾緣是有一定厚度的鈍尾緣(32)，其尾緣厚度在0.5％-3.0％的翼型弦長之間。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的鈍尾緣翼型，其特征在于從E點開始到鈍尾緣(32)用光滑曲線連接，E點距前緣(21)的弦向距離可以在60％-99％的翼型弦長之間變化；在E點處，左右兩側(cè)壓力面的斜率相同。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的鈍尾緣翼型，其特征在于鈍尾緣翼型的尾緣角(33)可以是負(fù)的，也可以是正的，從-75°到+60°，即可以是發(fā)散的，也可以是收斂的。
全文摘要
一種鈍尾緣翼型，保持了傳統(tǒng)的尖尾緣翼型的吸力面形狀，而將翼型的尾緣厚度加大至0.5％－3.0％翼型弦長，并從傳統(tǒng)的尖尾緣翼型壓力面上某點開始與鈍尾緣之間光滑連接，形成新的鈍尾緣翼型壓力面，從而在相同的條件下，使翼型的空氣動力特性得到明顯提高。本發(fā)明的優(yōu)點是翼型的升力系數(shù)及升阻比明顯提高，翼型的失速迎角大大推遲；由于本發(fā)明的鈍尾緣翼型加大了尾緣區(qū)域及修改部位的翼型厚度，因而增加了機(jī)翼或槳葉的強(qiáng)度和剛性；實施簡單，成本低。
文檔編號B64C3/14GK1843844SQ20061004647
公開日2006年10月11日 申請日期2006年4月29日 優(yōu)先權(quán)日2006年4月29日
發(fā)明者申振華 申請人:沈陽航空工業(yè)學(xué)院