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1、航模結(jié)構(gòu)與原理圖2-6翼型各部分的名稱翼型各部分的名稱如圖2-6所示。一般翼型的前端圓鈍，后端尖銳，下表面較平，呈魚側(cè)形。前端點叫做前緣，后端點叫做后緣，兩端點之間的連線叫做翼弦。其中影響翼型性能最大的是中弧線的形狀、翼型的厚度的分布。中弧線是翼型上弧線與下弧線之間的內(nèi)切圓圓心的連線。翼弦是指連接翼型中弧線前后端點的直線，它是翼型的一條基準線。翼型前緣半徑?jīng)Q定了翼型前部的“尖”或“鈍”，前緣半徑小，在大迎角下氣流容易分離，使模型飛機的穩(wěn)定性變壞；前緣半徑大對穩(wěn)定性有好處，但阻力又會增加。如果中弧線是一根直線，與翼弦重合，那就表示這翼型上表面和
2、下表面的彎曲情況完全一樣，這種翼型稱為對稱翼型。普通翼型的中弧線總是彎的，S翼型的中弧線是橫放的S型(圖2-7a)。翼型的厚度、中弧線的彎度、翼型最高點在什么地方等通常都是用翼弦長度的百分數(shù)來表示的。中弧線最大彎度用中弧線最高點到翼弦的距離來表示。中弧線最高點的翼弦的距離一般是翼弦長的4%~8%。中弧線最高點位置同機翼上表面邊界的特性有很大關(guān)系。競速模型飛機翼型的中弧線最高點到前緣的距離一般是翼弦的25%~50%。翼型的最大厚度是指上弧線同下弧線之間內(nèi)切圓的最大直徑，一般來說，厚度越大，阻力也越大。而且在低雷諾數(shù)情況下，機翼表面容易保持層流邊
3、界層。因此，競速模型要采用較薄的翼型。翼型最大厚度一般是翼弦的6%~8%。但是，線操縱特技模型飛機例外，它的翼型最大厚度可以達到翼弦的12%~18%。翼型最大厚度位置對機翼上表面邊界層特性也有很大影響。翼型命名：適合于模型飛機上使用的翼型現(xiàn)在已有百種以上，每種翼型的形狀都各不相同。為了確切地表示出每種翼型的形狀，現(xiàn)在都用外形座標表表示。如NACA2412，第一個數(shù)字2代表中弧線最大弧高是2%，第二個數(shù)字4代表最大弧高在前緣算起40%的點評回復舉報嘲笑的風幻影2000戰(zhàn)斗機串個門加好友打招呼發(fā)消息11#發(fā)表于2011-9-2413:27:42
4、
5、只看該作者位置，第三、四數(shù)字12代表最大厚度是弦長的12%，所以NACA0010，因第一、二個數(shù)字都是0，代表對稱翼，最大厚度是弦長的10%，但要注意每家命名方式都不同，有些只是單純的編號。因為翼型實在太多種類了，一般人如只知編號沒有座標也搞不清楚到底長什么樣，所以在模型飛機界稱呼翼型一般常分成以下幾類圖2-7翼型的分類1、全對稱翼：圖2-7b，上下弧線均凸且對稱。3D花樣特技模型直升機的旋翼模型就是這樣的。2、半對稱翼：圖2-7d，上下弧線均凸但不對稱。有的3D花樣特技模型直升機的旋翼模型也是這樣的。3、克拉克Y翼：圖2-7a，下弧線為一直
6、線，其實應叫平凸翼，有很多其他平凸翼型，只是克拉克Y翼最有名，故把這類翼型都叫克拉克Y翼，但要注意克拉克Y翼也有好幾種。4、S型翼：圖2-7e，中弧線是一個平躺的S型，這類翼型因攻角改變時，壓力中心較不變動，常用于無尾翼機。5、內(nèi)凹翼：圖2-7c，下弧線在翼弦線上，升力系數(shù)大，常見于早期飛機及牽引滑翔機，所有的鳥類除蜂鳥外都是這種翼型。6、其他特種翼型。如圖2-7f、g的最大厚度點在60%弦長處的“層流翼型“，下表面后緣下彎翼增大機翼升力的“彎后緣翼型”，；圖2-7h的為了改善氣流流過機翼尾部的情況，而將翼型尾部做成一塊平板的“平板式后緣翼型
7、”，；圖2-7I的頭部處比一般翼型多出一偏薄片，作為擾流裝置以改善翼型上表面邊界層狀態(tài)的“鳥嘴式前緣翼型”，；以及圖2-7j的下表面有凸出部分以增加機翼剛度的“增強翼型”等。以上的分類只是一個粗糙的分類，在觀察一個翼型的時候，最重要的是找出它的中弧線，然后再看它中弧線兩旁厚度分布的情形，中弧線彎曲的方式、程度大至決定了翼型的特性，弧線越彎升力系數(shù)就越大，但一般來說光用眼睛看非常不可靠，克拉克Y翼的中弧線就比很多內(nèi)凹翼還彎。二、升力的產(chǎn)生當氣流迎面流過機翼的時候，機翼同氣流方向平行，原來是一股氣流，由于機翼的插入，被分成上下兩股。在翼剖面前緣附
8、近，氣流開始分為上、下兩股的那一點的氣流速度為零，其靜壓值達到最大。這個點在空氣動力學上稱為駐點。對于上下弧面不對稱的翼剖面來說，這個駐點通常是在翼剖面的下表面。在駐點處氣流分差后，上面的那股氣流不得不想要繞過前緣，所以它需要以更快的速度流過上表面。由于機翼上表面拱起，使上方部那股氣流的通道變窄，機翼上方的氣流截面要比機翼前方的氣流截面小，流線比較密，所以機翼上方的氣流速度大于機翼前方的氣流速度；而機翼下方是平的，機翼下方的流線疏密程度幾乎沒有變化，所以機翼下方那個的氣流速度和機翼前方基本相同。通過機翼以后，氣流在后緣又重新合成一股。根據(jù)氣流
9、連續(xù)性原理和伯努利定理可以得知，機翼下表面受到向上的壓力比機翼上表面受到向下的壓力要大，這個壓力差就是機翼產(chǎn)生的升力。圖2-8升力的產(chǎn)生設法使機翼上部空氣流速較快，
