【正文】 型的極線。因此最好能夠根據(jù)翼型的外形特點(diǎn)來估計(jì)翼型的主要特性。在估計(jì)翼型性能前，首先把翼型畫好，而且最好畫大一些(翼弦長(zhǎng)150毫米以上)。利用小圓規(guī)在翼型內(nèi)作很多小圓與上下弧線相切，這些小圓的圓心連線就是翼型的中弧線。畫出中弧線以后便可以量出中弧線的最大彎度?；∥?中弧線最高點(diǎn)距前緣距離)，中弧線形狀等。在所有小圓中，最大的直徑表示翼型的最大厚度（圖）。利用作圖法還可以把無升力迎角估計(jì)出來。首先把翼型及中弧線畫好，從前緣向后量出40%翼弦長(zhǎng)的地方，在翼弦上得一點(diǎn)。從這點(diǎn)作垂直于翼弦的直線與中弧線相交于一點(diǎn)(圖212的B點(diǎn))。將這點(diǎn)與后緣A點(diǎn)連一直線，這直線便稱為無升力弦。氣流從這方向吹來，翼型將不產(chǎn)生升力。這線與翼弦所成的角度就是無升力迎角，用ao表示。 實(shí)際上用這個(gè)方法決定無升力迎角不很準(zhǔn)確。只有在找不到資料時(shí)才這樣做。當(dāng)機(jī)翼的雷諾數(shù)超過翼型的臨界雷諾數(shù)時(shí)〔即模型飛得很快，翼型長(zhǎng)度在150毫米以上)，每種翼型無升力迎角是不變的。但如低于臨界雷諾數(shù)：雷諾數(shù)愈小，a0愈接近于0〔圖213)。 知道無升力迎角后，使可以估計(jì)不同迎角時(shí)產(chǎn)生的升力系數(shù)。計(jì)算方法見后。 對(duì)于競(jìng)時(shí)模型飛機(jī)來說，選擇怎樣的翼型才能獲得良好的飛行性能呢?經(jīng)過廣大航模愛好者的試驗(yàn)和研究，對(duì)它的外形特點(diǎn)提出如下要求： 中弧線的形狀 中弧線的形狀一般是橢圓形或拋物線型的一部分。中弧線彎度愈大，在相同迎角時(shí)產(chǎn)生的升力系數(shù)愈大，但阻力也稍為增加。競(jìng)時(shí)模型翼型用彎度大的翼型(即凹凸翼型)較好。一般中弧線彎度應(yīng)在4～8%(如B8306翼型是6%，NACA6409翼型也是6%)。中弧線彎度太大時(shí)，阻力增加很多，壓力中心移動(dòng)很厲害，所以不很適宜。至于中弧線最高點(diǎn)位置，一般是在25～50%之間。有的人認(rèn)為中弧線最高點(diǎn)位置愈靠近前緣愈容易使邊界層從層流變?yōu)槲闪鳎梢愿倪M(jìn)性能，因此主張中弧線最高點(diǎn)位置在25%。但實(shí)際上目前比較好的翼型一般在30～40%左右。特別薄的翼型(厚度約3%)也有在50%的。 中弧線彎度增大會(huì)使壓力中心移動(dòng)較多，迎力位置在不同迎角時(shí)變化很大，因此對(duì)彈射模型很不適宜。要求安定性好的模型，其翼型中弧線愈接近直線愈好。無尾飛機(jī)或飛翼用的翼型中弧線應(yīng)為橫放的S形。但這種翼型的中弧線呈S形，不等于說翼型外形也象橫放的S形，要仔細(xì)觀察甚至畫出中弧線后才能認(rèn)出來。 翼型上弧線的形狀 翼型上弧線的形狀及上弧線最高點(diǎn)的位置對(duì)于氣流流過翼型的情況有很大影響，研究的結(jié)果認(rèn)為： 在Re=20000～100000范圍內(nèi)，翼型上弧線最高點(diǎn)位置最好在離前緣25～30%翼弦處。層流翼型上弧線最高點(diǎn)離前緣50～60%翼弦長(zhǎng)。在模型飛機(jī)飛行的低雷諾數(shù)下，氣流流過“層流翼型”，易于出現(xiàn)分離。所以這種翼型是不可取的。但如果翼型最高點(diǎn)位置在離前緣15～20%翼弦處，性能也不及在25～30%的翼型好。 在Re=40000～100000范圍內(nèi)模型飛機(jī)的翼型上弧線最高點(diǎn)到弦線的距離(高度)可以為9～10%弦長(zhǎng)。 有人認(rèn)為，從翼型前緣到上弧線最高點(diǎn)這一部分上弧線形狀，最好是一段四分之一的橢圓曲線。從上弧線最高點(diǎn)到后緣的弧線形狀最好是一段近于直線的曲線。因?yàn)椴捎眠@種形狀的弧線，能夠使空氣質(zhì)點(diǎn)在到達(dá)上弧線最高點(diǎn)之后將它獲得的動(dòng)能逐漸均勻擴(kuò)散，有可能減少氣流分離。 翼型下弧線的形狀 一般地講，翼型下弧線的形狀不及上弧線那么重要，但如果設(shè)計(jì)得不好，對(duì)翼型的性能也會(huì)有不良影響。研究結(jié)果認(rèn)為： 翼型下弧線最高點(diǎn)位置最好在離前緣5O～6O%翼弦處。太靠后時(shí)會(huì)使翼型近后緣的那段下弧線上彎太快。翼型下弧線最高點(diǎn)到弦線的距離(高度)最好在5～7%之間。如果小于這個(gè)數(shù)值，在平靜氣流中的滑翔性能不夠理想；如果大于這個(gè)數(shù)值，在有風(fēng)和有上升氣流時(shí)的滑翔性能會(huì)變差。 從翼型前緣到翼型下弧線最高點(diǎn)的這一段曲線形狀，對(duì)于凹凸翼型，最好也是近乎直線而稍徽向下凸起的曲線。 從翼型下弧線最高點(diǎn)到后緣這一段弧線最好是逐漸向上弧線接近，最后和上弧線重合。采用這種形狀的下弧線后，空氣質(zhì)點(diǎn)將猛烈地下吹，當(dāng)它流過后緣時(shí)能對(duì)上弧線后段的流動(dòng)起一些“抽吸”作用。從而緩和上弧線后緣處可能出現(xiàn)的分離現(xiàn)象。此外，采用這種形狀的下弧線，氣流的流動(dòng)平面和下弧線的流線比較一致，可避免氣流在下弧線處分離。 前緣半徑模型飛機(jī)翼型前緣部分的形狀對(duì)于機(jī)翼上表面邊界層的狀態(tài)有很大的影響。如果前緣比較“尖銳”，就很容易在機(jī)翼上表面獲得紊流邊界層。但事物總是“一分為二”的，前緣太尖了，又會(huì)使機(jī)翼只能在很窄的迎角范圍內(nèi)具有較好的性能。經(jīng)過一些試驗(yàn)后，有人提出如表2一2的數(shù)據(jù)范圍。 為了避免因前緣半徑過小而引起模型飛機(jī)飛行性能變壞，還有人建議前緣采用如圖214的形狀。綜合上面所提到的各點(diǎn)，適合牽引，橡筋，活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)自由飛等競(jìng)時(shí)模型飛機(jī)的翼型如圖215所示。應(yīng)當(dāng)指出，這僅是對(duì)競(jìng)時(shí)模型飛機(jī)翼型的一般要求。符合上述幾何參數(shù)的翼型，一般能獲得好的性能。但并不等于說，凡是不符合這些要求的翼型就一定不好，也許經(jīng)過進(jìn)一步的研究，可能提出更合理的設(shè)計(jì)要求。此外，隨著模型的類型及尺寸不同，所選用的翼型幾何參數(shù)也有所不同。表2一3給出了適用于一般牽引、橡筋及活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)自由飛模型作為機(jī)翼翼型的參考數(shù)據(jù)。最后還必須指出：為模型飛機(jī)設(shè)計(jì)或選擇性能優(yōu)良的翼型只是提高飛行成績(jī)的一個(gè)必要條件，但還不完備。因?yàn)樾阅軆?yōu)異的翼型本身只是為獲得良好飛行成績(jī)提供一種可能性。而要把這種可能性變?yōu)楝F(xiàn)實(shí)性，還要求合理地設(shè)計(jì)和精細(xì)地制作模型飛機(jī)，并且認(rèn)真地進(jìn)行試飛調(diào)整。只有這樣，才能充分發(fā)揮高性能翼型的優(yōu)點(diǎn)，獲得優(yōu)異的成績(jī)。第六節(jié) 提高模型飛機(jī)機(jī)翼翼型性能的一些途徑 為了提高競(jìng)時(shí)模型的飛行成績(jī)，航模愛好者們想了各種辦法來提高翼型的性能。 由于模型飛機(jī)飛行雷諾數(shù)較低，機(jī)翼上表面的邊界層主要是層流邊界層，比較容易分離。要提高翼型性能就是要設(shè)法使翼型上表面的邊界層從層流變?yōu)槲闪饕员阊舆t氣流分離，增加最大升力系數(shù)和升阻比。邊界層的轉(zhuǎn)變與雷諾數(shù)、機(jī)翼的翼型形狀、機(jī)翼上表面的粗糙程度以及氣流本身紊亂程度有關(guān)。由于雷諾數(shù)低是模型飛機(jī)固有的特點(diǎn)，所以各種提高翼型性能的辦法都是圍繞后幾個(gè)方面進(jìn)行。 一、低雷諾數(shù)下邊界層的人工攏亂 用增加流過機(jī)翼上表面氣流紊亂程度來促使邊界層從層流轉(zhuǎn)變?yōu)槲闪鞯姆椒ㄊ且环N提高機(jī)翼性能簡(jiǎn)便有效的途徑。目前采用的辦法有四種。 在機(jī)翼上表面前緣部分貼上細(xì)砂紙或粘土細(xì)鋸木屑 表24是用這種方法進(jìn)行試驗(yàn)的結(jié)果。從這個(gè)試驗(yàn)可以看到不但升力系數(shù)有所增加，阻力系數(shù)也有所減小；176。問題是到底粗糙部分應(yīng)貼到哪里為止?粗糙的程度如何?對(duì)于每個(gè)具體的翼型都需要進(jìn)行試驗(yàn)才能獲得良好的結(jié)果。弄得不好反而會(huì)增加阻力和重量，而未必能提高升力系數(shù)。 在機(jī)翼上表面近前緣部分粘上一條細(xì)木條或粗的擾流線 日本航模愛好者曾經(jīng)對(duì)上弧線為圓弧形的翼型用改變擾流線直徑和位置的方法進(jìn)行了系統(tǒng)的試驗(yàn)，見表25從這個(gè)試驗(yàn)的結(jié)果可以看到。當(dāng)位置在30%。這個(gè)例子充分說明當(dāng)擾流線用得不合適(譬如太粗)，升阻比反而大為降低，甚至可以只有原來的一半（）。過粗的擾流線不但沒有把邊界層從層流變?yōu)槲闪鳎舆t氣流分離，相反的卻使氣流就在擾流線上分離。如D=0。8或1。6毫米時(shí)，擾流線放在50%的地方反而比放在前面好就是這個(gè)緣故。擾流線的直徑大小與機(jī)翼翼弦長(zhǎng)度有關(guān)。翼弦愈長(zhǎng)，擾流線可以粗一些。擾流線的位置則與翼型形狀及迎角大小有關(guān)，最好能放在翼型最高點(diǎn)前面一些，放得太靠近前緣也不好。沿機(jī)翼翼展前緣部位，每隔一定距離垂直地“刺”一排擾流孔圖216表示了機(jī)翼前緣“擾流孔”的低速風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果。這是在NACA6409翼型上距前緣為15%翼弦處，沿整個(gè)翼展，每隔25毫米。由于機(jī)翼上下表面壓力差的作用，下翼面高壓區(qū)的氣流經(jīng)過這個(gè)小孔流到上翼面的低壓區(qū)，擾動(dòng)了上翼面的邊界層。從圖216的結(jié)果表明：采用這種方法使翼型的臨界雷諾數(shù)從原來的70000左右減小到40000使模型飛機(jī)在低飛行雷諾數(shù)下（50000左右）的阻力系數(shù)減小了約65%（），而升力系數(shù)提高約65%()。在機(jī)翼前緣前方張一根有彈性的擾流線用這種方法時(shí)，擾流線一般裝在距前緣約1/8～1/10弦長(zhǎng)處，它的上下位置一般是在翼弦平面上(圖217)或比翼弦平面稍稍低一些（圖218）。擾流線可用鋼絲或有彈性的尼龍線，甚至還有用細(xì)橡筋條的。 擾流線愈粗，振動(dòng)愈利害，則擾亂氣流的作用愈好，可是本身的阻力愈大。細(xì)的擾流線阻力小，但擾流作用不好。將這兩種影響加以比較，但也有用1毫米的。 對(duì)于不同的翼型，必須根據(jù)試驗(yàn)來決定最好的擾流線的直徑及位置。圖219表示加了擾流線后機(jī)翼特性的變化情況。從這些曲線可以看到擾流線的作用是很大的?？赡苓@種翼型的臨界雷諾數(shù)正好在84000左右，所以加了擾流線后性能突然提高很多。在低雷諾數(shù)時(shí)，擾流線的作用并沒有這樣顯著。圖22。表示加擾流線后翼型極線的變化。說明擾流線在大迎角下的效果較為顯著。沒有擾流線的翼型在a=176。時(shí)，機(jī)翼上表面的氣流就開始分離了，；而張了擾流線后，翼型上表面到a=176。才開始出現(xiàn)分離，,。二、研究新的翼型外形來用薄而彎的翼型圖221表示幾種薄而彎的翼型。 有一部分人致力于改變翼型上弧線外形來改善翼型性能。實(shí)際經(jīng)驗(yàn)也證明，在低雷諾數(shù)時(shí)(如二級(jí)模型飛機(jī)或更小型的橡筋模型飛機(jī))，薄而彎的翼型最好。很多小模型飛機(jī)只在機(jī)翼上表面蒙紙，相當(dāng)于一個(gè)十分薄的翼型，性能往往很好。薄而彎的翼型能保證在雷諾數(shù)不大時(shí)，便邊界層從層流變?yōu)槲闪?。有的人認(rèn)為翼型最高點(diǎn)應(yīng)在距前緣25%左右，有的認(rèn)為應(yīng)在50%左右，現(xiàn)在尚無定論。在這類翼型中比較成功的翼型并不很薄(8%),但性能十分良好，如B8306,在雷諾數(shù)60000時(shí)，,最大升阻比是80（展弦比無限大）。 采用彎后緣的翼型自從1953年有人采用彎后緣翼型，獲得成功以來，這種翼型開始廣泛受到重視。很多牽引模型滑翔機(jī)的翼型都把后緣稍向下彎（圖）。這樣的翼型增加了下表面靠近后緣部分的壓力，而不過多地增加阻力，所以升阻比增大。現(xiàn)代高速客機(jī)采用的“后加載”翼型也是根據(jù)類似的原理設(shè)計(jì)的。發(fā)現(xiàn)后緣向下彎的翼型后，給研究模型翼型的人開辟了一條新的道路。但這種翼型還有很多問題，譬如這類翼型的最好型式，包括下彎角度多大，下彎部分占多少等還需要作進(jìn)一步的試驗(yàn)和研究。第七節(jié) 機(jī)翼形狀的影響 前面幾節(jié)著重介紹了翼型的問題。事實(shí)上只有機(jī)翼做成無限長(zhǎng)時(shí)，機(jī)翼的性能才能和翼型的完全一樣。所以必須進(jìn)一步了解實(shí)際機(jī)翼形狀對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)特性的影響。 機(jī)翼的形狀包括機(jī)翼的平面形狀和正面形狀。機(jī)翼的平面形狀指的是機(jī)翼的展弦比和機(jī)翼的幾何形狀(例如長(zhǎng)方形、梯形和橢圓形等)。機(jī)翼的正面形狀主要由上反角的大小和形狀決定。一般地講，機(jī)翼平面形狀主要影響作用在機(jī)翼上的空氣動(dòng)力大小，而機(jī)翼正面形狀主要影響模型飛機(jī)的飛行安定性。 一、翼尖渦流的影晌 前面說過機(jī)翼上下表面的壓力差會(huì)產(chǎn)生誘導(dǎo)阻力。要了解這個(gè)問題首先必須注意機(jī)翼的長(zhǎng)度是有限的。在機(jī)翼翼尖部分，上下壓強(qiáng)不同的氣流會(huì)產(chǎn)生流動(dòng)，下表面高壓強(qiáng)的氣體可繞過翼尖向上表面流動(dòng)。氣體的這種流動(dòng)形成翼尖禍流，使整個(gè)機(jī)翼的氣流流動(dòng)情況都受到影響。這種影響可分三種： 使機(jī)翼上下壓強(qiáng)分布產(chǎn)生變化，減少了壓力差(而愈近具尖部分影響便愈大)，結(jié)果升力減少； 使機(jī)翼各部分實(shí)際迎角減少，長(zhǎng)方形機(jī)翼愈近翼尖部分迎角減少愈多； 使機(jī)翼后面的氣流向下傾斜(所謂下洗流)，增加了阻力。 總的來說，翼尖渦流使機(jī)翼在相同迎角下產(chǎn)生的升力減少，增加了阻力，使空氣動(dòng)力性能變壞。 可以想象得到，如避免這種影響，最好把翼尖上下隔開來，這樣便不再會(huì)產(chǎn)生翼尖渦流了?？上н@種方法只能在風(fēng)洞中辦得到，在模型飛機(jī)上就不行。如在模型翼尖上加上垂直隔板，誘導(dǎo)阻力雖然減少，但垂直隔板本身的摩擦阻力卻使總阻力增加，而且增加重量，不一定合算。現(xiàn)在常用的辦法是盡量使機(jī)翼左右翼尖相隔遠(yuǎn)一些。由于這些麻煩是從翼尖開始引起然后影響到全機(jī)翼的，翼尖相隔愈遠(yuǎn)，當(dāng)然影響會(huì)愈少。同樣面積的機(jī)翼，如果翼弦愈小，翼展愈大，兩翼尖相隔的距離便愈遠(yuǎn)，翼尖渦流的影響便愈小。這種又狹又長(zhǎng)的機(jī)翼就是展弦比很大的機(jī)翼。展弦比就是機(jī)翼的翼展與平均翼弦的比值。展弦比愈大表示機(jī)翼愈狹長(zhǎng)。一般在計(jì)算時(shí)可以用機(jī)翼面積和翼展來求展弦比，這樣可以省去求平均翼弦的麻煩。式中入——展弦比； L——機(jī)翼翼展(厘米)； S——機(jī)翼面積(平方厘米)。 圖223是根據(jù)上式繪制的曲線。如果已知機(jī)翼面積和翼展，利用這些曲線可以很方便地求出展弦比的數(shù)值。例如有一架國(guó)際級(jí)牽引模型滑翔機(jī)，(2750平方厘米)，(184毫米)。展弦比是機(jī)翼的一個(gè)很重要的幾何參數(shù)。機(jī)翼翼尖渦流對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)特性的影響，實(shí)質(zhì)上很大程度是與展弦比有關(guān)的。下面再進(jìn)一步討論翼尖渦流的這種影響。 翼尖渦流引起誘導(dǎo)阻力根據(jù)理論推算證明，機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力系數(shù)與機(jī)翼展弦比成反比，而與機(jī)翼升力系數(shù)平方成正比。誘導(dǎo)阻力系數(shù)可用下面的公式計(jì)算： 式中Cxi——誘導(dǎo)阻力系數(shù)； Cy——機(jī)翼的升力系數(shù)； 入——機(jī)翼展弦比。 圖224是用此公式繪制的曲線，知道機(jī)翼展弦比和升力系數(shù)后，可從曲線上求得誘導(dǎo)阻力系數(shù)Cxi。 從公式中可看到，展弦比愈大誘導(dǎo)阻力便愈小?，F(xiàn)代的牽引模型展弦比一般都在l0以上就是這個(gè)道理。不過必須注意，用這公式計(jì)算時(shí)，還要考慮到機(jī)翼的平面幾何形狀。這公式適用于橢圓形和梯形機(jī)翼。如為長(zhǎng)方形加橢圓翼尖的機(jī)翼，誘導(dǎo)阻力比用這公式算出來的大5～10%，～。 　 翼尖渦流形成下洗流翼尖渦流對(duì)模型的另一個(gè)影響是形成下洗流。尾翼通常是在機(jī)翼所影響的氣流之內(nèi)，所以下洗流主要對(duì)尾翼產(chǎn)生作用——改變了吹到尾翼上的氣流方向。下洗角就是機(jī)翼前面吹過來的氣流方向與機(jī)翼后氣流的方向所成的角度（圖225）。當(dāng)機(jī)翼產(chǎn)生升力愈大，