【正文】 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）。 　 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。這公式適用于橢圓形和梯形機(jī)翼。現(xiàn)代的牽引模型展弦比一般都在l0以上就是這個(gè)道理。 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。 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。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。例如有一架國際級(jí)牽引模型滑翔機(jī)，(2750平方厘米)，(184毫米)。 圖223是根據(jù)上式繪制的曲線。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。展弦比就是機(jī)翼的翼展與平均翼弦的比值。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。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。可惜這種方法只能在風(fēng)洞中辦得到，在模型飛機(jī)上就不行。 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。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。要了解這個(gè)問題首先必須注意機(jī)翼的長度是有限的。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。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(例如長方形、梯形和橢圓形等)。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。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。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。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。 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。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。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。 有一部分人致力于改變翼型上弧線外形來改善翼型性能。才開始出現(xiàn)分離，,。沒有擾流線的翼型在a=176。表示加擾流線后翼型極線的變化。在低雷諾數(shù)時(shí)，擾流線的作用并沒有這樣顯著。從這些曲線可以看到擾流線的作用是很大的。 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。細(xì)的擾流線阻力小，但擾流作用不好。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。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%()。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。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。擾流線的直徑大小與機(jī)翼翼弦長度有關(guān)。8或1。過粗的擾流線不但沒有把邊界層從層流變?yōu)槲闪?，延遲氣流分離，相反的卻使氣流就在擾流線上分離。當(dāng)位置在30%。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)。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??；176。目前采用的辦法有四種。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。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。第六節(jié) 提高模型飛機(jī)機(jī)翼翼型性能的一些途徑 為了提高競時(shí)模型的飛行成績，航模愛好者們想了各種辦法來提高翼型的性能。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。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的一個(gè)必要條件，但還不完備。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。符合上述幾何參數(shù)的翼型，一般能獲得好的性能。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)自由飛等競時(shí)模型飛機(jī)的翼型如圖215所示。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。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。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。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。翼型下弧線最高點(diǎn)到弦線的距離(高度)最好在5～7%之間。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。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。 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。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。 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。無尾飛機(jī)或飛翼用的翼型中弧線應(yīng)為橫放的S形。 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。但實(shí)際上目前比較好的翼型一般在30～40%左右。至于中弧線最高點(diǎn)位置，一般是在25～50%之間。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。計(jì)算方法見后。但如低于臨界雷諾數(shù)：雷諾數(shù)愈小，a0愈接近于0〔圖213)。只有在找不到資料時(shí)才這樣做。這線與翼弦所成的角度就是無升力迎角，用ao表示。將這點(diǎn)與后緣A點(diǎn)連一直線，這直線便稱為無升力弦。首先把翼型及中弧線畫好，從前緣向后量出40%翼弦長的地方，在翼弦上得一點(diǎn)。在所有小圓中，最大的直徑表示翼型的最大厚度（圖）。畫出中弧線以后便可以量出中弧線的最大彎度。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150毫米以上)。 此外，有很多適合模型飛機(jī)采用的翼型并沒有進(jìn)行過風(fēng)洞試驗(yàn)，我們只能知道翼型的形狀而不知道翼型的極線。氣流的紊亂程度影響模型飛機(jī)的實(shí)際飛行結(jié)果，有時(shí)與根據(jù)風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)作出的選擇有很大出入。 二、根據(jù)翼型的幾何形狀選擇翼型 對(duì)于模型飛機(jī)來說，單純根據(jù)風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果來選擇翼型未必能得到完全正確的結(jié)論。象圖210的B10355翼型很難調(diào)整到正好在合適的迎角下飛行，升力系數(shù)有一點(diǎn)小小的變化便會(huì)引起升阻比較大的改變。這樣的極線表示機(jī)翼在很大的迎角范圍下阻力系數(shù)增加很少。計(jì)算總的升阻比時(shí)只要把其它阻力系數(shù)與翼型阻力系數(shù)相加再相比即可：用B6358時(shí)用B10355時(shí) 通過計(jì)算可以很明顯地看出，雖然兩種翼型升阻比相同，而且B10355還靠近縱軸，最小阻力系數(shù)比較小，但如用在競時(shí)模型上，要加上其它的阻力系數(shù)以后，還是最大升阻比具有較大升力系數(shù)的B8306翼型好得多?，F(xiàn)準(zhǔn)備比較一下采用B6358翼型或B10355,翼型時(shí)的整架模型飛機(jī)的升阻比。雖然B10355翼型的升力系數(shù)及阻力系數(shù)都不大，但加上機(jī)身等的阻力系數(shù)以后，總的升阻比便會(huì)大為降低。 如果從極線上發(fā)覺兩種翼型的最大升組比相同（例如圖210中的B10355與B6358翼型幾乎可用同一線相切)，則選用對(duì)應(yīng)最大升阻比的升力系數(shù)較大的翼型。例如圖中的B8306翼型的最大升阻比較B6358的大，所以一般說來前一種翼型比后一種好。大多數(shù)翼型，最大升阻比(用符號(hào)Kmax表示)愈大，有利迎角就愈大，產(chǎn)生的升力系數(shù)也愈大，飛行速度便可以減慢。競時(shí)模型飛機(jī)要下沉速度愈慢愈好，要求升阻比愈大愈好。從圖210中所畫的幾種翼型極線看來，B8306翼型的阻力較小。 一、根據(jù)翼型極線選擇翼型 從翼型的極線可以看出翼型的好壞和特點(diǎn)。后兩種模型飛機(jī)所用的翼型通常是對(duì)稱翼型或雙凸翼型，這些翼型的資料很少，選擇翼型的要求也不嚴(yán)格，所以不準(zhǔn)備多談。但要注意，全機(jī)的焦點(diǎn)位置因?yàn)槭芪惨碜饔玫挠绊?，與單獨(dú)機(jī)翼的焦點(diǎn)位置是不相同的。翼型焦點(diǎn)力矩系數(shù)的大小也不是完全不變，只是一般來說不變，所以很多翼型資料都只寫一個(gè)數(shù)值，如NACA6412翼型Mz=“講究”的資料，也有給出不同迎角下不同焦點(diǎn)力矩系數(shù)的。焦點(diǎn)力矩系數(shù)負(fù)值愈大，表示壓力中心移動(dòng)愈利害。 不同翼型的焦點(diǎn)力矩系數(shù)不相同。 從圖29可看到，對(duì)重心產(chǎn)生的力矩一共有三個(gè)：一個(gè)是假設(shè)升力作用在機(jī)翼焦點(diǎn)上時(shí)對(duì)重心產(chǎn)生的力矩；一個(gè)是阻力對(duì)重心產(chǎn)生的力矩；還有一個(gè)是焦點(diǎn)力矩。重心距機(jī)翼焦點(diǎn)的前后距離是6厘米，上下距離8厘米（圖）模型飛行速度6米/秒，翼弦平均長度15厘米，機(jī)翼面積3000平方厘米。 例如已知一機(jī)翼在迎角6176。這樣一來，要計(jì)算升力對(duì)模型重心產(chǎn)生的力矩便很方便了。 焦點(diǎn)力矩系數(shù)。) s 相對(duì)速度心米/秒)，可用飛行速度算。升力對(duì)這一點(diǎn)產(chǎn)生的力矩稱為焦點(diǎn)力矩。如以這一點(diǎn)作為支點(diǎn)的話，升力產(chǎn)生的力矩是個(gè)常數(shù)。但是壓力中心位置將隨迎角的改變而改變，計(jì)算上很麻煩。知道壓力中心位置的主要目的，是用來計(jì)算機(jī)翼升力對(duì)整架模型的重心所產(chǎn)生的力矩。 從圖上可以看到，要表示各種不同迎角時(shí)壓力中心的位置，還需要有另一條曲線，就是迎角與壓力中心變化曲線。對(duì)稱翼型在迎角變化不大時(shí)，壓力中心可以說是不動(dòng)的。一般假設(shè)這作用點(diǎn)在翼弦上(實(shí)際情況是稍為高一點(diǎn))，所以阻力就作用在翼弦上。如果不同便要用后面第6節(jié)的方法進(jìn)行換算。但可在風(fēng)洞中用隔板把兩翼尖頂住(相當(dāng)于兩個(gè)很大的垂直面裝在翼尖上)，試驗(yàn)出的結(jié)果就與翼展無限長的機(jī)翼基本相同。機(jī)翼翼尖的氣流會(huì)影響到整個(gè)機(jī)翼的情況，所以如要準(zhǔn)確地測(cè)量出翼型的性能，應(yīng)把機(jī)翼作得無限長〔即入=∞，無限大)。不同雷諾數(shù)的資料不能隨便通用。不同翼型的曲線也不同，所以每一曲線上都應(yīng)注明是哪一種翼型的，如B6368或MVA30I等。 每種翼型都可以通過試驗(yàn)的方法找出它的極線或升力系數(shù)曲線來。 另外還有一種不常見的曲線，就是升阻比曲線(圖2的曲線)。176。這種曲線上極線一般不標(biāo)明迎角。有時(shí)將機(jī)翼極線與升力系數(shù)曲線畫在一起。05=11）就是翼型的最大升阻比。（0。～3176。 從座標(biāo)原點(diǎn)作切線與曲線相切，切點(diǎn)所對(duì)應(yīng)的迎角就是有利迎角。所謂有利迎角就是升力系數(shù)與阻力系數(shù)的比值為最大時(shí)的迎角。12。最大升力系數(shù)是1。從這曲線上還可以看到翼型的最大升力系數(shù)(相當(dāng)于曲線最高點(diǎn)的升力系數(shù))和臨界迎角(對(duì)應(yīng)子最大升力系數(shù)的迎角)。譬如從圖上可查到這種翼型在6176。這種曲線的橫座標(biāo)表示翼型的阻力系數(shù)，縱座標(biāo)表示升力系數(shù)，在曲線上標(biāo)出迎角的大小(圖2一a)。這曲線表示在不同迎角時(shí)翼型產(chǎn)生阻力系數(shù)的大小。 阻力系數(shù)曲線與升力系數(shù)曲線相似。這種曲線的橫座標(biāo)表示迎角a,縱座標(biāo)表示升力系數(shù)Cy，見圖}}}4。最常見的是所謂升力系數(shù)曲線、阻力系數(shù)曲線和極線(亦稱李林達(dá)曲線)。其中以后者最普遍，使用也最方便。第四節(jié) 翼型的性能曲線 翼型的性能就是指翼型在各種不同迎角時(shí)所產(chǎn)生的升力系數(shù)、阻力系數(shù)和壓力中心的位置等?？死薡6%：%的克拉克Y翼型減薄到6%的“新翼型”。例如：1/2NACA（6406+6409），取其厚度平均值而得到的“新翼型”。如NACA6406410012312等都是常用的翼型。如N ACA0009表示是厚度9%的對(duì)稱翼型。 根據(jù)這個(gè)規(guī)律可以知道NACA6412翼型與6409基本上相同(中弧線完全相同)，只是厚度不是9%，而是12%。在模型飛機(jī)上常用的NACA翼型分兩個(gè)系列，即：4位數(shù)字翼型和5位數(shù)字翼型。二、航空研究機(jī)構(gòu)試驗(yàn)的翼型 在航空研究機(jī)構(gòu)試驗(yàn)過的翼型中，要著重介紹美國國家宇航局的前身NACA研究的一系列翼型。例如：B8356b，B8356b/2及B8356b/3等。因?yàn)樵谝硇秃穸群椭谢【€彎度相同的條件下，可設(shè)計(jì)出很多翼型。在B系翼型數(shù)字后面往往附有一個(gè)小寫的拉丁字母，用來表示中弧線的類型，它的含義是：a——中弧線是圓弧曲線；b——中弧線是橢圓曲線；c——中弧線由橢圓曲線和雙曲線組合而成；d——中弧線為任意曲線；e——翼型上、下弧線在尾部重合為一條線；f——翼型后緣部分很厚，最后突然變尖。 最后一位數(shù)字——表示中弧線最大彎度。 中間兩位數(shù)字——表示翼型中弧線最高點(diǎn)距前緣的距離。例如在翼型B12307b（或B12307b）和B6556b中： 第一(二)位數(shù)字——表示翼型的最大相對(duì)厚度。 在航模愛好者設(shè)計(jì)的翼型中，要著重介紹的是“B”系翼型(或稱“B”系翼型)。其中“BH”是“北航”(北京航空航天大學(xué))漢語拼音的縮寫字母。 一、航模愛好者自己設(shè)計(jì)的翼型 航模愛好者自己設(shè)計(jì)的翼型常常用集體的名稱或設(shè)計(jì)者的名字再加上它的序號(hào)來表示。 航模愛好者自己設(shè)計(jì)和改進(jìn)的翼型。 航模愛好者常用翼型的來源不外乎兩個(gè)方面： 一些國家的航空研究機(jī)關(guān)經(jīng)過風(fēng)洞試驗(yàn)的翼型。翼型的“姓”一般用它的設(shè)計(jì)單位或設(shè)計(jì)者的名稱或代號(hào)表示，而翼型的“名”通常是數(shù)碼字或字母，由設(shè)計(jì)者選定，有的表示試驗(yàn)編號(hào)或試驗(yàn)系列，也有的按一定規(guī)律反映了翼型的幾何特性。種類很多，形狀各異。第三節(jié) 翼型的名稱 無論對(duì)真飛機(jī)或模型飛機(jī)來說，翼型都起著重要的作用。 將點(diǎn)出來的各點(diǎn)連成圓滑的曲線，便得到翼型的形狀（圖）如果用上法求得的點(diǎn)不能連成連續(xù)的圓滑的曲線，說明存在錯(cuò)誤：可能是距離沒有