钝尾缘翼型
阅读：311发布：2020-12-10
专利汇可以提供钝尾缘翼型专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且一种钝尾缘 翼型 ，保持了传统的尖尾缘翼型的吸 力 面形状，而将翼型的尾缘厚度加大至0.5%-3.0%翼型弦长，并从传统的尖尾缘翼型压力面上某点开始与钝尾缘之间光滑连接，形成新的钝尾缘翼型压力面，从而在相同的条件下，使翼型的空 气动 力特性得到明显提高。本 发明 的优点是：翼型的升力系数及 升阻比 明显提高，翼型的 失速 迎 角 大大推迟；由于本发明的钝尾缘翼型加大了尾缘区域及 修改 部位的翼型厚度，因而增加了机翼或桨叶的强度和刚性；实施简单，成本低。，下面是钝尾缘翼型专利的具体信息内容。
技术领域：本发明涉及一种钝尾缘翼型，确切地说属于翼型设计、制造 和应用领域。背景技术：目前的翼型，例如NACA系列、哥廷根（G6ttingen)系列等 都是尖M翼型，它们都有相当好的气动性能，特别对于亚声速或低速翼型 而言.格尼（Gurney)襟翼的出现打破了这种局面，它对翼型性能产生了重要的影响，在一定条件下取得了一些好的结果，所谓格尼襟翼，即在翼型尾 蝝沿机翼或桨叶展向加装一块与其弦线垂直的适当髙度的小平板，研究表 明：格尼襟I^效地改变了翼型吸力面和压力面上的压力分布，增加翼型的 有效弯度，因而增加了流体绕流翼型的环量，明显提高了翼型的升力系数， 并JL^高度适当时，会使其升（力）阻（力）比有较大提高。但是，格尼襟 翼在与翼型的连接及结构强度上也会带来新问題。实际上，格尼襟翼明显阻 碍了压力面上的气流流动，因此在升力增加的同时，其阻力也会有相当大的 增加.为了弥补格尼襟翼的这一缺陷，本发明将尖尾缘翼型&造成有一定尾 缘厚度的lti^翼型，使亚声速或低速翼型气动性能得到很大的提高，而且 对跨、超声速翼型也可推广应用并改善其性能。此前有美国专利US4858852 提出了一种"Divergent trailing—edge airfoil"，但是这种翼型的4^只能;UC散的，而且只适用于跨声速翼型.发明内容：本发明的目的是采用袭简单且容易实施的方法提离传统的尖M翼型的气动性能，而不必进行复杂而昂贵的翼型设计过程。对传统翼型的吸力面保持不变，以保留原有翼型优良的气动性能，并将待改进的尖4^翼型（即翼型原型）的压力面4^L加上适当高度（0.5X-3.0%翼型弦长）的 "格尼襟翼"，再将压力面从某个弦长位罝（60V9外翼型弦长）开始以光滑曲线与襟翼的自由边连接，从而构成新的4tC^翼型，该翼型的M角可以 是负的或正的，（-75°到+60°)即发散的或收敛的。本发明的优点是：翼型的升力系数及升阻比明显提高，翼型的失速迎角 大大推迟；由于本发明的钝尾缘翼型加大了尾缘区域及修改部位的翼型厚 度，因而増加了机翼或桨叶的强度和刚性；实施简单，成本低，附图说明图1为传统尖a翼型与本发明的^A^翼型比较示意图。 图2为图1的局部放大示意困.图3为传统尖4^翼型与本发明#^翼型的升力系数比较曲线。 图4为本发明的^^翼型相对于传统尖4^翼型的升阻比提髙百分比 的曲线.具体实施方式参照图1，传统尖M翼型由前缘21、尾缘22、吸力面20和压力面24 组成，如图1中的虚线所示，23为其弦线，弦线的长度叫翼型的弦长；而本 发明翼型的吸力面30与传统尖v^l翼型的吸力面20相同，并由前缘21、钝 尾缘32、吸力面30和压力面34组成，如困1中的实线所示，23仍为其弦线，E点为传统尖4J(L翼型压力面24与本发明翼型的压力面34的共同点，E 点距前缘21的弦向距离可以在6(W4-9將弦长之间变化，在E点处，左右两側压力面的斜率相同。参照困2，为困1的传统尖>4*(^翼型和本发明翼型的尾部局部放大示意 困.E点为传统尖a翼型24与本发明翼型的压力面34的共同点，在E点 之前，尖4^t翼型的压力面24与本发明翼型的压力面34是共同的，E点距 前缘21的弦向距离可以在6(M6-9外弦长之间变化，在E点处，左右两倒压 力面的斜率相同；32为本发明的钝尾缘翼型的钝尾缘，其厚度可以为 0.513. OS翼型弦长；33为本发明的4fc4^L翼型的M角，（即在M处， 翼型吸力面30的切线和压力面34的切线之间的夹角）该M角可以是负的 或正的，从-75°到+60°，即可以M散的，也可以是收敛的。参照图3，为在M 32的厚度为2X翼型弦长、E点位于距翼型前缘21 为9(M4弦长时，在雷诺数为Re- 6. 7 x 105条件下，传统尖M翼型与本发明 翼型的升力系数随迎角变化的比较曲线，可见本发明的M缘翼型的升力特 性得到很大的提高，而且其失速迎角也大大推迟了。参照困4，为在M 32的厚度为2X弦长、E点位于距翼型前缘21为90% 弦长时，且在迎角为2°，雷诺数为Re- 6.7xios条件下，传统尖M翼型 与本发明翼型的升（力）阻（力）比提高百分比的曲线，可见本发明的4tC 緣翼型的空气动力特性得到很大的提高。尽管本发明是就亚声速或低速翼型而提出的，但是它的设计思想同样适 用于跨、超声速的翼型。
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