NASA超临界翼型的发展.pdfVIP

、析 摆道 这些早期的改进使得阶段1翼型能够有 1 引言 意义地减小阻力蠕增特性。这一阶段，阶段 从超临界翼型概念的提出到现在已有将 1翼型以及改进了的阶段1翼型的发展都是 近半个世纪的时间了。如今超临界翼型已经 在风洞试验的过程中进行反复的外形改进的 是飞机的“时髦”标志之一了。就超临界翼 结果，其早于合适的可用理论分析程序的诞 型的设计而言，国外各主要飞机设计公司都 生。其程序是：首先评估设计和非设计条件 有各自一整套的技术体系，然而由于各方面 下的试验压力分布，然后更新翼型几何外形 的原因我国目前还没有对超临界翼型进行过 以在一系列的试验条件范围内得到最佳的阻 系统的全方位的研究，所作的工作只是片断 力特性。 的，因此作者希望通过本文能够对我国超临 伴随着同一时间段内跨音速、粘性和翼 界翼型的系统研究提供一点帮助。 型分析程序的发展，在这些早期阶段1翼型 二十世纪60年代到70年代在NASA的研究中所获得的认识和设计准则导致了超 内部集中力量发展了具有二维跨音速紊流流 临界翼型家族系列库的设计(阶段2超临界 动并能够提高阻力发散马赫数的实用翼型， 翼型)。 同时该翼型能够保持可接受的低速最大升力 就目前为止NASA超临界翼型的发展 和失速特性，这就是所谓的超临界翼型。这 至少经历了三个阶段。即阶段1超临界翼 种建立在带有等熵再压缩的局部超音速流概 型、阶段2超临界翼型和阶段3超临界翼 念上的独特翼型形状的特点是：具有大的前 型。本文将概要介绍NASA超临界翼型的 缘半径，在上表面中部区域减小曲率，同时 发展过程，并探讨超临界翼型的一些设计准 具有大的后弯度。 则。 。f 在这一集中力量努力探索的早期阶段在 翼型标号定义如下： 扩展阻力发散马赫数上取得了成功，显著超 过了传统翼型如NASA的6系列翼型。可示的是超临界(阶段2)。随后的两位数表示 的是以十分数表示的翼型设计升力系数 是，这些早期超临界翼型(用SC(1阶段) 作标记)在阻力发散马赫数之前其阻力是逐 (0．7)，最后两位数表示的是翼型最大厚度百 渐增加的(称为阻力蠕增)。这一阻力的持 分弦长数(10％)。 续增加与翼型中间位置非设计的第二个速度 峰值有很大的关系(也就是恰好在翼型后缘 升力系数0．7，最大厚度10％。 阶段2超临界翼型设计 上最后的再压缩之前的翼型上表面后部气流 SC(2)一0710 的加速)，同时它也与翼型上表面上的弱激 升力系数0．7，最大厚度10％。 波有关。 29 万方数据 升力系数0．7，最大厚度10％。 翼型(图1)。1967年被禁止公布的有关整 体翼型初步工作的结果被列为I．angley机密 2 阶段1超临界翼型的发展 工作文件。该文件后来被解密并成为参考文 2．1开缝超临界翼型 献[2