专利名称：钝尾缘翼型的利记博彩app
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(Gttingen)系列等都是尖尾缘翼型，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，即在翼型尾缘沿机翼或桨叶展向加装一块与其弦线垂直的适当高度的小平板。研究表明格尼襟翼有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，并且在高度适当时，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题。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改造成有一定尾缘厚度的钝尾缘翼型，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”，但是这种翼型的尾缘只能是发散的，而且只适用于跨声速翼型。
发明内容
本发明的目的是采用最简单且容易实施的方法提高传统的尖尾缘翼型的气动性能，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，并将待改进的尖尾缘翼型(即翼型原型)的压力面尾缘加上适当高度(0.5％-3.0％翼型弦长)的“格尼襟翼”，再将压力面从某个弦长位置(60％-99％翼型弦长)开始以光滑曲线与襟翼的自由边连接，从而构成新的钝尾缘翼型，该翼型的尾缘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，因而增加了机翼或桨叶的强度和刚性；实施简单，成本低。
图1为传统尖尾缘翼型与本发明的钝尾缘翼型比较示意图。
图2为图1的局部放大示意图。
图3为传统尖尾缘翼型与本发明钝尾缘翼型的升力系数比较曲线。
图4为本发明的钝尾缘翼型相对于传统尖尾缘翼型的升阻比提高百分比的曲线。
具体实施例方式
参照图1，传统尖尾缘翼型由前缘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与传统尖尾缘翼型的吸力面20相同，并由前缘21、钝尾缘32、吸力面30和压力面34组成，如图1中的实线所示，23仍为其弦线，E点为传统尖尾缘翼型压力面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60％-99％弦长之间变化，在E点处，左右两侧压力面的斜率相同。
参照图2，为图1的传统尖尾缘翼型和本发明翼型的尾部局部放大示意图。E点为传统尖尾缘翼型24与本发明翼型的压力面34的共同点，在E点之前，尖尾缘翼型的压力面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60％-99％弦长之间变化，在E点处，左右两侧压力面的斜率相同；32为本发明的钝尾缘翼型的钝尾缘，其厚度可以为0.5％-3.0％翼型弦长；33为本发明的钝尾缘翼型的尾缘角，(即在尾缘处，翼型吸力面30的切线和压力面34的切线之间的夹角)该尾缘角可以是负的或正的，从-75°到+60°，即可以是发散的，也可以是收敛的。
参照图3，为在尾缘32的厚度为2％翼型弦长、E点位于距翼型前缘21为90％弦长时，在雷诺数为Re＝6.7×105条件下，传统尖尾缘翼型与本发明翼型的升力系数随迎角变化的比较曲线，可见本发明的钝尾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。
参照图4，为在尾缘32的厚度为2％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＝6.7×105条件下，传统尖尾缘翼型与本发明翼型的升(力)阻(力)比提高百分比的曲线，可见本发明的钝尾缘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。
权利要求
1.一种钝尾缘翼型，由前缘(21)、吸力面(30)、压力面(34)和钝尾缘(32)组成，所述压力面(34)上E点之前与传统尖尾缘翼型压力面(24)相同，吸力面(30)与传统的尖尾缘翼型的吸力面(20)相同，其特征在于所述翼型的尾缘是有一定厚度的钝尾缘(32)，其尾缘厚度在0.5％-3.0％的翼型弦长之间。
2.根据权利要求1所述的钝尾缘翼型，其特征在于从E点开始到钝尾缘(32)用光滑曲线连接，E点距前缘(21)的弦向距离可以在60％-99％的翼型弦长之间变化；在E点处，左右两侧压力面的斜率相同。
3.根据权利要求1所述的钝尾缘翼型，其特征在于钝尾缘翼型的尾缘角(33)可以是负的，也可以是正的，从-75°到+60°，即可以是发散的，也可以是收敛的。
全文摘要
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。
文档编号B64C3/14GK1843844SQ20061004647
公开日2006年10月11日 申请日期2006年4月29日 优先权日2006年4月29日
发明者申振华 申请人:沈阳航空工业学院