naca2412翼型數(shù)據(jù)升阻比的簡單介紹

NACA 2412 也是一種航模naca2412翼型數(shù)據(jù)升阻比的萬能翼型naca2412翼型數(shù)據(jù)升阻比了， 哈哈 它是雙凸的， 制作略麻煩naca2412翼型數(shù)據(jù)升阻比我個(gè)人比較喜歡用 Eppler 379， 它在 50kmh 的時(shí)候的表現(xiàn)估計(jì)會(huì)不錯(cuò)， 升力很大， 但是阻力也很大可能不適合載重飛機(jī)high lifting devices 是不是指襟翼， 這個(gè)沒什么意義， 襟翼不會(huì)提升增重能力只能減少起飛與著陸的滑行距離。

2011年，瑞士結(jié)構(gòu)科技中心的Hasse等人提出了“帶肋結(jié)構(gòu)”的概念，并應(yīng)用于變形機(jī)翼設(shè)計(jì)，設(shè)計(jì)者通過采用分布式柔性帶肋結(jié)構(gòu)代替了傳統(tǒng)的鉸鏈結(jié)構(gòu)，具有幾何變形大承載能力高和重量輕等優(yōu)點(diǎn)，地面試驗(yàn)表明，帶肋結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)可實(shí)現(xiàn)翼型從NACA0012到NACA2412之間自主變化2015年，美國空軍實(shí)驗(yàn)室的James等人設(shè)計(jì)了基于“順從機(jī)構(gòu)”的。

NACA四位數(shù)翼型如NACA 2412，其含義第一位數(shù)值2表示最大相對(duì)彎度為2%第二位數(shù)4表示最大彎度位于翼弦前緣的40%處末兩位數(shù)12表示相對(duì)厚度為12%四為數(shù)翼型最大厚度一般在離前緣的30%弦長處，已取得實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的有相對(duì)厚度為6%8%9%10%12%15%18%21%24%，相對(duì)彎度為0%1%2%三種，中弧線。

去網(wǎng)上下一個(gè)profili軟件，里邊有各種翼型數(shù)據(jù) 或者想更省事，就在網(wǎng)上直接搜naca2412翼型數(shù)據(jù)升阻比你想要的翼型的數(shù)據(jù)即可，如naca2012，克拉克Y等。

CATIA翼型數(shù)據(jù)導(dǎo)入與曲面生成1從Profili中輸出所需翼型的二維坐標(biāo)根據(jù)需要選擇翼型在Filterbyparametersadvanced中根據(jù)需要選擇翼型，或者拖動(dòng)鼠標(biāo)尋找需要的翼型如圖11圖11將選擇的翼型輸出得到TXT格式的文檔，這里以NACA4415翼型為例輸出NACA4415的二維坐標(biāo)如圖12圖12因?yàn)檩敵龅囊硇妥鴺?biāo)。

此翼型在風(fēng)洞試驗(yàn)中的試驗(yàn)數(shù)據(jù) 圖5 風(fēng)洞試驗(yàn)下翼型的極曲線 圖6 風(fēng)洞試驗(yàn)下翼型的Clα曲線 2分析結(jié)果 分析結(jié)果由fluent 得到的數(shù)據(jù)顯示，當(dāng)翼型攻角達(dá)到10度時(shí)，連續(xù)方程參數(shù)和升力阻力系數(shù)不能繼續(xù)收斂所以計(jì)算取值點(diǎn)受到一定的局限，出現(xiàn)失速現(xiàn)象，計(jì)算值與試驗(yàn)參數(shù)相差較大，在未失速時(shí)相對(duì)與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)結(jié)果基本符合。

方法將翼型數(shù)據(jù)通過導(dǎo)入文件中的點(diǎn)，導(dǎo)入U(xiǎn)G創(chuàng)建樣條曲線，連接所有的點(diǎn)，獲得翼型曲線。

升阻比較高的翼型氣體動(dòng)力性能更佳由NACA2412 翼型升阻比隨攻角的變化曲線圖3我們可以得到，當(dāng)來流攻角約為5°時(shí)，翼型的。