機翼的設(shè)計機翼的設(shè)計1飛機總體設(shè)計框架設(shè)計要求

布局型式選擇

主要參數(shù)計算

發(fā)動機選擇部件外形設(shè)計機身

機翼

尾翼

起落架進氣道

三面圖部位安排圖結(jié)構(gòu)布置圖

分析計算重量計算氣動計算性能計算結(jié)構(gòu)分析

是否滿足設(shè)計要求？最優(yōu)？飛機總體設(shè)計框架設(shè)計布局型式選擇主要參數(shù)計算發(fā)動機選擇部2機翼的設(shè)計翼型的選擇與設(shè)計機翼平面形狀設(shè)計機翼安裝角和上反角的確定邊條翼、翼尖形狀增升裝置的設(shè)計副翼的設(shè)計設(shè)計舉例機翼的設(shè)計翼型的選擇與設(shè)計3翼型的選擇與設(shè)計翼型的選擇與設(shè)計4提綱翼型的幾何參數(shù)

翼型的氣動特性翼型的幾何參數(shù)與氣動特性之間的關(guān)系翼型特性與飛機性能的關(guān)系翼型的幾何參數(shù)對結(jié)構(gòu)設(shè)計的影響翼型的種類與特征NACA翼型選擇翼型時考慮的因素翼型的設(shè)計方法提綱翼型的幾何參數(shù)5常用的翼型族系常用的翼型族系6翼型的幾何參數(shù)相對厚度：前緣半徑r厚度t彎度h弦長c上弧面下弧面后緣中弧面相對彎度：最大厚度的相對位置：最大彎度的相對位置：翼型的幾何參數(shù)相對厚度：前緣半徑r厚度t彎度h弦長c上弧面下7翼型的氣動特性升力特性：升力線斜率：最大攻角：零升力攻角：最大升力系數(shù):升力系數(shù)：設(shè)計升力系數(shù):翼型的氣動特性升力特性：升力線斜率：最大攻角：零升力攻角：8阻力特性：阻力系數(shù)：俯仰力矩特性：最小阻力系數(shù)：阻力發(fā)散馬赫數(shù)：Mdd俯仰力矩系數(shù)：焦點（氣動中心）位置壓心位置零升力力矩系數(shù)：影響翼型的主要參數(shù)：前緣半徑、相對厚度、彎度及Re數(shù)阻力特性：阻力系數(shù)：俯仰力矩特性：最小阻力系數(shù)：阻力發(fā)散馬赫9翼型幾何參數(shù)與氣動特性之間的關(guān)系最大升力系數(shù)與幾何參數(shù)的關(guān)系前緣半徑的影響：前緣半徑增大，最大升力系數(shù)增加。相對彎度的影響：相對彎度增大，最大升力系數(shù)增加。相對厚度的影響：相對厚度在12%-18%時，最大升力系數(shù)最大翼型幾何參數(shù)與氣動特性之間的關(guān)系最大升力系數(shù)與幾何參數(shù)的關(guān)系10相對厚度的影響：*相對厚度較小時，升力線斜率與翼型無關(guān)；薄翼型理論指出：2π/rad*相對厚度較大時，NACA4位、5位數(shù)字普通的升力線斜率隨相對厚度增大而減小，具有光滑表面的NACA6位系列翼型的升力線斜率隨相對厚度增大而增加。相對彎度的影響：*相對厚度較大時，升力線斜率隨相對厚度增大而增加。升力線斜率與幾何參數(shù)的關(guān)系相對厚度的影響：升力線斜率與幾何參數(shù)的關(guān)系11阻力系數(shù)與幾何參數(shù)的關(guān)系相對厚度的影響：*亞聲速時，相對厚度對阻力系數(shù)影響較小；*跨、超聲速時，相對厚度對阻力系數(shù)影響很大：相對厚度增大，臨界M降低，阻力增加最大厚度位置的影響：

最大厚度位置后移，阻力降低阻力系數(shù)與幾何參數(shù)的關(guān)系相對厚度的影響：最大厚度位置的影12力矩系數(shù)與幾何參數(shù)的關(guān)系相對彎度的影響：相對彎度增大，繞道1/4弦點的力矩系數(shù)更負(fù)。迎角的影響：迎角增加，繞道1/4弦點的力矩系數(shù)更負(fù)。相對厚度的影響：相對厚度對力矩系數(shù)的影響很小。零升力攻角與相對彎度的關(guān)系相對彎度增大，零升力迎角的絕對值越大。力矩系數(shù)與幾何參數(shù)的關(guān)系相對彎度的影響：零升力攻角與相對彎13第08講：翼型的選擇與設(shè)計課件14翼型特性與飛機性能的關(guān)系高的最大升力系數(shù)有利于飛機的起降和機動性能；最小阻力系數(shù)的大小與飛機最大速度有關(guān)；升力線斜率越大，有利于飛機的巡航、起降和機動性能；最大升阻比指示續(xù)航時間和航程；航程因子（M*L/D）越大，巡航效率越高；零升力時力矩越大，需要越大的配平力矩，引起更大的配平阻力；失速臨界迎角限制著陸時飛機的擦地角和大迎角性能。翼型特性與飛機性能的關(guān)系高的最大升力系數(shù)有利于飛機的起降和機15翼型幾何參數(shù)對結(jié)構(gòu)設(shè)計的影響相對厚度越大，機翼結(jié)構(gòu)的重量越輕；弦向15%、20%、60%和70%處的翼型厚度決定著翼梁高度，翼梁高度越大，重量越輕相對厚度越大，內(nèi)部容積越大；最大升力時壓心的最前位置和最小阻力時壓心的最后位置之間的距離愈小，則壓心移動愈小，愈有利于結(jié)構(gòu)設(shè)計。翼型幾何參數(shù)對結(jié)構(gòu)設(shè)計的影響相對厚度越大，機翼結(jié)構(gòu)的重量越輕16翼型的種類與特征按氣動特征：-層流翼型-高升力翼型-超臨界翼型-超聲速翼型-低力矩翼型按用途：-飛機機翼翼型-直升機旋翼翼型-螺旋槳翼型按使用雷諾數(shù)：-低雷諾數(shù)翼型-高雷諾數(shù)翼型翼型的種類與特征按氣動特征：按用途：按使用雷諾數(shù)：17層流翼型為使翼表面的附面層保持大范圍的層流，借以減小阻力而設(shè)計的翼型。氣動特性：阻力小最初的層流翼型在非設(shè)計點和表面粗糙時，阻力增加較大比較適用于高亞聲速飛機翼型特點：最大厚度位置靠后層流翼型為使翼表面的附面層保持大范圍的層流，借以減小阻力而設(shè)18層流翼型（續(xù)）層流翼型與普通翼型氣動特性的比較層流翼型（續(xù)）層流翼型與普通翼型氣動特性的比較19高升力翼型氣動特性：-升力較高，巡航阻力與相對厚度相當(dāng)?shù)钠渌硇拖喈?dāng)；實例：NACA44族；NACA24族；NACA230族–低速通用航空飛機GAW-1；GAW-2-用于通用航空飛機的先進翼型GAW-1外形特點：-具有大的上表面前緣，以減小大迎角下負(fù)壓峰值，推遲翼型失速；-上表面比較平坦，使得升力系數(shù)為0.4時，上表面有均勻的載荷分布；-下表面后緣有較大的彎度；高升力翼型氣動特性：20超臨界翼型M∞>M臨界

亞音速區(qū)超音速區(qū)激波亞音速區(qū)附面層加厚與分離適于超臨界馬赫數(shù)飛行器的跨聲速翼型超臨界翼型M∞>M臨界亞音速區(qū)超音速區(qū)激波亞音速區(qū)21超臨界翼型（續(xù)）外形特點：*上表面較平坦，下表面后段彎曲較大，并向上內(nèi)凹，頭部半徑較大

氣動特點：*跨音速流時，激波強度明顯減弱，并靠近翼型的后緣位置*低頭力矩較大普通翼型超臨界翼型普通超臨界普通翼型與超臨界翼型的外形及跨音速壓力分布的比較

超臨界翼型（續(xù)）外形特點：普通翼型超臨界翼型普通超臨界普22超聲速翼型在超聲速飛行時，為減小波阻，翼型應(yīng)具有尖前緣，使產(chǎn)生的斜激波以代替離體的正激波。如雙弧形翼型。例如，F(xiàn)104采用了雙弧形翼型。由于尖前緣易引起氣流分離，亞聲速性能很差，為了兼顧各個速度范圍的性能，目前大多數(shù)超聲速飛機仍采用小鈍頭亞聲速翼型。超聲速翼型在超聲速飛行時，為減小波阻，翼型應(yīng)具有尖前緣，使產(chǎn)23低力矩翼型低頭力矩很小，甚至力矩方向為抬頭方向低力矩翼型低頭力矩很小，甚至力矩方向為抬頭方向24NACA翼型NACA四位數(shù)字翼型NACA五位數(shù)字翼型NACA六位數(shù)字翼型NACA翼型NACA四位數(shù)字翼型25NACA四位數(shù)字翼型美國NACA最早建立的一個低速翼型系列與早期的其他翼型相比，有較高的最大升力系數(shù)和較低的阻力系數(shù)。目前有些輕型飛機仍采用NACA四位數(shù)字翼型（如NACA2412、NACA4412）四位數(shù)字的含義：NACAXYZZ

X-相對彎度；Y–最大彎度位置；ZZ–相對厚度例如，NACA2412表示翼型的相對彎度為2%，最大彎度位置在弦長的0.4，相對厚度為12%。NACA四位數(shù)字翼型美國NACA最早建立的一個低速翼型系26NACA五位數(shù)字翼型NACA繼四位數(shù)字翼型后又提出的一個低速翼型系列。該翼型系列的厚度分布與四位數(shù)字系列相同，但中弧線參數(shù)有更大的選擇，可使最大彎度位置靠前而提高最大升力系數(shù)，降低最小阻力系數(shù)，但失速性能欠佳。五位數(shù)字的含義：NACAXYWZZ

X–設(shè)計升力系數(shù)為X·(3/20）；Y–最大彎度位置為Y/20

W–中弧線為簡單型取0，否則取1（有拐點）；ZZ-相對厚度例如NACA23012表示設(shè)計升力系數(shù)為2·(3/20）=0.3，最大彎度位置為3/20=1.5，中弧線為簡單型，相對厚度為12%.NACA五位數(shù)字翼型NACA繼四位數(shù)字翼型后又提出的一個27NACA六位數(shù)字翼型是一類層流翼型，特點：1）在一定升力系數(shù)范圍具有低阻力特性，非設(shè)計條件下也比較滿意；2）比較高的最大升力系數(shù)和比較高的臨界馬赫數(shù)；應(yīng)用廣泛：F-16：NACA64A204；NACA六位數(shù)字翼型是一類層流翼型，28NACA六位數(shù)字翼型（續(xù)）六位數(shù)字翼型的含義：NACA653-218六系列表示厚度分布使零升力下的最小壓力位置在0.5處有利升力系數(shù)范圍為：±0.3:即-0.1—+0.5設(shè)計升力系數(shù)為0.2相對厚度為18%用“A”代替“-”的六位數(shù)字翼型，表示翼型上下弧線從0.8位置至后緣都是直線。NACA六位數(shù)字翼型（續(xù)）六位數(shù)字翼型的含義：六系列表示29如何選擇翼型確定設(shè)計升力系數(shù)設(shè)計升力系數(shù)是指：飛機常用的升力系數(shù)，通常指巡航飛行時升力系數(shù)的值。在初步設(shè)計時，近似認(rèn)為：三維機翼的升力系數(shù)；翼型的升力系數(shù)；根據(jù)設(shè)計升力系數(shù)選出合適的翼型設(shè)計升力系數(shù)的計算：如何選擇翼型確定設(shè)計升力系數(shù)在初步設(shè)計時，近似認(rèn)為：三維機翼30翼型在其設(shè)計升力系數(shù)附近，具有最有利的壓力分布，其阻力系數(shù)最小，升阻比也比較大。從翼型手冊等文獻(xiàn)資料可查出有關(guān)數(shù)據(jù)右圖示出了NACA653系列的五個翼型曲線。例如，對于巡航速度M=0.8,設(shè)計升力系數(shù)在0.3～0.4左右時，選取NACA653-218較為有利，巡航飛行時翼型阻力最小。NACA653翼型的

關(guān)系翼型在其設(shè)計升力系數(shù)附近，具有最有利的壓力分布，其阻力系數(shù)312.在設(shè)計升力系數(shù)附近阻力越小越好；2.在設(shè)計升力系數(shù)附近阻力越小越好；323.較好的失速特性：最大升力系數(shù)較高，失速過程比較緩和的翼型；前緣分離后緣分離薄翼分離翼型的失速類型3.較好的失速特性：最大升力系數(shù)較高，失速過程比較緩和的翼33俯仰力矩系數(shù)應(yīng)較低或中等大小為宜，以防止過高的配平阻力；翼型的結(jié)構(gòu)高度盡可能大，以利于減輕結(jié)構(gòu)重量和內(nèi)部布置；參考統(tǒng)計值：對于亞聲速飛機：(t/c)在12%左右，相對彎度可大些以滿足最大升力系數(shù)要求；對于超聲速飛機：(t/c)在3%-6%，相對彎度可小些或為對稱翼型(t/c)低于3%翼型可能在結(jié)構(gòu)設(shè)計方面行不通典型翼型相對厚度統(tǒng)計值

俯仰力矩系數(shù)應(yīng)較低或中等大小為宜，以防止過高的配平阻力；對于34翼型的設(shè)計與修形動機：

當(dāng)選擇已有的翼型尚不能滿足新設(shè)計的飛機要求時，需要重新設(shè)計或修改翼型。手段目前已大量采用計算空氣動力學(xué)的方法設(shè)計和修改新翼型，代替以往制造各種修正翼型模型進行風(fēng)洞試驗的過程。方法1）直接法（DirectMethods）2）逆設(shè)計（InverseDesign）翼型的設(shè)計與修形動機：35直接法直接法基本過程：1）確定目標(biāo);2）人工修改翼型圖形或數(shù)據(jù);3）通過計算壓力分析并與設(shè)計要求比較分析;4）重復(fù)進行修正，直到滿足要求。前提：要求設(shè)計者有較深入的專業(yè)知識和豐富的設(shè)計經(jīng)驗

直接法直接法基本過程：36一些指導(dǎo)原則：翼型上表面前緣附近的彎度和厚度對最大升力系數(shù)有重要影響；平坦的翼型中部可能對應(yīng)高的阻力發(fā)散M數(shù)；增加上表面前部的厚度或下表面前緣附近的厚度會使激波強度增加；增加后緣彎度將增加翼型升力，同時也增加低頭力矩；上表面后部的斜率影響紊流附面層分離位置和分離區(qū)大小，從而影響翼型阻力和失速特性；最大厚度點后移，可使最小壓強點后移，從而轉(zhuǎn)捩點后移，層流附面層加長，紊流附面層縮短，摩擦阻力減少。一些指導(dǎo)原則：37實例：滑翔機翼型的修形修形動機：小迎角時氣流易分離原翼型：有很好的低速性能改變前緣形狀：消除了前緣氣流易分離，但最大升力系數(shù)降低為了維持原有的最大升力系數(shù)，前緣下部形狀最后修改成如此。實例：滑翔機翼型的修形修形動機：小迎角時氣流易分離原翼型：38逆設(shè)計方法逆設(shè)計基本過程1）給定壓力分布目標(biāo)函數(shù)和約束條件；2）通過優(yōu)化方法計算機自動修改翼型形狀；3）經(jīng)過多次迭代，達(dá)到給定誤差要求為止；

實例：超臨界翼型逆設(shè)計方法逆設(shè)計基本過程實例：超臨界翼型39AirplaneRootAirfoilTipAirfoilBeech50TwinBonanzaNACA23014.1NACA23012B-17FlyingFortressNACA0012NACA0010Cessna152NACA2412NACA0012Cessna1721973-laterNACA2412NACA2412modCessna550CitationIINACA23014NACA23012DouglasDC-3NACA2215NACA2206FairchildA-10ThunderboltIINACA6716NACA6713SikorskyS-61SH-3SeaKingNACA0012NACA0012AirplaneRootAirfoilTipAirfoi40機翼的設(shè)計機翼的設(shè)計41飛機總體設(shè)計框架設(shè)計要求

布局型式選擇

主要參數(shù)計算

發(fā)動機選擇部件外形設(shè)計機身

機翼

尾翼

起落架進氣道

三面圖部位安排圖結(jié)構(gòu)布置圖

分析計算重量計算氣動計算性能計算結(jié)構(gòu)分析

是否滿足設(shè)計要求？最優(yōu)？飛機總體設(shè)計框架設(shè)計布局型式選擇主要參數(shù)計算發(fā)動機選擇部42機翼的設(shè)計翼型的選擇與設(shè)計機翼平面形狀設(shè)計機翼安裝角和上反角的確定邊條翼、翼尖形狀增升裝置的設(shè)計副翼的設(shè)計設(shè)計舉例機翼的設(shè)計翼型的選擇與設(shè)計43翼型的選擇與設(shè)計翼型的選擇與設(shè)計44提綱翼型的幾何參數(shù)

翼型的氣動特性翼型的幾何參數(shù)與氣動特性之間的關(guān)系翼型特性與飛機性能的關(guān)系翼型的幾何參數(shù)對結(jié)構(gòu)設(shè)計的影響翼型的種類與特征NACA翼型選擇翼型時考慮的因素翼型的設(shè)計方法提綱翼型的幾何參數(shù)45常用的翼型族系常用的翼型族系46翼型的幾何參數(shù)相對厚度：前緣半徑r厚度t彎度h弦長c上弧面下弧面后緣中弧面相對彎度：最大厚度的相對位置：最大彎度的相對位置：翼型的幾何參數(shù)相對厚度：前緣半徑r厚度t彎度h弦長c上弧面下47翼型的氣動特性升力特性：升力線斜率：最大攻角：零升力攻角：最大升力系數(shù):升力系數(shù)：設(shè)計升力系數(shù):翼型的氣動特性升力特性：升力線斜率：最大攻角：零升力攻角：48阻力特性：阻力系數(shù)：俯仰力矩特性：最小阻力系數(shù)：阻力發(fā)散馬赫數(shù)：Mdd俯仰力矩系數(shù)：焦點（氣動中心）位置壓心位置零升力力矩系數(shù)：影響翼型的主要參數(shù)：前緣半徑、相對厚度、彎度及Re數(shù)阻力特性：阻力系數(shù)：俯仰力矩特性：最小阻力系數(shù)：阻力發(fā)散馬赫49翼型幾何參數(shù)與氣動特性之間的關(guān)系最大升力系數(shù)與幾何參數(shù)的關(guān)系前緣半徑的影響：前緣半徑增大，最大升力系數(shù)增加。相對彎度的影響：相對彎度增大，最大升力系數(shù)增加。相對厚度的影響：相對厚度在12%-18%時，最大升力系數(shù)最大翼型幾何參數(shù)與氣動特性之間的關(guān)系最大升力系數(shù)與幾何參數(shù)的關(guān)系50相對厚度的影響：*相對厚度較小時，升力線斜率與翼型無關(guān)；薄翼型理論指出：2π/rad*相對厚度較大時，NACA4位、5位數(shù)字普通的升力線斜率隨相對厚度增大而減小，具有光滑表面的NACA6位系列翼型的升力線斜率隨相對厚度增大而增加。相對彎度的影響：*相對厚度較大時，升力線斜率隨相對厚度增大而增加。升力線斜率與幾何參數(shù)的關(guān)系相對厚度的影響：升力線斜率與幾何參數(shù)的關(guān)系51阻力系數(shù)與幾何參數(shù)的關(guān)系相對厚度的影響：*亞聲速時，相對厚度對阻力系數(shù)影響較??；*跨、超聲速時，相對厚度對阻力系數(shù)影響很大：相對厚度增大，臨界M降低，阻力增加最大厚度位置的影響：

最大厚度位置后移，阻力降低阻力系數(shù)與幾何參數(shù)的關(guān)系相對厚度的影響：最大厚度位置的影52力矩系數(shù)與幾何參數(shù)的關(guān)系相對彎度的影響：相對彎度增大，繞道1/4弦點的力矩系數(shù)更負(fù)。迎角的影響：迎角增加，繞道1/4弦點的力矩系數(shù)更負(fù)。相對厚度的影響：相對厚度對力矩系數(shù)的影響很小。零升力攻角與相對彎度的關(guān)系相對彎度增大，零升力迎角的絕對值越大。力矩系數(shù)與幾何參數(shù)的關(guān)系相對彎度的影響：零升力攻角與相對彎53第08講：翼型的選擇與設(shè)計課件54翼型特性與飛機性能的關(guān)系高的最大升力系數(shù)有利于飛機的起降和機動性能；最小阻力系數(shù)的大小與飛機最大速度有關(guān)；升力線斜率越大，有利于飛機的巡航、起降和機動性能；最大升阻比指示續(xù)航時間和航程；航程因子（M*L/D）越大，巡航效率越高；零升力時力矩越大，需要越大的配平力矩，引起更大的配平阻力；失速臨界迎角限制著陸時飛機的擦地角和大迎角性能。翼型特性與飛機性能的關(guān)系高的最大升力系數(shù)有利于飛機的起降和機55翼型幾何參數(shù)對結(jié)構(gòu)設(shè)計的影響相對厚度越大，機翼結(jié)構(gòu)的重量越輕；弦向15%、20%、60%和70%處的翼型厚度決定著翼梁高度，翼梁高度越大，重量越輕相對厚度越大，內(nèi)部容積越大；最大升力時壓心的最前位置和最小阻力時壓心的最后位置之間的距離愈小，則壓心移動愈小，愈有利于結(jié)構(gòu)設(shè)計。翼型幾何參數(shù)對結(jié)構(gòu)設(shè)計的影響相對厚度越大，機翼結(jié)構(gòu)的重量越輕56翼型的種類與特征按氣動特征：-層流翼型-高升力翼型-超臨界翼型-超聲速翼型-低力矩翼型按用途：-飛機機翼翼型-直升機旋翼翼型-螺旋槳翼型按使用雷諾數(shù)：-低雷諾數(shù)翼型-高雷諾數(shù)翼型翼型的種類與特征按氣動特征：按用途：按使用雷諾數(shù)：57層流翼型為使翼表面的附面層保持大范圍的層流，借以減小阻力而設(shè)計的翼型。氣動特性：阻力小最初的層流翼型在非設(shè)計點和表面粗糙時，阻力增加較大比較適用于高亞聲速飛機翼型特點：最大厚度位置靠后層流翼型為使翼表面的附面層保持大范圍的層流，借以減小阻力而設(shè)58層流翼型（續(xù)）層流翼型與普通翼型氣動特性的比較層流翼型（續(xù)）層流翼型與普通翼型氣動特性的比較59高升力翼型氣動特性：-升力較高，巡航阻力與相對厚度相當(dāng)?shù)钠渌硇拖喈?dāng)；實例：NACA44族；NACA24族；NACA230族–低速通用航空飛機GAW-1；GAW-2-用于通用航空飛機的先進翼型GAW-1外形特點：-具有大的上表面前緣，以減小大迎角下負(fù)壓峰值，推遲翼型失速；-上表面比較平坦，使得升力系數(shù)為0.4時，上表面有均勻的載荷分布；-下表面后緣有較大的彎度；高升力翼型氣動特性：60超臨界翼型M∞>M臨界

亞音速區(qū)超音速區(qū)激波亞音速區(qū)附面層加厚與分離適于超臨界馬赫數(shù)飛行器的跨聲速翼型超臨界翼型M∞>M臨界亞音速區(qū)超音速區(qū)激波亞音速區(qū)61超臨界翼型（續(xù)）外形特點：*上表面較平坦，下表面后段彎曲較大，并向上內(nèi)凹，頭部半徑較大

氣動特點：*跨音速流時，激波強度明顯減弱，并靠近翼型的后緣位置*低頭力矩較大普通翼型超臨界翼型普通超臨界普通翼型與超臨界翼型的外形及跨音速壓力分布的比較

超臨界翼型（續(xù)）外形特點：普通翼型超臨界翼型普通超臨界普62超聲速翼型在超聲速飛行時，為減小波阻，翼型應(yīng)具有尖前緣，使產(chǎn)生的斜激波以代替離體的正激波。如雙弧形翼型。例如，F(xiàn)104采用了雙弧形翼型。由于尖前緣易引起氣流分離，亞聲速性能很差，為了兼顧各個速度范圍的性能，目前大多數(shù)超聲速飛機仍采用小鈍頭亞聲速翼型。超聲速翼型在超聲速飛行時，為減小波阻，翼型應(yīng)具有尖前緣，使產(chǎn)63低力矩翼型低頭力矩很小，甚至力矩方向為抬頭方向低力矩翼型低頭力矩很小，甚至力矩方向為抬頭方向64NACA翼型NACA四位數(shù)字翼型NACA五位數(shù)字翼型NACA六位數(shù)字翼型NACA翼型NACA四位數(shù)字翼型65NACA四位數(shù)字翼型美國NACA最早建立的一個低速翼型系列與早期的其他翼型相比，有較高的最大升力系數(shù)和較低的阻力系數(shù)。目前有些輕型飛機仍采用NACA四位數(shù)字翼型（如NACA2412、NACA4412）四位數(shù)字的含義：NACAXYZZ

X-相對彎度；Y–最大彎度位置；ZZ–相對厚度例如，NACA2412表示翼型的相對彎度為2%，最大彎度位置在弦長的0.4，相對厚度為12%。NACA四位數(shù)字翼型美國NACA最早建立的一個低速翼型系66NACA五位數(shù)字翼型NACA繼四位數(shù)字翼型后又提出的一個低速翼型系列。該翼型系列的厚度分布與四位數(shù)字系列相同，但中弧線參數(shù)有更大的選擇，可使最大彎度位置靠前而提高最大升力系數(shù)，降低最小阻力系數(shù)，但失速性能欠佳。五位數(shù)字的含義：NACAXYWZZ

X–設(shè)計升力系數(shù)為X·(3/20）；Y–最大彎度位置為Y/20

W–中弧線為簡單型取0，否則取1（有拐點）；ZZ-相對厚度例如NACA23012表示設(shè)計升力系數(shù)為2·(3/20）=0.3，最大彎度位置為3/20=1.5，中弧線為簡單型，相對厚度為12%.NACA五位數(shù)字翼型NACA繼四位數(shù)字翼型后又提出的一個67NACA六位數(shù)字翼型是一類層流翼型，特點：1）在一定升力系數(shù)范圍具有低阻力特性，非設(shè)計條件下也比較滿意；2）比較高的最大升力系數(shù)和比較高的臨界馬赫數(shù)；應(yīng)用廣泛：F-16：NACA64A204；NACA六位數(shù)字翼型是一類層流翼型，68NACA六位數(shù)字翼型（續(xù)）六位數(shù)字翼型的含義：NACA653-218六系列表示厚度分布使零升力下的最小壓力位置在0.5處有利升力系數(shù)范圍為：±0.3:即-0.1—+0.5設(shè)計升力系數(shù)為0.2相對厚度為18%用“A”代替“-”的六位數(shù)字翼型，表示翼型上下弧線從0.8位置至后緣都是直線。NACA六位數(shù)字翼型（續(xù)）六位數(shù)字翼型的含義：六系列表示69如何選擇翼型確定設(shè)計升力系數(shù)設(shè)計升力系數(shù)是指：飛機常用的升力系數(shù)，通常指巡航飛行時升力系數(shù)的值。在初步設(shè)計時，近似認(rèn)為：三維機翼的升力系數(shù)；翼型的升力系數(shù)；根據(jù)設(shè)計升力系數(shù)選出合適的翼型設(shè)計升力系數(shù)的計算：如何選擇翼型確定設(shè)計升力系數(shù)在初步設(shè)計時，近似認(rèn)為：三維機翼70翼型在其設(shè)計升力系數(shù)附近，具有最有利的壓力分布，其阻力系數(shù)最小，升阻比也比較大。從翼型手冊等文獻(xiàn)資料可查出有關(guān)數(shù)據(jù)右圖示出了NACA653系列的五個翼型曲線。例如，對于巡航速度M=0.8,設(shè)計升力系數(shù)在0.3～0.4左右時，選取NACA653-218較為有利，巡航飛行時翼型阻力最小。NACA653翼型的

關(guān)系翼型在其設(shè)計升力系數(shù)附近，具有最有利的壓力分布，其阻力系數(shù)712.在設(shè)計升力系數(shù)附近阻力越小越好；2.在設(shè)計升力系數(shù)附近阻力越小越好；723.較好的失速特性：最大升力系數(shù)較高，失速過程比較緩和的翼型；前緣分離后緣分離薄翼分離翼型的失速類型3.較好的失速特性：最大升力系數(shù)較高，失速過程比較緩和的翼73俯仰力矩系數(shù)應(yīng)較低或中等大小為宜，以防止過高的配平阻力；翼型的結(jié)構(gòu)高度盡可能大，以利于減輕結(jié)構(gòu)重量和內(nèi)部布置；參考統(tǒng)計值：對于亞聲速飛機：(t/c)在12%左右，相對彎度可大些以滿足最大升力系數(shù)要求；對于超聲速飛機：(t/c)在3%-6%，相對彎度可小些或為對稱翼型(t/c)低于3%翼型可能在結(jié)構(gòu)設(shè)計方面行不通典型翼型相對厚度統(tǒng)計值

俯仰力矩系數(shù)應(yīng)較低或中等大小為宜，以防止過高的配平阻力；對于74翼型的設(shè)計與修形動機：