翼型

又称“翼剖面”。平行于弹体对称平面的弹翼横截面外形。垂直于弹翼前缘的横截面外形称“法向翼型”。 翼型的气动力特性是确定弹翼性能的基本因素。绕翼型的流动是二维流，它的理论处理比较简单。因此，研究飞行器翼面的气动特性时，总是从翼型着手，然后在此基础上研究其平面形状的影响。作用在翼型上的空气动力是指作用在单位展长弹翼上的力。 早期的翼型研究以试验为主，出现了一些比较成功的低速翼型，如德国的哥廷根（Gottingen） 398和美国的克拉克 （Clark） Y等。1929年美国国家航空咨询委员会（NACA） 图1翼型（a）低速翼型；（b）亚音速层流翼型；（c）跨音速超临界翼型；（d）超音速菱形翼型；（e）超音速六角形翼型；（f）超音速双弧形翼型；（g）超音速钝后缘翼型；（h）高超音速三角楔翼型。开始了系统研究翼型，提供了很多低亚音速的翼型系列，统称NACA翼型。其它国家也研究并提出了自己的翼型系列，如苏联的АГИ翼型、英国的RAE翼型和德国的DVL翼型等。 按使用的速度范围翼型分为低速、亚音速、跨音速、超音速和高超音速几类。各类翼型的大致形状见图1，主要气动特性曲线见图2。主要气动特性参数有升力线斜率、零升迎角、最大升力系数、最小阻力系数、升阻比（通常指最大升阻比）、空气动力中心位置和零升力矩等。除翼型的几何形状外，影响这些参数的主要是马赫数和雷诺数。 低速翼型的主要性能要求是升阻比大，最大升力系数高，最小阻力系数低及低阻范围宽。低速翼型的头部丰满，最大厚度靠前。 亚音速翼型同低速翼型没有质的差别。由于速度提高， 图2翼型的气动特性曲线（a）亚音速翼型的Cymax与Czmin；与Cxmint；（b）亚音速翼型的极线图；（c）薄翼型的升力线斜率。Cymax—最大升力系数 ；Czmin—最小阻力系数；Re—雷诺数；Cy—升力系数；Cz— 阻力系数；Ca y—升力线斜率；M一马赫数。降低最小阻力系数的要求更为突出，同时也要求提高临界马赫数。层流翼型是比较理想的亚音速翼型。特点是最大厚度后移，前缘半径较小。 跨音速翼型的基本要求，是在超临界流动状态下，避免出现激波或使激波的不利影响减到最小，以便弹翼保持高效率，并保证安全飞行。已有的跨音速翼型有英国的皮尔塞（H. H. Pearcey）提出的尖峰翼型、美国的惠特科姆（R.T. Whitcomb）提出的超临界翼型等。目前，跨音速翼 型尚处于研究试验阶段。 超音速飞行中，为避免出现离体的正激波增大波阻，超音速翼型要求有尖的前缘，常见的有双楔形（菱形）、双弧形、六角形及钝后缘形等。对具有亚音速前缘的超音速弹翼，采用的是小钝头亚音速翼型。 高超音速翼型最好是下边为直线的三角楔。其最大厚度为弦长的5 ％，并位于距前缘三分之二弦长处。为减小气动加热对前缘的烧蚀，要求前缘为钝头。