马强，王巍 高廙玲，宋清鑫，徐天来，王娇
沈阳航空航天大学 民用航空学院 辽宁 沈阳 110136
摘 要：以NACA3412翼型为参考翼型，改变NACA3412翼型的最大相对弯度、最大弯度位置和相对厚度，模拟改变后的翼型在攻角α范围为-4°～14o的升力系数、阻力系数、升阻比和俯仰力矩系数，分析翼型气动特性变化规律。通过模拟结果得出升阻比最大的翼型，研究结果为低速翼型的设计提供了参考。
关键词：低速翼型；变参数；气动特性；翼型优化
1.序言
机翼的形状是由相对弯度、相对厚度、最大弯度位置等几何参数决定的，每个参数的变化都影响着飞行器的气动性能和飞行性能。考虑到飞行器在飞行过程中可能会遇到许多未知且不可抗的因素导致气动性能突降，所以要结合翼型在多个飞行状态和气流条件下的气动性能，对翼型进行多点优化设计，使得优化后的翼型在低速情况下的气动性能有显著的提升。参数变化对飞行器气动特性的影响已成为焦点。
国内外对弯度对翼型气动特性的研究有很多，李仁年等[1]利用CFD软件对S827、S902、S903翼型进行数值模拟计算，研究了翼型弯度对翼型的气动特性影响。岑美等[2]基于FLUENT分析了弯度对翼型性能的影响。孙振业等[3]选取NACA系列翼型为研究对象，采用经典的翼型分析软件XFOIL计算了翼型的升阻力系数。杨瑞[4]等采用计算机流体动力学的方法模拟并对比了薄、钝尾缘翼型增大了最大升力系数和升力线斜率，降低了前缘粗糙度对升力特性的影响。这些研究都对翼型的研究也有很大的推进作用。
为了研究几何参数对低速翼型气动特性的影响，本文选取了NACA四参数翼型为研究对象，NACA四参数翼型的可变参数为最大相对弯度、最大弯度位置和相对厚度。以NACA3412翼型为参考翼型，先分析了该翼型的气动特性，然后分别改变其三项参数，得到NACA3414、NACA3410、NACA3312、NACA3512、NACA2412、NACA4412六个翼型。计算不同攻角α下的升力系数、阻力系数、升阻比和俯仰力矩系数。模拟分析最大相对弯度、最大弯度位置和相对厚度对翼型气动特性的影响。
2.气动特性研究
2.1几何模型选择
基于NACA系列翼型的试验数据丰富且可靠，本文选取NACA3412为参考翼型，分别改变参考翼型NACA3412的三项参数。以NACA3410、NACA3412、NACA3414为研究对象，分析相对厚度对翼型气动特性的影响；以NACA2412、NACA3412、NACA4412为研究对象，分析最大相对弯度对翼型气动特性的影响；以NACA3312、NACA3412、NACA3512为研究对象，分析最大弯度位置对翼型气动特性的影响。
2.2网络划分及边界条件
翼型网格划分通过ICEM软件得到结构化的O型网格。翼型流场区域网格模型的网格数量为74100个，网络的疏密程度分布是根据流场的特性和计算模拟仿真的需求划分的，包括翼型以及流场这两种区域，其中壁面边界被设置成翼型的边界，而压力远场则被设置为流场区域的边界。NACA3412翼型周围网格划分局部放大图如图1所示。
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图1. NACA3412翼型网格生成效果图
2.3参考翼型的气动特性
对NACA3412翼型进行网格划分和模拟计算 ，得到升力系数曲线图、阻力系数曲线图，升阻比曲线和俯仰力矩系数曲线图如图2所示。由图可知，攻角α增加，升力系数增大；阻力系数先减小后增大；升阻比先增大后减小；俯仰力矩先减小后增大。
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图2. NACA3412翼型气动特性曲线图
3.翼型气动特性分析
采用数值计算方法对具有不同参数的NACA系列翼型进行数值模拟分析，分别研究最大相对弯度、最大弯度位置和相对厚度这三个参数对翼型气动特性的影响。利用升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数随着攻角α变化（4°～14°）的曲线对翼型气动特性进行分析。
3.1最大相对弯度对翼型气动特性影响
对NACA2412、NACA3412及NACA4412翼型进行气动特性研究，从而对翼型气动特性受最大相对弯度影响进行研究。根据升力系数、阻力系数、升阻比和俯仰力矩系数随攻角α变化的曲线对翼型气动特性进行研究。计算结果如图3所示。
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图3. 变弯度翼型气动特性曲线图
攻角α增大，三个翼型的升力系数均变大。当攻角α增加到11°时，升力系数的增大幅度开始减小。NACA2412、NACA3412和NACA4412三个翼型的最大升力系数都出现攻角α为13°时，分别是1.1806、1.2990及1.4067。在4°～14°范围内，NACA4412翼型的升力系数明显大于其它两个翼型的升力系数。由此可得，最大相对弯度增加，升力系数变大。当攻角α<1°时，攻角α增加，阻力系数会变小，攻角α>1°时，攻角α增加，阻力系数也变大，且NACA4412翼型的阻力系数略大于另外两个翼型的阻力系数。NACA2412、NACA3412和NACA4412三个翼型的最大阻力系数都出现在攻角α=13°时，分别是0.0508、0.0590及0.0517。当攻角α<1°时，攻角α增加，NACA2412、NACA3412和NACA4412翼型的俯仰力矩系数变小。NACA2412、NACA3412和NACA4412三个翼型的最大俯仰力矩系数都出现在攻角α=13°时，分别是0.0190、-0.0136及-0.0289。
3.2最大弯度位置对翼型气动特性影响
对NACA3312、NACA3412及NACA3512翼型进行气动特性研究，从而对翼型气动特性受最大弯度位置影响进行研究。从升力系数、阻力系数、升阻比和俯仰力矩系数随攻角α变化的曲线对翼型气动特性进行研究。计算结果如图4所示。
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图4. 变弯度位置翼型气动特性曲线图
攻角α增加，升力系数变大，当攻角α>12o时，升力系数的增加幅度开始变小。NACA3312、NACA3412和NACA3512三个翼型的最大升力系数均出现在攻角α=13°时，分别是1.3061、1.2990和1.2557。当攻角α处于4°～14°范围内时，NACA3512翼型的升力系数略大于其它两个翼型的升力系数。由此可得，翼型的最大弯度位置越靠近后缘，升力系数越大。当攻角α<2°时，攻角α增加，三个翼型的阻力系数变小，NACA3312翼型的阻力系数大于另外两个翼型的阻力系数。当攻角α>2°时，攻角α增加，三个翼型的阻力系数变大， NACA3512翼型的阻力系数略大于另外两个翼型的阻力系数。NACA3312、NACA3412和NACA3512的最大阻力系数都出现在攻角α为13°时，分别是0.0500、0.0590及0.0675。由此可得，当攻角α<2°时，翼型的最大弯度位置越靠近后缘，阻力系数越小；当攻角α>2°时，翼型的最大弯度位置越靠近后缘，阻力系数越大。当攻角α<1°时，攻角α增加，三个翼型俯仰力矩系数变大，随后，攻角α增加时，最大弯度位置靠近前缘的翼型俯仰力矩先增大。NACA3312、NACA3412和NACA3512三个翼型的最大俯仰力矩系数都出现在攻角α=13°时，分别是-0.0072、-0.0130和-0.0188。
3.3相对厚度对翼型气动特性影响
对NACA3410、NACA3412及NACA3414翼型进行气动特性研究，从而对翼型气动特性受相对厚度影响进行研究。从升力系数、阻力系数、升阻比和俯仰力矩系数随攻角α变化的曲线对翼型气动特性进行研究。计算结果如图5所示。
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图5变厚度翼型气动特性曲线图
由图可知，当攻角α<12°时，攻角α增加，三个翼型的升力系数变大。当攻角α>11°时，由于NACA3410翼型发生失速，攻角α增加，升力系数会变小。三个翼型的升力系数分别在攻角α为10°、13°和13°处达到最大值，分别是1.2411、1.2990及1.3200。当攻角α<0°时，攻角α增加，三个翼型的阻力系数会变小；随后，相对厚度大的翼型阻力系数先增加。NACA3410和NACA3412翼型的俯仰力矩系数随攻角α增加的曲线变化趋势是一致的，这是相对厚度不同导致的。当攻角α<0°时，攻角α增加，三个翼型的俯仰力矩系数先变大后变小；当攻角α>0°时，攻角α增加，俯仰力矩系数变大，当攻角α<0°时，NACA3410翼型的俯仰力矩系数大于其它两个翼型的俯仰力矩系数。当攻角0°<α<6°时，NACA3414翼型的俯仰力矩系数大于其它两个翼型的俯仰力矩系数。当攻角α>6°时，NACA3410翼型的俯仰力矩系数略大于其它两个翼型的俯仰力矩系数。NACA3410、NACA3412和NACA3414三个翼型的俯仰力矩系数的最大值分别在攻角α为11°、13°和13°处，分别是0.0180、0.0130及-0.0132。
4.结论
本论文先是对NACA系列翼型气动特性受相对厚度、最大弯度位置和最大相对弯度这三者影响进行研究，而后对NACA4412翼型进行了优化，结果表明：
（1）最大相对弯度越大的翼型，其升力系数也越大；
（2）最大弯度位置越靠近后缘，其升力系数越大；
（3）翼型的相对厚度越大，升力系数越大。
参考文献
[1]李仁年, 张士昂, 杨瑞,等. 风力机的翼型弯度对风力机翼型气动性能的影响[J]. 流体机械, 2009, 037(005):17-21. (美)Bruce Hohnson著 张卫华，裴洪文译. Visual Studio 2012高级编程[M]. 北京: 清华大学出版社,2014.01
[2]岑美, 李龙, 李健. 基于FLUENT分析弯度对翼型性能的影响[J]. 中国农村水利水电, 2008, 000(009):128-130,133.
[3]孙振业, 陈昕乐, 刘宇新. 弯度对风力机翼型气动噪声特性的影响[J]. 绿色科技, 2019(22):135-137.
[4]杨瑞,李仁年,张士昂,等. 钝尾缘风力机翼型气动性能计算分析[J].机械工程学报,2010,46(2):106-110.
[ 王巍，博士，讲师，研究方向：飞行器设计
邮箱：wangwei7832@163.com]，