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naca2412翼型數(shù)據(jù)升阻比的簡單介紹

所屬分類:下載專區(qū) 發(fā)布日期:2024-09-23 瀏覽次數(shù):10

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)升阻比我個人比較喜歡用 Eppler 379, 它在 50kmh 的時候的表現(xiàn)估計會不錯, 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, 這個沒什么意義, 襟翼不會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,設(shè)計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,地面試驗表明,帶肋結(jié)構(gòu)設(shè)計可實現(xiàn)翼型從NACA0012到NACA2412之間自主變化2015年,美國空軍實驗室的James等人設(shè)計了基于“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,已取得實驗數(shù)據(jù)的有相對厚度為6%8%9%10%12%15%18%21%24%,相對彎度為0%1%2%三種,中弧線。

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naca2412翼型數(shù)據(jù)升阻比的簡單介紹

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因為輸出的翼型坐標(biāo)。

此翼型在風(fēng)洞試驗中的試驗數(shù)據(jù) 圖5 風(fēng)洞試驗下翼型的極曲線 圖6 風(fēng)洞試驗下翼型的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,連續(xù)方程參數(shù)和升力阻力系數(shù)不能繼續(xù)收斂所以計算取值點受到一定的局限,出現(xiàn)失速現(xiàn)象,計算值與試驗參數(shù)相差較大,在未失速時相對與實驗數(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,導(dǎo)入UG創(chuàng)建樣條曲線,連接所有的點,獲得翼型曲線。

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升阻比較高的翼型氣體動力性能更佳由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,翼型的。

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