風力機空氣動力學翼型動力學(1)ppt課件

1、華北電力大學華北電力大學風能專業(yè)課程風能專業(yè)課程 1風力機空氣動力學風力機空氣動力學華北電力大學可再生能源學院華北電力大學可再生能源學院概述 風能是一種清潔的可再生能源，風力發(fā)電是風能利用的重要方式，也是目前可再生能源中技術最成熟、最具有規(guī)?；_發(fā)條件和商業(yè)化開展前景的發(fā)電方式之一。 風能技術是一項綜合技術，它涉及空氣動力學、構造動力學、氣候學、機械工程、電氣工程、控制技術、資料科學、環(huán)境科學等多個學科和多種領域。華北電力大學華北電力大學風能專業(yè)課程風能專業(yè)課程 2華北電力大學華北電力大學風能專業(yè)課程風能專業(yè)課程 3概述風力發(fā)電風力發(fā)電經(jīng)過風力機的轉子經(jīng)過風力機的轉子轉軸轉軸變速系統(tǒng)變速系統(tǒng)發(fā)

2、電機等，把風所發(fā)電機等，把風所具有的動能具有的動能機械能機械能電能的過程。電能的過程。經(jīng)過作用轉子葉片上的空氣動力或力矩驅動轉子轉動。經(jīng)過作用轉子葉片上的空氣動力或力矩驅動轉子轉動。風力機空氣動力學是從事風電任務的工程師們所必需具備風力機空氣動力學是從事風電任務的工程師們所必需具備的專業(yè)根底知識。的專業(yè)根底知識。華北電力大學華北電力大學風能專業(yè)課程風能專業(yè)課程 4概述華北電力大學華北電力大學風能專業(yè)課程風能專業(yè)課程 5概述華北電力大學華北電力大學風能專業(yè)課程風能專業(yè)課程 6內(nèi)容提要空氣動力學根底參考書目空氣動力學，錢翼禝 流膂力學，王松嶺空氣動力學根底，徐華舫風力機空氣動力學參考書風工程與工業(yè)

3、空氣動力學， 賀德馨風力機翼型 風力機翼型：風力機葉片的剖面外形稱之為風力機翼型 其對風力機性能有很大影響 風力機翼型主要選自航空翼型，如NACA44系列，NACA63-2系列華北電力大學華北電力大學風能專業(yè)課程風能專業(yè)課程 7華北電力大學華北電力大學風能專業(yè)課程風能專業(yè)課程 81：空氣動力學根底 1-1:低速翼型 翼型的幾何參數(shù)翼型的幾何參數(shù) 翼型的外形翼型的外形 中弧線：翼型周線內(nèi)切圓圓心的連線稱為中弧線，也可將垂直于弦線度量的上、中弧線：翼型周線內(nèi)切圓圓心的連線稱為中弧線，也可將垂直于弦線度量的上、下外表間間隔的中點連線稱為中弧線。它是表示翼型彎曲程度的一條曲線下外表間間隔的中點連線稱為

4、中弧線。它是表示翼型彎曲程度的一條曲線前緣前緣厚度厚度t中弧線中弧線后緣后緣彎度彎度f弦線弦線弦長弦長c 后緣角華北電力大學華北電力大學風能專業(yè)課程風能專業(yè)課程 91：空氣動力學根底 翼型的外形翼型的外形前緣前緣 ：翼型中弧線的最前點稱為翼型前緣。：翼型中弧線的最前點稱為翼型前緣。后緣后緣 ：翼型中弧線的最后點稱為翼型后緣。：翼型中弧線的最后點稱為翼型后緣。弦長弦長 ：翼型前后緣之間的連線稱為翼型弦線，弦線的長度：翼型前后緣之間的連線稱為翼型弦線，弦線的長度 稱為翼型弦長。翼弦是翼型的特征長度，單位為米稱為翼型弦長。翼弦是翼型的特征長度，單位為米前緣前緣厚度厚度t中弧線中弧線后緣后緣彎度彎度f

5、弦線弦線弦長弦長c 后緣角華北電力大學華北電力大學風能專業(yè)課程風能專業(yè)課程 101：空氣動力學根底 翼型空氣動力特性上翼面上翼面 ：凸出的翼型外表：凸出的翼型外表下翼面：下翼面： 平緩的翼型外表平緩的翼型外表前緣前緣厚度厚度t中弧線中弧線后緣后緣彎度彎度f弦線弦線弦長弦長c 后緣角1：空氣動力學根底 翼型空氣動力特性厚度厚度t：翼型周線內(nèi)切圓的直徑稱為翼型厚度，也：翼型周線內(nèi)切圓的直徑稱為翼型厚度，也可將垂直于弦線度量的上、下外表間的間隔稱為可將垂直于弦線度量的上、下外表間的間隔稱為翼型厚度。翼型厚度。 最大厚度與弦長的比值稱為翼型相對厚度，又稱最大厚度與弦長的比值稱為翼型相對厚度，又稱為厚弦

6、比。相對厚度用百分數(shù)表示。為厚弦比。相對厚度用百分數(shù)表示。前緣前緣厚度厚度t中弧線中弧線后緣后緣彎度彎度f弦線弦線弦長弦長c 后緣角風能專業(yè)課程風能專業(yè)課程 華北電力大學華北電力大學1：空氣動力學根底 翼型空氣動力特性最大厚度位置：翼型的最大厚度所在的位置到前最大厚度位置：翼型的最大厚度所在的位置到前緣的間隔稱為最大厚度位置，通常以其與翼弦的緣的間隔稱為最大厚度位置，通常以其與翼弦的比值來表示。比值來表示。 前緣前緣厚度厚度t中弧線中弧線后緣后緣彎度彎度f弦線弦線弦長弦長c 后緣角風能專業(yè)課程風能專業(yè)課程 華北電力大學華北電力大學1：空氣動力學根底 翼型空氣動力特性彎度彎度f：中弧線到弦線的最

7、大垂直間隔稱為翼型彎：中弧線到弦線的最大垂直間隔稱為翼型彎度，彎度與弦長的比值稱為相對彎度。度，彎度與弦長的比值稱為相對彎度。相對彎度的大小表示翼型的不對稱程度。相對彎度的大小表示翼型的不對稱程度。前緣前緣厚度厚度t中弧線中弧線后緣后緣彎度彎度f弦線弦線弦長弦長c 后緣角風能專業(yè)課程風能專業(yè)課程 華北電力大學華北電力大學 翼型的氣動特性 翼型所受的力是作用在上下外表的分布力之合力。外表力有兩種，一種是法向力，即壓力；另一種是切向力，即摩擦阻力。這里定義和遠前方來流相垂直的合力為升力，而與遠方來流方向相一致的合力為阻力，升力和阻力通常表示為量綱為一的升力系數(shù) 和阻力系數(shù) ，二者的定義如下： 其中

8、的L和D分別代表升力和阻力，單位為N；來流的動壓頭為 ，單位是 C是弦長，單位是m.dClC22,1122ldLDCCcc2122/N mCd風能專業(yè)課程風能專業(yè)課程 華北電力大學華北電力大學1：空氣動力學根底 翼型空氣動力特性俯仰力矩 翼型上的分布壓力可以合成一個力升力和一個力矩，如以下圖所示,這個力矩名為俯仰力矩。 俯仰力矩系數(shù)： 翼型的升力和俯仰力矩 規(guī)定抬頭力矩為正，低頭力矩為負。俯力矩系數(shù)是翼型的重要氣動參數(shù)之一 ，計算全機的平衡時必需用到它。 2212mMCc風能專業(yè)課程風能專業(yè)課程 華北電力大學華北電力大學1：空氣動力學根底 翼型空氣動力特性1.作用在翼型上的氣動力升力作用在翼型

9、上的氣動力升力重要概念：攻角又稱迎角重要概念：攻角又稱迎角華北電力大學華北電力大學風能專業(yè)課程風能專業(yè)課程 161：空氣動力學根底 翼型空氣動力特性機翼攻角機翼攻角迎角的大小反映了相對氣流與機翼之間的相互關系。迎角不同，相對氣流流過機翼時的情況就不同，產(chǎn)生的空氣動力就不同，從而升力也不同。所以迎角是機翼產(chǎn)生空氣動力的重要參數(shù)迎角有正負之分:氣流方向指向機翼下外表的為正迎角，如圖中(a)、(b)所示。氣流方向指向機翼上外表的為負迎角，如圖中(c)所示。風能專業(yè)課程風能專業(yè)課程 華北電力大學華北電力大學1：空氣動力學根底 翼型空氣動力特性從空氣流過機翼的流線譜中可以看到，空氣流到機翼前緣，分成上下

10、兩股，分別沿機翼上、下外表向后流動，由于機翼有一定的正迎角，上外表又比較凸出，所以機翼上外表的流管必然變細，根據(jù)延續(xù)方程和伯努利方程可知其流速增大、壓強下降。下外表那么相反，流管變粗，流速減少，壓強增大。垂直于相對氣流方向壓力差就是機翼的升力。 升力如何產(chǎn)生？升力如何產(chǎn)生？風能專業(yè)課程風能專業(yè)課程 華北電力大學華北電力大學1：空氣動力學根底 翼型空氣動力特性 壓力中心又稱氣動中心 壓力中心即氣動合力的作用點，是合力作用線與翼弦的交點。作用在壓力中心上的只需升力與阻力，而無力矩。 壓力中心的位置通常用距前緣的 間隔表示，大多數(shù)普通翼型的氣動中心位于0.25倍弦優(yōu)點。華北電力大學華北電力大學風能專

11、業(yè)課程風能專業(yè)課程 191：空氣動力學根底 翼型空氣動力特性二 翼型外表的壓力分布 為了便于分析機翼各部分對產(chǎn)生升力的奉獻，根據(jù)圖的實驗，可繪出機翼上下外表壓強分布圖。在壓強分布圖上繪出的不是各點絕對壓強值，而且壓力系數(shù) 。其定義如下：221CPPCp式中P是機翼上某點的絕對壓強 風能專業(yè)課程風能專業(yè)課程 華北電力大學華北電力大學1：空氣動力學根底 翼型空氣動力特性根據(jù)氣流的低速伯努利利方程，壓力系數(shù)可以表示為如下方式： 式中為機翼外表某一點流速。根據(jù)實驗，在低速范圍內(nèi)，機翼的流線譜根本不隨速度變化，亦即流管截面積根本不變，由不可壓流延續(xù)方程可知是一個確定的數(shù),壓力系數(shù)也就是一個確定的數(shù)，當迎

12、角和翼型改動時，流線譜也要發(fā)生變化，壓力系數(shù)也隨之而改動。綜上所述，在低速范圍內(nèi)，壓力系數(shù)只隨翼型和迎角變化，與氣流動壓無關。221CCCpCC風能專業(yè)課程風能專業(yè)課程 華北電力大學華北電力大學1：空氣動力學根底 翼型空氣動力特性翼型的壓強分布圖分兩種表示方法。一種是矢量法，另一種是坐標法。 矢量法：如下圖，圖中各線段均垂直于翼型外表，線段的長度表示壓力系數(shù)的大小，箭頭向外為負值，箭頭向里為正值, 將各個矢量的外端用平滑的曲線銜接起來，便是用矢量表示的壓強分布圖。 圖中壓強最低吸力最大的一點(B點)是最低壓強點。在前緣近，壓強最高的一點(A)，是前駐點。風能專業(yè)課程風能專業(yè)課程 華北電力大學華

13、北電力大學1：空氣動力學根底 翼型空氣動力特性坐標法：如下圖，以翼弦相對量xc作橫坐標，將機翼各測點投影在橫坐標(翼弦)上，然后將各測點上的壓力數(shù)值作為縱坐標畫出。 壓力系數(shù)為正的畫在橫坐標下方，壓力系數(shù)為負的畫在橫坐標上方，再用平滑曲線依次銜接圖上各點，這就是用坐標表示的壓強分布圖。用坐標法表示的機翼壓強分布風能專業(yè)課程風能專業(yè)課程 華北電力大學華北電力大學1：空氣動力學根底 翼型空氣動力特性翼型外表壓強分布 翼面壓強分布不僅是構造設計和強度計算的主要外載荷根據(jù)，也可用來判別翼型繞流流態(tài)和近似確定升力和力矩特性。 假設知翼型的壓強分布,那么小迎角時的升力系數(shù)和力矩系數(shù)可經(jīng)過以下積分計算求得，

14、 10)(xdCCCppl上下10)(xdxCCmppz上下風能專業(yè)課程風能專業(yè)課程 華北電力大學華北電力大學1：空氣動力學根底 翼型空氣動力特性由上式可以看出，升力系數(shù)就是壓強分布圖中上下翼面壓力系數(shù)曲線所圍的面積。有了翼型的壓強分布圖，便可了解翼型各部分所產(chǎn)生的升力在總升力中所占的比重。圖 闡明：機翼產(chǎn)生升力主要靠上外表的壓強減少(產(chǎn)生吸力)的作用，而不是靠下外表的壓強增大。由上外表的吸力所構成的升力普通約占總升力的6080%，而由下外表的壓強所構成的升力只占總升力的2040。 10)(xdCCCppl上下10)(xdxCCmppz上下風能專業(yè)課程風能專業(yè)課程 華北電力大學華北電力大學1：

15、空氣動力學根底 翼型空氣動力特性升力的推導：無限長翼展距形型翼風能專業(yè)課程風能專業(yè)課程 華北電力大學華北電力大學1：空氣動力學根底 翼型空氣動力特性為了推導升力公式，假設氣流以速度 延續(xù)、穩(wěn)定流過一個固定迎角的、無限長翼展的矩形翼，此機翼上每個剖面的翼型都是完全一樣的。如下圖，在機翼上沿翼展方向取長度為 的一段機翼。其面積 ClblS為計算整個機翼的升力，首先在其上任取一長度為 、寬度為 、面積為 的一小塊微元機翼ds=lxdsdldX可以以為這塊微元機翼的上、下外表壓力分布是均勻的，這樣就很容易算出它的升力。可以以為這塊微元機翼的上、下外表壓力分布是均勻的，這樣就很容易算出它的升力。 流過機

16、翼上下外表的氣流速度、壓強在流過機翼上下外表的氣流速度、壓強在-截面處分別為截面處分別為 、 及、，根及、，根據(jù)壓力系數(shù)定義據(jù)壓力系數(shù)定義有有 221CPPP上上PCPP221上C上P下P下C 機翼無限小面積所產(chǎn)生的升力見圖應為機翼無限小面積所產(chǎn)生的升力見圖應為 而而 那么得那么得 整個機翼的升力整個機翼的升力(Y)應為：應為： 取取 ，上式改寫成：，上式改寫成： 令令 稱為升力系數(shù)，于是機翼的升力稱為升力系數(shù)，于是機翼的升力 為：為： 下下PCPP221ldxdsbxX xdPPCl)(10上下CldsPPCdY)(212上下ldxPPCYb)(2102上下ldxPPCdY)(212上下xd

17、PPSCxbldPPCYb)(21)(2110202上下上下ACCYl221dsdYACCYl221上式稱為升力公式，它雖是用無限矩形翼推導出來的，但同樣適用于各種平面外形有限長機翼。從公式可以看出機翼升力大小與相對氣流的動壓成正比，與機翼面積成正比，與升力系數(shù)成正比。 升力系數(shù)的大小綜合地反映了迎角，翼型等要素對升力的影響，普通由實驗測定。從實驗結果看，相對彎度大的機翼，其升力系數(shù)大，這里由于相對彎度大，上下翼面流管的變化大，上下壓力系數(shù)的差值就大。華北電力大學華北電力大學風能專業(yè)課程風能專業(yè)課程 1：空氣動力學根底 翼型空氣動力特性 翼型的升力特性：用升力系數(shù)翼型的升力特性：用升力系數(shù)CL

18、隨攻角隨攻角變化的曲線升變化的曲線升力特性曲線來描畫。如下圖力特性曲線來描畫。如下圖華北電力大學華北電力大學風能專業(yè)課程風能專業(yè)課程 30。1：空氣動力學根底 翼型空氣動力特性華北電力大學華北電力大學風能專業(yè)課程風能專業(yè)課程 311：空氣動力學根底 翼型空氣動力特性當攻角不大時，升力系數(shù)根本上隨攻角的增大而正比例增大；當攻角較大時，升力系數(shù)隨攻 角增大時的趨勢減弱，曲線得平緩；當攻角增大到一定值，即臨界 角攻角時，升力系數(shù)將隨攻角的增大而減少。升力系數(shù)隨攻角的變化規(guī)律，可以從左圖的流線譜和壓強分布隨攻角的變化中得到解釋，攻角不大時，機翼后緣的渦流還小，對機翼流線譜的影響不大，上下外表的壓力系數(shù)

19、根本上隨攻角成比例變化；當攻角較大時,后緣渦流區(qū)增大到開場影響流線譜和壓強分布.升力系數(shù)隨攻角增大的比較緩慢，當攻角等于臨界迎角時，后緣渦流區(qū)迅速擴展，氣流已不能平順地流過機翼上外表；壓力系數(shù)(絕對值)急劇減少，升力系數(shù)下降。華北電力大學華北電力大學風能專業(yè)課程風能專業(yè)課程 1：空氣動力學根底 翼型空氣動力特性(二)表征翼型升力特征的幾個參數(shù) 1零升力迎角 升力系數(shù)為零的迎角，稱為零升力迎角，記作 。不同翼型的零升力迎角的大小是不同的，主要是隨翼型的相對彎度而變化。相對彎度大， 的絕對值也大，對稱形翼型的 等于零。2臨界迎角和最大升力系數(shù)( Clmax )。 在翼型的升力特性曲線上，當升力系數(shù)

20、從零添加時，出現(xiàn)的第一個部分最大值，稱為最大升力系數(shù)。最大升力系數(shù)所對應的迎角，稱為臨界迎角。0f00華北電力大學華北電力大學風能專業(yè)課程風能專業(yè)課程 1：空氣動力學根底 翼型空氣動力特性 影響最大升力系數(shù)影響最大升力系數(shù) 的要素很多，主的要素很多，主要是翼型的相對彎度、最大彎度位置、厚弦比、要是翼型的相對彎度、最大彎度位置、厚弦比、前緣半徑等。實驗闡明，相對彎度較大的翼型，前緣半徑等。實驗闡明，相對彎度較大的翼型，最大升力系數(shù)較大，同一相對彎度，最大彎度位最大升力系數(shù)較大，同一相對彎度，最大彎度位置在置在15左右時，左右時， 最大，對普通翼型，厚最大，對普通翼型，厚弦比在弦比在914范圍內(nèi)，

21、范圍內(nèi)， 最大。最大。 3升力系數(shù)曲線斜率升力系數(shù)曲線斜率( ) 升力系數(shù)曲線斜率是指改動單位迎角時，升升力系數(shù)曲線斜率是指改動單位迎角時，升力系數(shù)力系數(shù) 的相應的改動量，即的相應的改動量，即 ，如翼型、飛，如翼型、飛行行M數(shù)一定時，數(shù)一定時， 也可以寫成也可以寫成 在中小迎角范圍內(nèi)，由于在中小迎角范圍內(nèi)，由于翼型上外表的氣翼型上外表的氣 流分別還不顯著，流分別還不顯著， 與與 成線性關系，成線性關系， 等于常數(shù)，每個翼型的準確值應由實驗確定。假等于常數(shù)，每個翼型的準確值應由實驗確定。假設知設知 可用下式估算中小迎角范圍內(nèi)的可用下式估算中小迎角范圍內(nèi)的 。 maxlClCmaxlCmaxlCl

22、CllCCddCClllClC)(0llCClClC翼型的阻力翼型的阻力 翼型的阻力包括摩擦阻力和壓差阻力：翼型的阻力包括摩擦阻力和壓差阻力： 摩擦阻力：根據(jù)以前所說的有關氣體粘性及低速附面層摩擦阻力：根據(jù)以前所說的有關氣體粘性及低速附面層的知識，我們知道，空氣流過機翼時，由于空氣有粘性，的知識，我們知道，空氣流過機翼時，由于空氣有粘性，在貼近機翼外表的地方構成附面層。在附面層內(nèi)特別是在貼近機翼外表的地方構成附面層。在附面層內(nèi)特別是附面層底層有顯著的速度梯度，因此在機翼外表就存在摩附面層底層有顯著的速度梯度，因此在機翼外表就存在摩擦力，其方向切于物面。機翼外表各處摩擦力在相對氣流擦力，其方向切

23、于物面。機翼外表各處摩擦力在相對氣流方向上的投影的總和，就是整個機翼的摩擦阻力。方向上的投影的總和，就是整個機翼的摩擦阻力。 壓差阻力：空氣流過機翼的過程中，在機翼前緣遭到阻壓差阻力：空氣流過機翼的過程中，在機翼前緣遭到阻撓，流速減慢，壓強增大；在機翼后緣，壓強減少，特別撓，流速減慢，壓強增大；在機翼后緣，壓強減少，特別是在較大迎角下，由于氣流分別構成渦流區(qū)，在渦流區(qū)內(nèi)是在較大迎角下，由于氣流分別構成渦流區(qū)，在渦流區(qū)內(nèi)壓強減少較多，這樣，機翼前后便產(chǎn)生壓強差，構成阻力壓強減少較多，這樣，機翼前后便產(chǎn)生壓強差，構成阻力，這種阻力叫做壓差阻力，這種阻力叫做壓差阻力 華北電力大學華北電力大學風能專業(yè)

24、課程風能專業(yè)課程 1：空氣動力學根底 翼型空氣動力特性 翼型的阻力特性：即可以用翼型阻力系數(shù)隨攻角變化的阻力特性曲線描畫，也可以用翼型阻力系數(shù)隨翼型升力系數(shù)變化的極曲線來表示。 華北電力大學華北電力大學風能專業(yè)課程風能專業(yè)課程 36兩個特性參數(shù)：最小阻力系數(shù)兩個特性參數(shù)：最小阻力系數(shù)CDmin及對應攻角及對應攻角CDmin1：空氣動力學根底 翼型空氣動力特性 阻力系數(shù)曲線 阻力系數(shù)是隨著迎角的增大而不斷增大的。在小阻力系數(shù)是隨著迎角的增大而不斷增大的。在小迎角下，阻力系數(shù)較小，且增大得較慢，此時翼迎角下，阻力系數(shù)較小，且增大得較慢，此時翼型阻力主要是摩擦阻力，隨著攻角的增大，翼型型阻力主要是摩

25、擦阻力，隨著攻角的增大，翼型外表發(fā)生流動分別，壓差阻力在總阻力中所占的外表發(fā)生流動分別，壓差阻力在總阻力中所占的比重逐漸增大。當攻角繼續(xù)增時，翼型外表發(fā)生比重逐漸增大。當攻角繼續(xù)增時，翼型外表發(fā)生嚴重的流動分別，渦流區(qū)迅速擴展，壓差阻力急嚴重的流動分別，渦流區(qū)迅速擴展，壓差阻力急劇增大，阻力系數(shù)也猛烈增大。阻力系數(shù)隨攻角劇增大，阻力系數(shù)也猛烈增大。阻力系數(shù)隨攻角添加迅速增大。添加迅速增大。在曲線上阻力系數(shù)最小值，稱為最小阻力系數(shù)。在曲線上阻力系數(shù)最小值，稱為最小阻力系數(shù)。它是一個很主要的氣動參數(shù)。它是一個很主要的氣動參數(shù)。 極曲線： 在風力機的設計中往往更關懷升力和阻力的比值升阻比L/D以及最

26、正確升阻比。經(jīng)過極曲線又稱艾菲爾曲線來討論。華北電力大學華北電力大學風能專業(yè)課程風能專業(yè)課程 381：空氣動力學根底 翼型空氣動力特性 極曲線上的每一點對應一種升阻比及相應的攻角形狀，如0、CDmin、CT等。 為了得到最正確升阻比，可從原點作極曲線的切線，由于此時的夾角最大，故切點處的升阻比CL/CD=tg 最大，對應的攻角為最有利攻角。華北電力大學華北電力大學風能專業(yè)課程風能專業(yè)課程 391：空氣動力學根底 翼型空氣動力特性隨著航空科學的開展，世界各主要航空興隆的國家建立了隨著航空科學的開展，世界各主要航空興隆的國家建立了各種翼型系列。美國有各種翼型系列。美國有NACA系列，德國有系列，德

27、國有DU系列，英國系列，英國有有RAE系列等。系列等。這些翼型的資料包括幾何特性和氣動特性，可供氣動設計這些翼型的資料包括幾何特性和氣動特性，可供氣動設計人員選取適宜的翼型。人員選取適宜的翼型。在現(xiàn)有的翼型資料中，在現(xiàn)有的翼型資料中，NACA翼型系列的資料比較豐富，翼型系列的資料比較豐富，飛行器上采用這一系列的翼型也比較多。飛行器上采用這一系列的翼型也比較多。NACA翼型系列翼型系列主要包括以下一些翼型族：主要包括以下一些翼型族：華北電力大學華北電力大學風能專業(yè)課程風能專業(yè)課程 1：空氣動力學根底 翼型空氣動力特性華北電力大學華北電力大學風能專業(yè)課程風能專業(yè)課程 41NACA四位數(shù)字翼族這是最

28、早建立的一個低速翼型族，它的中弧線由前后兩端拋物線組成，在中弧線的最高點處二者相切；厚度分布函數(shù)由閱歷的解析公式確定。NACA翼型族的厚度分布用式子表示為: 式中t為翼型的最大厚度。中弧線方程是：式中的f是中弧線最高點的縱坐標，p 是此點最高的弦向位置。234(0.296900.126000.351600.2843300.10150)0.20tyxxxxx厚2222(2),(1 2 )2,(1)fypxxxppfyppxxxpp中中1：空氣動力學根底 翼型空氣動力特性華北電力大學華北電力大學風能專業(yè)課程風能專業(yè)課程 42 NACA NACA四位數(shù)翼型的表達方式：四位數(shù)翼型的表達方式： 翼型的生

29、成翼型的生成 其中，第一位數(shù)代表中弧線最高點的縱坐標即彎度其中，第一位數(shù)代表中弧線最高點的縱坐標即彎度f f，是弦長，是弦長的百分數(shù)；第二位代表此最高點的弦向位置的百分數(shù)；第二位代表此最高點的弦向位置p,p,是弦長的非常數(shù)；最后是弦長的非常數(shù)；最后的兩位數(shù)代表厚度，是弦長的百分數(shù)。的兩位數(shù)代表厚度，是弦長的百分數(shù)。例如例如 NACA0006 NACA0006是一個無彎度，厚是一個無彎度，厚6 6的翼型。的翼型。NACA 2415 NACA 2415 是一個是一個有有2 2彎度，中弧線最高點位置在彎度，中弧線最高點位置在4040弦優(yōu)點，厚度為弦優(yōu)點，厚度為1515的翼型。的翼型。1：空氣動力學根

30、底 翼型空氣動力特性華北電力大學華北電力大學風能專業(yè)課程風能專業(yè)課程 43NACANACA五位數(shù)字翼族五位數(shù)字翼族 其中，第一位數(shù)代表彎度，但不是一個直接的其中，第一位數(shù)代表彎度，但不是一個直接的幾何參數(shù)，而是經(jīng)過設計升力系數(shù)來表達的，這幾何參數(shù)，而是經(jīng)過設計升力系數(shù)來表達的，這個數(shù)乘以個數(shù)乘以3/23/2就等于設計升力系數(shù)的就等于設計升力系數(shù)的1010倍；第二、倍；第二、第三兩位數(shù)是第三兩位數(shù)是2p2p，以弦長的百分數(shù)來表示；最后，以弦長的百分數(shù)來表示；最后兩位數(shù)仍是百分厚度。兩位數(shù)仍是百分厚度。例如：例如：NACA23012NACA23012這種翼型它的設計升力系數(shù)這種翼型它的設計升力系數(shù)

31、是是2 2* *3/20=0.30;p=(1/2)3/20=0.30;p=(1/2)* *30,30,即中弧線最高點的弦即中弧線最高點的弦向位置在向位置在1515弦優(yōu)點，厚度仍為弦優(yōu)點，厚度仍為1212。1：空氣動力學根底 翼型空氣動力特性華北電力大學華北電力大學風能專業(yè)課程風能專業(yè)課程 44層流翼型層流翼型 從粘流的研討中知道，在同一個雷諾數(shù)下，從粘流的研討中知道，在同一個雷諾數(shù)下，物體的摩擦阻力系數(shù)還取決于邊境層中的流態(tài)，物體的摩擦阻力系數(shù)還取決于邊境層中的流態(tài)，紊流的摩阻系數(shù)可以比層流的大好幾倍。促使流紊流的摩阻系數(shù)可以比層流的大好幾倍。促使流態(tài)從層流過渡到紊流的要素有好幾個，其中壓強態(tài)

32、從層流過渡到紊流的要素有好幾個，其中壓強梯度是最重要的一個。在順壓梯度梯度是最重要的一個。在順壓梯度dp/ds0dp/ds0dp/ds0下，下，流態(tài)容易變?yōu)槲蓱B(tài)，逆壓梯度越大，流態(tài)變化越流態(tài)容易變?yōu)槲蓱B(tài)，逆壓梯度越大，流態(tài)變化越早。早。NACANACA四位數(shù)翼型和五位數(shù)字翼型四位數(shù)翼型和五位數(shù)字翼型, ,不論迎角大不論迎角大小，上翼面的最低壓強點都非常接近前緣，氣流小，上翼面的最低壓強點都非常接近前緣，氣流過了最低壓強點之后就開場減速了。所以這些翼過了最低壓強點之后就開場減速了。所以這些翼型的上翼面邊境層中氣流所走的路程有型的上翼面邊境層中氣流所走的路程有9595以上以上是在逆壓梯度區(qū)內(nèi)，邊境

33、層內(nèi)的流態(tài)很快轉變成是在逆壓梯度區(qū)內(nèi)，邊境層內(nèi)的流態(tài)很快轉變成了紊流，結果翼型的摩擦阻力中紊流摩阻占了很了紊流，結果翼型的摩擦阻力中紊流摩阻占了很大比重。大比重。 為了盡量使最低壓強點向后移，以加長順為了盡量使最低壓強點向后移，以加長順壓梯度段的長度，減短逆壓梯度段，以此來減小壓梯度段的長度，減短逆壓梯度段，以此來減小摩阻所占比重，從而大大降低翼型的總摩阻。這摩阻所占比重，從而大大降低翼型的總摩阻。這樣對應的翼型為層流翼型的翼族。樣對應的翼型為層流翼型的翼族。1：空氣動力學根底 翼型空氣動力特性層流翼型是一種為使翼外表堅持大范圍的層流，以減小阻力而設計的層流翼型是一種為使翼外表堅持大范圍的層流

34、，以減小阻力而設計的翼型。翼型。與普通翼型相比，層流翼型的最大厚度位置更靠后緣，前緣半徑較小與普通翼型相比，層流翼型的最大厚度位置更靠后緣，前緣半徑較小，上外表比較平坦，能使翼外表盡能夠堅持層流流動，從而可減少摩，上外表比較平坦，能使翼外表盡能夠堅持層流流動，從而可減少摩擦阻力。擦阻力。層流翼型根本原理是在氣流到達接近機翼后緣升壓區(qū)之前，盡能夠在層流翼型根本原理是在氣流到達接近機翼后緣升壓區(qū)之前，盡能夠在更長的間隔上繼續(xù)加速，就可以推遲由層流向湍流的轉捩。更長的間隔上繼續(xù)加速，就可以推遲由層流向湍流的轉捩。層流翼型是翼型開展的重要里程碑。從層流翼型是翼型開展的重要里程碑。從20世紀世紀30年代

35、末開場，一批空年代末開場，一批空氣動力學家在實際和實驗研討根底上提出了層流翼型設計方法。氣動力學家在實際和實驗研討根底上提出了層流翼型設計方法。美國美國NACA在在40年代中期發(fā)布了新的翼型族年代中期發(fā)布了新的翼型族NACA1系系7系翼型，其系翼型，其中中NACA6系層流翼型最為勝利，在高速飛機上得到廣泛運用。層流翼系層流翼型最為勝利，在高速飛機上得到廣泛運用。層流翼型分別有型分別有6個系列：個系列：NACA1，NACA2，。，。，NACA6。后者常用六。后者常用六位數(shù)表示。如：位數(shù)表示。如：NACA 653218:表示表示6系列；當為對稱翼型、沖角為零時，最低系列；當為對稱翼型、沖角為零時，

36、最低壓力點位于壓力點位于50弦優(yōu)點，在升力系數(shù)為弦優(yōu)點，在升力系數(shù)為0.3附近時，翼面壓力分布較好附近時，翼面壓力分布較好；設計升力系數(shù)為；設計升力系數(shù)為0.2，厚度為，厚度為0.181：空氣動力學根底 翼型空氣動力特性華北電力大學華北電力大學風能專業(yè)課程風能專業(yè)課程 46 翼型的低速繞流圖畫 221VppCpNACA4412的翼型壓強分布沖角的翼型壓強分布沖角12度度 層流翼型的速度分布層流翼型的速度分布1：空氣動力學根底 翼型空氣動力特性低速翼型的流動特點及起動渦低速翼型的流動特點及起動渦翼型繞流圖畫翼型繞流圖畫(a) 00迎角繞流(b) 50迎角繞流華北電力大學華北電力大學風能專業(yè)課程風

37、能專業(yè)課程 1：空氣動力學根底 翼型空氣動力特性低速翼型氣動特性(c) 150迎角繞流(d) 200迎角繞流華北電力大學華北電力大學風能專業(yè)課程風能專業(yè)課程 翼型失速以及失速性能翼型失速以及失速性能 失速：機翼在攻角超越某個臨界值后，升力系失速：機翼在攻角超越某個臨界值后，升力系數(shù)隨攻角增大而減小的景象數(shù)隨攻角增大而減小的景象 在攻角不太大時，機翼的升力系數(shù)在攻角不太大時，機翼的升力系數(shù)CL隨攻角隨攻角的增大而直線增大，這時，機翼上邊境層根本沒的增大而直線增大，這時，機翼上邊境層根本沒有分別。但當攻角大到一定程度后，機翼的上翼有分別。但當攻角大到一定程度后，機翼的上翼面出現(xiàn)較大的分別區(qū)面出現(xiàn)較

38、大的分別區(qū),CL隨隨增大的幅度減小，當增大的幅度減小，當?shù)竭_某個臨界值時，升力系數(shù)達最大值。這時攻到達某個臨界值時，升力系數(shù)達最大值。這時攻角再增大角再增大,上翼面氣流出現(xiàn)嚴重分別，升力系數(shù)不上翼面氣流出現(xiàn)嚴重分別，升力系數(shù)不但不添加但不添加,反而下降反而下降華北電力大學華北電力大學風能專業(yè)課程風能專業(yè)課程 1：空氣動力學根底 翼型空氣動力特性機翼在機翼在Clmax附近的性能稱為失速性能。附近的性能稱為失速性能。機翼的失速性能與翼型、機翼平面外形等要素有關。機翼的失速性能與翼型、機翼平面外形等要素有關。研討闡明，翼型有三種失速方式：后緣分別、薄翼前緣研討闡明，翼型有三種失速方式：后緣分別、薄翼前緣長氣泡分別和前緣短氣泡分別。長氣泡分別和前緣短氣泡分別。華北電力大學華北電力大學風能專業(yè)課程風能專業(yè)課程 1：空氣動力學根底 翼型空氣動力特性 后緣分別：后緣分別： 后緣分別普通出如今相對厚度大于后緣分別普通出如今相對厚度大于15的厚翼型上。分的厚翼型上。