葉片翼型,失速,升力計算

1、葉片的空氣動力學(xué)基礎(chǔ)鵬芃在風力機基礎(chǔ)知識一節(jié)中介紹過葉片的升力與阻力基本知識，本節(jié)將進一步介紹相關(guān)理論知識。在風;匕知識一節(jié)中已作介紹的不再重復(fù)，僅介紹有關(guān)內(nèi)容的提高部分。常用葉片的翼型下面是一幅常見翼型的幾何參數(shù)圖，該翼型的中弧線是一條向上彎曲的弧線，稱這種翼型為不對稱翼型號度翼型。當彎度等于0時，中弧線與弦線重合，稱這種翼型為對稱翼型，下圖為一個對稱翼型。壓力中心弦線中弧線下圖是一個性能較好的低阻翼型，是帶彎度翼型，在水平軸風力機中應(yīng)用較多。帶彎度翼型的升力與失速下面為一個低阻翼型的氣流動力圖，翼型弦線與氣流方向的夾角（攻角）為a,正常運行時氣流附著翼流過，靠近翼型上方的氣流速度比下面的氣

2、流速度快，根據(jù)流體力學(xué)的伯努利原理，翼型受到一個上JFl,當然翼型也會受到氣流的阻力Fd。葉片弦皺上Fl氣流方向瞬瞬W書帥9妙歐宛陽這是正常的工作狀態(tài)，有較大的升力且阻力很小。但翼型并不是在任何情況下都能產(chǎn)生大的升力。如果大到一定程度，氣體將不再附著翼型表面流過，在翼型上方氣流會發(fā)生分離，翼型前緣后方會產(chǎn)生渦阻力急劇上升升力下降，這種情況稱為失速。見下圖翼型什么時候開始失速，下面是這種翼型的升力系數(shù)與阻力系數(shù)隨攻角的變化曲線參考圖，圖中綠色的J曲線、棕色的是阻力曲線。在曲線中可看出，攻角a在11度以下時升力隨a增大而增大，當攻角a：曼時進入失速狀態(tài)，升力驟然下降，阻力大幅上升，在a等于45度時

3、升力與阻力基本相等。翼型開始失角a的值稱為失速角。不對稱翼型的升力系gfCk阻力系數(shù)亡日隨攻角a變化曲線大多數(shù)有彎度的薄翼型與該曲線所示特性相近。在曲線圖中看出翼型在攻角為o時依然有升力，這是因F攻角為0，翼型上方氣流速度仍比下方快，故有升力，當攻角為一負值時，升力才為0，此時的攻角稱卜攻角或絕對零攻角。翼型在失速前阻力是很小的，在近似計算中可忽略不計。當攻角為0時，有彎度的翼型的壓力中心在翼型的中部，隨著攻角的增加（不大于失速角）壓力中心向勺到1/4弦長位置。對稱翼型的升力與失速對稱翼型的升力與阻力等氣動特性與有彎度翼型類似，但對稱翼型在攻角為零時升力為零，因為此時翼與下面氣流速度相同。下面

4、是對稱翼型的升力系數(shù)與阻力系數(shù)隨攻角的變化曲線參考圖，圖中綠色的J曲線、棕色的是阻力曲線。在升力型垂直軸風力機中較多使用對稱翼型。對稱翼型的壓力中心在不失速時在1/4弦長位置，不隨攻角變化而移動。,4o.51015攻角a（度）2025對稱翼型的升力系數(shù)CL阻力系數(shù)cd隨攻角a變化曲線比較有彎度的薄翼與對稱翼型兩個曲線圖，兩曲線相似，可近似認為在對稱翼型中升力曲線經(jīng)過0點，豊型彎度增加升力曲線向左方移動。同時也近似認為在翼型失速前升力曲線的斜率是個常數(shù)，其值為0.1/度或5.73/弧度。以上這些曲線都是在理想狀態(tài)下的曲線，也就是翼型的雷諾數(shù)較大時的曲線。雷諾數(shù)小時最大升力系數(shù)、失速攻角會減小、阻

5、力系數(shù)也會增大。葉片升力的計算示例知道一個葉片的升力曲線，知道氣體的流速與葉片的攻角就可以算出該葉片受到的升力，根據(jù)空氣動力在不失速狀態(tài)下的升力計算公式如下：Fl=0.5*P*Cl*v*v*c*l式中Fl是升力，單位是N（牛頓）P是空氣密度，在低海拔、常溫下約為1.23kg/m3Cl是升力系數(shù)v是氣體的流速，單位是m/sc是翼型弦長，單位是ml是葉片長度，單位是m計算示例1：有一個低阻型葉片，長度為8m,寬度（弦長）為lm，空氣流動速度是20m/s,攻角為8升力：根據(jù)低阻型葉片曲線當攻角為8度時Cl為1.2，F(xiàn)l=0.5*P*Cl*v*v*c*lFl=0.5*1.23*1.2*20*20*1*8=2361.6計算出升力為2361.6牛頓計算示例2：有一個葉片為對稱翼型，長度為8m,寬度（弦長）為lm，空氣流動速度是25m/s,攻角，求其升力：對于對稱翼型可根據(jù)攻