1、華北電力大學(xué)華北電力大學(xué)風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)力機空氣動力學(xué)風(fēng)力機空氣動力學(xué)1風(fēng)力機空氣動力學(xué)風(fēng)力機空氣動力學(xué)華北電力大學(xué)可再生能源學(xué)院華北電力大學(xué)可再生能源學(xué)院概述 風(fēng)能是一種清潔的可再生能源，風(fēng)力發(fā)電是風(fēng)能利用的重要形式，也是目前可再生能源中技術(shù)最成熟、最具有規(guī)?；_發(fā)條件和商業(yè)化發(fā)展前景的發(fā)電方式之一。 風(fēng)能技術(shù)是一項綜合技術(shù)，它涉及空氣動力學(xué)、結(jié)構(gòu)動力學(xué)、氣象學(xué)、機械工程、電氣工程、控制技術(shù)、材料科學(xué)、環(huán)境科學(xué)等多個學(xué)科和多種領(lǐng)域。華北電力大學(xué)華北電力大學(xué)風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)力機空氣動力學(xué)風(fēng)力機空氣動力學(xué)2華北電力大學(xué)華北電力大學(xué)風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)力機空氣動力學(xué)風(fēng)力機

2、空氣動力學(xué)3概述風(fēng)力發(fā)電風(fēng)力發(fā)電 通過風(fēng)力機的轉(zhuǎn)子通過風(fēng)力機的轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)軸變速系統(tǒng)變速系統(tǒng)發(fā)電機等，把風(fēng)所具有的動發(fā)電機等，把風(fēng)所具有的動能能機械能機械能電能的過程。電能的過程。 通過作用轉(zhuǎn)子葉片上的空氣動力或力矩驅(qū)動轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動。通過作用轉(zhuǎn)子葉片上的空氣動力或力矩驅(qū)動轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動。 風(fēng)力機空氣動力學(xué)是從事風(fēng)電工作的工程師們所必須具備的專業(yè)基風(fēng)力機空氣動力學(xué)是從事風(fēng)電工作的工程師們所必須具備的專業(yè)基礎(chǔ)知識。礎(chǔ)知識。華北電力大學(xué)華北電力大學(xué)風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)力機空氣動力學(xué)風(fēng)力機空氣動力學(xué)4概述華北電力大學(xué)華北電力大學(xué)風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)力機空氣動力學(xué)風(fēng)力機空氣動力學(xué)5概述華北電力大學(xué)華北電

3、力大學(xué)風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)力機空氣動力學(xué)風(fēng)力機空氣動力學(xué)6內(nèi)容提要空氣動力學(xué)基礎(chǔ)空氣動力學(xué)基礎(chǔ) 參考書目參考書目 空氣動力學(xué)，錢翼禝空氣動力學(xué)，錢翼禝 流體力學(xué)，王松嶺流體力學(xué)，王松嶺 空氣動力學(xué)基礎(chǔ)，徐華舫空氣動力學(xué)基礎(chǔ)，徐華舫風(fēng)力機空氣動力學(xué)風(fēng)力機空氣動力學(xué) 參考書參考書風(fēng)工程與工業(yè)空氣動力學(xué)，風(fēng)工程與工業(yè)空氣動力學(xué)， 賀德馨賀德馨風(fēng)力機翼型風(fēng)力機翼型：風(fēng)力機葉片的剖面形狀稱之為風(fēng)力機翼型風(fēng)力機翼型：風(fēng)力機葉片的剖面形狀稱之為風(fēng)力機翼型 其對風(fēng)力機性能有很大影響其對風(fēng)力機性能有很大影響風(fēng)力機翼型主要選自航空翼型，如風(fēng)力機翼型主要選自航空翼型，如NACA44系列，系列，NACA63-2

4、系列系列華北電力大學(xué)華北電力大學(xué)風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)力機空氣動力學(xué)風(fēng)力機空氣動力學(xué)7華北電力大學(xué)華北電力大學(xué)風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)力機空氣動力學(xué)風(fēng)力機空氣動力學(xué)81：空氣動力學(xué)基礎(chǔ) 1-1:低速翼型 翼型的幾何參數(shù)翼型的幾何參數(shù) 翼型的形狀翼型的形狀 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、下表面間距離的中點連線稱為中弧線。下表面間距離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(xué)華北電力大學(xué)風(fēng)

5、能專業(yè)課程風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)力機空氣動力學(xué)風(fēng)力機空氣動力學(xué)91：空氣動力學(xué)基礎(chǔ) 翼型的形狀翼型的形狀 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。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弦線弦線弦長弦長c 后緣角華北電力大學(xué)華北電力大學(xué)風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)力機空氣動力學(xué)風(fēng)力機空氣動力學(xué)101：空氣動力學(xué)基礎(chǔ) 翼

6、型空氣動力特性 上翼面上翼面 ：凸出的翼型表面：凸出的翼型表面 下翼面：下翼面： 平緩的翼型表面平緩的翼型表面前緣前緣厚度厚度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(xué)基礎(chǔ) 翼型空氣動力特性 厚度厚度t t：翼型周線內(nèi)切圓的直徑稱為翼型厚度，也可將垂直：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、下表面間的距離稱為翼型厚度。于弦線度量的上、下表面間的距離稱為翼型厚度。 最大厚度與弦長的比值稱為翼型相對厚度，又稱為厚弦比最大厚度與弦長的比值稱為翼型相對厚度，又稱為厚弦比。相對厚度用百分數(shù)表示。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

7、緣彎度彎度f弦線弦線弦長弦長c 后緣角風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)力機空氣動力學(xué)風(fēng)力機空氣動力學(xué)華北電力大學(xué)華北電力大學(xué)1：空氣動力學(xué)基礎(chǔ) 翼型空氣動力特性 最大厚度位置：最大厚度位置：翼型的最大厚度所在的位置到前緣的距離翼型的最大厚度所在的位置到前緣的距離稱為最大厚度位置，通常以其與翼弦的比值來表示。稱為最大厚度位置，通常以其與翼弦的比值來表示。 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(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)力機空氣動力學(xué)風(fēng)力機空氣動力學(xué)華北電力大學(xué)華北電力大學(xué)1：空氣動力學(xué)基礎(chǔ) 翼型空氣動力特性 彎度彎度f f：中弧線到弦線的最大垂直距離稱為翼型彎度，彎

8、度：中弧線到弦線的最大垂直距離稱為翼型彎度，彎度與弦長的比值稱為相對彎度。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(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)力機空氣動力學(xué)風(fēng)力機空氣動力學(xué)華北電力大學(xué)華北電力大學(xué) 翼型的氣動特性翼型的氣動特性 翼型所受的力是作用在上下表面的分布力之合力。表面力有兩種，一種是翼型所受的力是作用在上下表面的分布力之合力。表面力有兩種，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法向力，即壓力；另一種是切向力，即摩擦阻力。

9、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)示為量綱為一的升力系數(shù) 和阻力系數(shù)和阻力系數(shù) ，二者的定義如下：，二者的定義如下：其中的其中的L L和和D D分別代表升力和阻力，單位為分別代表升力和阻力，單位為N N；來流的動壓頭為；來流的動壓頭為 ，單位是，單位是 C C是弦長，單位是是弦長，單位是m.m.dClC22,1122ldLDCCcc2122/N mCd風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)力機空氣動力學(xué)風(fēng)力機空氣動力學(xué)華北電力大學(xué)華北電力大學(xué)1：空氣動力學(xué)基礎(chǔ)

10、 翼型空氣動力特性俯仰力矩俯仰力矩 翼型上的分布壓力可以合成一個力（升力）和一個力矩，如下圖所翼型上的分布壓力可以合成一個力（升力）和一個力矩，如下圖所示示, ,這個力矩名為俯仰力矩。這個力矩名為俯仰力矩。 俯仰力矩系數(shù)：俯仰力矩系數(shù)： 翼型的升力和俯仰力矩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)之一動參數(shù)之一 ，計算全機的平衡時必須用到它。，計算全機的平衡時必須用到它。 2212mMCc風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)力機空氣動力學(xué)風(fēng)力機空氣動力學(xué)華北電力大學(xué)華北電力大學(xué)1：空氣動力學(xué)基礎(chǔ) 翼型空氣

11、動力特性1.作用在翼型上的氣動力升力作用在翼型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(xué)華北電力大學(xué)風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)力機空氣動力學(xué)風(fēng)力機空氣動力學(xué)161：空氣動力學(xué)基礎(chǔ) 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(guān)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表面的為正迎角，如圖中(a)、(b)所示。氣流方向指向機翼上表面的為負迎角，如圖中(c)所示。風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)力機空氣動力學(xué)風(fēng)力機空氣動力學(xué)華北電

12、力大學(xué)華北電力大學(xué)1：空氣動力學(xué)基礎(chǔ) 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，分成上下兩股，分別沿機翼上、下表面向后流動，由于機翼有一定的正迎角，上表面又比較凸出，所以機翼上表面的流管必然變細，根據(jù)連續(xù)方程和伯努利方程可知其流速增大、壓強下降。下表面則相反，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(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)力機空氣動力學(xué)風(fēng)力機空氣動力學(xué)華北電力大學(xué)華北電力大學(xué)1：空氣動力學(xué)基礎(chǔ) 翼型空氣動力特性壓力中心（又稱氣動中心）壓力中心（又稱氣動中心） 壓力中心壓力中心即即氣動合力的作用點，氣動合力的

13、作用點，是是合力作用線與翼弦的交點。作合力作用線與翼弦的交點。作用在壓力中心上的只有升力與阻用在壓力中心上的只有升力與阻力，而無力矩。力，而無力矩。 壓力中心的位置通常用距前緣的壓力中心的位置通常用距前緣的 距離表示，大多數(shù)普通翼型的氣距離表示，大多數(shù)普通翼型的氣動中心位于動中心位于0.25倍弦長處倍弦長處。華北電力大學(xué)華北電力大學(xué)風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)力機空氣動力學(xué)風(fēng)力機空氣動力學(xué)191：空氣動力學(xué)基礎(chǔ) 翼型空氣動力特性二二 翼型表面的壓力分布翼型表面的壓力分布 為了便于分析機翼各部分對產(chǎn)生升力的貢獻，根據(jù)圖的實驗，可繪出機翼上下表面壓強分布圖。在壓強分布圖上繪出的不是各點絕對壓強值，而

14、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(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)力機空氣動力學(xué)風(fēng)力機空氣動力學(xué)華北電力大學(xué)華北電力大學(xué)1：空氣動力學(xué)基礎(chǔ) 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)可以表示為如下形式： 式中為機翼表面某一點流速。根據(jù)實驗，在低速范圍內(nèi)，機翼的流線譜基本不隨速度變化，亦即流管截面積基本不變，由不可壓流連續(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(dāng)迎角和翼型改變時，流線譜也要發(fā)生變化，壓力系數(shù)也隨之而改變。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(guān)。221CCCpCC風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)力機空氣動

15、力學(xué)風(fēng)力機空氣動力學(xué)華北電力大學(xué)華北電力大學(xué)1：空氣動力學(xué)基礎(chǔ) 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(biāo)法。 矢量法：如圖所示，圖中各線段均垂直于翼型表面，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連接起來，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(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)力機空氣動力學(xué)風(fēng)力機空氣動力學(xué)華北電力大學(xué)華北電力大學(xué)1：空氣動力學(xué)基礎(chǔ) 翼型空氣動力特性坐標(biāo)法：如圖所示，以翼弦相對量xc作橫坐標(biāo)，將機翼各測點投影在橫坐標(biāo)(翼

16、弦)上，然后將各測點上的壓力數(shù)值作為縱坐標(biāo)畫出。 壓力系數(shù)為正的畫在橫坐標(biāo)下方，壓力系數(shù)為負的畫在橫坐標(biāo)上方，再用平滑曲線依次連接圖上各點，這就是用坐標(biāo)表示的壓強分布圖。用坐標(biāo)法表示的機翼壓強分布風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)力機空氣動力學(xué)風(fēng)力機空氣動力學(xué)華北電力大學(xué)華北電力大學(xué)1：空氣動力學(xué)基礎(chǔ) 翼型空氣動力特性翼型表面壓強分布翼型表面壓強分布 翼面壓強分布不僅是結(jié)構(gòu)設(shè)計和翼面壓強分布不僅是結(jié)構(gòu)設(shè)計和強度計算的主要外載荷依據(jù)，也強度計算的主要外載荷依據(jù)，也可用來判斷翼型繞流流態(tài)和近似可用來判斷翼型繞流流態(tài)和近似確定升力和力矩特性。確定升力和力矩特性。 如果已知翼型的壓強分布如果已知翼型的壓強分布

17、, ,則小則小迎角時的升力系數(shù)和力矩系數(shù)可迎角時的升力系數(shù)和力矩系數(shù)可通過下列積分計算求得，通過下列積分計算求得， 10)(xdCCCppl上下10)(xdxCCmppz上下風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)力機空氣動力學(xué)風(fēng)力機空氣動力學(xué)華北電力大學(xué)華北電力大學(xué)1：空氣動力學(xué)基礎(chǔ) 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)生的升力在總解翼型各部分所產(chǎn)生的升力在總升力中所占的比重。圖升力中所占的比重。圖 表明：表明：機翼產(chǎn)生升力主要靠上表面的壓機翼產(chǎn)生升力主要靠上表面的壓強減少強減少(產(chǎn)

18、生吸力產(chǎn)生吸力)的作用，而不的作用，而不是靠下表面的壓強增大。由上表是靠下表面的壓強增大。由上表面的吸力所形成的升力一般約占面的吸力所形成的升力一般約占總升力的總升力的6080%，而由下表面，而由下表面的壓強所形成的升力只占總升力的壓強所形成的升力只占總升力的的2040。 10)(xdCCCppl上下10)(xdxCCmppz上下風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)力機空氣動力學(xué)風(fēng)力機空氣動力學(xué)華北電力大學(xué)華北電力大學(xué)1：空氣動力學(xué)基礎(chǔ) 翼型空氣動力特性升力的推導(dǎo)：升力的推導(dǎo)：無限長翼展距形型翼風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)力機空氣動力學(xué)風(fēng)力機空氣動力學(xué)華北電力大學(xué)華北電力大學(xué)1：空氣動力學(xué)基礎(chǔ) 翼型空氣動

19、力特性為了推導(dǎo)升力公式，假設(shè)氣流以速度 連續(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相同的。如圖所示，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 可以認為這塊微元機翼的上、下表面壓力分布是均勻的，可以認為這塊微元機翼的上、下表面壓力分布是均勻的，這樣就很容易算出它的升力。這樣就很容易算出它的升力。 流過機翼上下表面的氣流速度、壓強在流過機翼上下表面的氣流速度、壓強在-截面截面處分別為處分別為 、 及、，根據(jù)壓力系數(shù)定義及、，根據(jù)壓力系數(shù)定義

20、 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（機翼無限小面積所產(chǎn)生的升力（見圖見圖）應(yīng)為）應(yīng)為 而而 則得則得 整個機翼的升力整個機翼的升力(Y)應(yīng)為：應(yīng)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xdPPSCxbldPPCYb)(21)(2110202上下上下ACCYl221dsdYACCYl221上式稱為升力公式，它雖是用無限矩

21、形翼推導(dǎo)出來的，但同樣適用于各種平面形狀有限長機翼。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，翼型等因素對升力的影響，一般由實驗測定。從實驗結(jié)果看，相對彎度大的機翼，其升力系數(shù)大，這里因為相對彎度大，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(xué)華北電力大學(xué)風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)力機空氣動力學(xué)風(fēng)力機空氣動力學(xué)1：空氣動力學(xué)基礎(chǔ) 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）來描述。如圖所示力特性曲線）來描述。如圖所示華北電力

22、大學(xué)華北電力大學(xué)風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)力機空氣動力學(xué)風(fēng)力機空氣動力學(xué)30。1：空氣動力學(xué)基礎(chǔ) 翼型空氣動力特性華北電力大學(xué)華北電力大學(xué)風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)力機空氣動力學(xué)風(fēng)力機空氣動力學(xué)311：空氣動力學(xué)基礎(chǔ) 翼型空氣動力特性當(dāng)攻角不大時，升力系數(shù)基本上隨攻角的增大而正比例增大；當(dāng)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(dāng)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，上下表面的壓力系數(shù)基本上隨攻角成比例變化；當(dāng)攻角較

23、大時,后緣渦流區(qū)增大到開始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(dāng)攻角等于臨界迎角時，后緣迎角時，后緣渦流區(qū)迅速擴大，氣流已不能平渦流區(qū)迅速擴大，氣流已不能平順地流過機翼上表面；壓力系數(shù)順地流過機翼上表面；壓力系數(shù)(絕對值絕對值)急劇減少，升力系數(shù)下急劇減少，升力系數(shù)下降。降。華北電力大學(xué)華北電力大學(xué)風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)力機空氣動力學(xué)風(fēng)力機空氣動力學(xué)1：空氣動力學(xué)基礎(chǔ) 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

24、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(dāng)升力系數(shù)從零增加時，出現(xiàn)的第一個局部最大值，稱為最大升力系數(shù)。最大升力系數(shù)所對應(yīng)的迎角，稱為臨界迎角。0f00華北電力大學(xué)華北電力大學(xué)風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)力機空氣動力學(xué)風(fēng)力機空氣動力學(xué)1：空氣動力學(xué)基礎(chǔ) 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) 的因素很多，主要是翼型的相對的因素很多，主要是翼型的相對彎度、最大彎度位置、厚弦比、前緣半徑等。實驗表明，相對彎彎度、最大彎度位置、厚弦比、前緣半徑等。實驗表明，相對彎度較大的翼型，最大升力系數(shù)較大，同一相對彎度，最大彎度位度較大的翼型，最大升力系數(shù)

25、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，厚弦比在最大，對普通翼型，厚弦比在914范圍內(nèi)，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)曲線斜率是指改變單位迎角時，升力系數(shù)升力系數(shù)曲線斜率是指改變單位迎角時，升力系數(shù) 的相應(yīng)的改變量，即的相應(yīng)的改變量，即 ，如翼型、飛行，如翼型、飛行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)，由于翼型上表面的氣在中小迎角范圍內(nèi)，由于翼型上表面的氣 流分離還不顯著，流分離還不顯著， 與與 成線性關(guān)系，成線性關(guān)系， 等于常數(shù)，每個翼等于常數(shù)，每個翼型的精確值應(yīng)由實驗確定。若已知型的

26、精確值應(yīng)由實驗確定。若已知 可用下式估算中小迎角范可用下式估算中小迎角范圍內(nèi)的圍內(nèi)的 。 maxlClCmaxlCmaxlClCllCCddCClllClC)(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： 摩擦阻力摩擦阻力：根據(jù)以前所說的有關(guān)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，在貼近機翼表面的地方形成附面層。在附面層內(nèi)特別是附面層底層有顯著的速度梯度，因此在機翼表面就存在摩擦力，其方向切于物面。機翼表面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。 壓差阻力壓差阻力：空氣流過機翼

27、的過程中，在機翼前緣受到阻擋，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，由于氣流分離形成渦流區(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，形成阻力，這種阻力叫做壓差阻力 華北電力大學(xué)華北電力大學(xué)風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)力機空氣動力學(xué)風(fēng)力機空氣動力學(xué)1：空氣動力學(xué)基礎(chǔ) 翼型空氣動力特性翼型的阻力特性：翼型的阻力特性：即可以即可以用用翼型阻力系數(shù)隨攻角變化的翼型阻力系數(shù)隨攻角變化的阻力特性曲線描述阻力特性曲線描述，也可以用翼型阻力系數(shù)隨翼型升力系數(shù)，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。變化的極曲線來表示。 華北電力大學(xué)華北電力大學(xué)風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)能專

28、業(yè)課程風(fēng)力機空氣動力學(xué)風(fēng)力機空氣動力學(xué)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(yīng)攻角及對應(yīng)攻角CDmin1：空氣動力學(xué)基礎(chǔ) 翼型空氣動力特性 阻力系數(shù)曲線阻力系數(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擦阻力，隨著攻角的增大，翼型表面發(fā)生流動分離，壓差阻力在總阻力中所占的表面發(fā)生流動分離，壓差阻力在總阻力中所占的比重逐漸增大。當(dāng)攻角繼續(xù)增時，翼型表面發(fā)生比重逐漸增大。當(dāng)攻角繼續(xù)

29、增時，翼型表面發(fā)生嚴(yán)重的流動分離，渦流區(qū)迅速擴大，壓差阻力急嚴(yán)重的流動分離，渦流區(qū)迅速擴大，壓差阻力急劇增大，阻力系數(shù)也劇烈增大。阻力系數(shù)隨攻角劇增大，阻力系數(shù)也劇烈增大。阻力系數(shù)隨攻角增加迅速增大。增加迅速增大。 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：極曲線： 在風(fēng)力機的設(shè)計在風(fēng)力機的設(shè)計中往往更關(guān)心升中往往更關(guān)心升力和阻力的比力和阻力的比值值升阻比升阻比L/DL/D以及最佳升阻比。以及最佳升阻比。通過極曲線（又通過極曲線（又稱艾菲爾曲線）稱艾菲爾曲線）來討論。來討論。華北電力大學(xué)華北電

30、力大學(xué)風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)力機空氣動力學(xué)風(fēng)力機空氣動力學(xué)381：空氣動力學(xué)基礎(chǔ) 翼型空氣動力特性極曲線上的每一點對應(yīng)一種升阻比及相應(yīng)的攻角狀極曲線上的每一點對應(yīng)一種升阻比及相應(yīng)的攻角狀態(tài)，如態(tài)，如0、CDmin、CT等。等。 為了得到最佳升阻比，可從原點作極曲線的切線，為了得到最佳升阻比，可從原點作極曲線的切線，由于此時的夾角由于此時的夾角最大，故切點處的升阻比最大，故切點處的升阻比CL/CD=tg 最大，對應(yīng)的攻角為最有利攻角最大，對應(yīng)的攻角為最有利攻角。華北電力大學(xué)華北電力大學(xué)風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)力機空氣動力學(xué)風(fēng)力機空氣動力學(xué)391：空氣動力學(xué)基礎(chǔ) 翼型空氣動力特性隨著航空科學(xué)

31、的發(fā)展，世界各主要航空發(fā)達的國家建立了隨著航空科學(xué)的發(fā)展，世界各主要航空發(fā)達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(shè)計這些翼型的資料包括幾何特性和氣動特性，可供氣動設(shè)計人員選取合適的翼型。人員選取合適的翼型。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下列一些翼型族：主要包括下列一些翼型族：華北電力大

32、學(xué)華北電力大學(xué)風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)力機空氣動力學(xué)風(fēng)力機空氣動力學(xué)1：空氣動力學(xué)基礎(chǔ) 翼型空氣動力特性華北電力大學(xué)華北電力大學(xué)風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)力機空氣動力學(xué)風(fēng)力機空氣動力學(xué)41NACANACA四位數(shù)字翼族四位數(shù)字翼族這是最早建立的一個低速翼型族這是最早建立的一個低速翼型族，它的，它的中弧線中弧線由前后兩端由前后兩端拋物線拋物線組成組成，在中弧線的最高點，在中弧線的最高點處二者相切處二者相切；厚度分布函數(shù)由經(jīng)驗的解析公式確定。；厚度分布函數(shù)由經(jīng)驗的解析公式確定。NACANACA翼型族的厚度分布用式子表示為翼型族的厚度分布用式子表示為: : 式中式中t t為翼型的最大厚度。為翼型的最

33、大厚度。中弧線方程是：中弧線方程是：式中的式中的f f是中弧線最高點的縱坐標(biāo)，是中弧線最高點的縱坐標(biāo)，p p 是此點最高的弦向位置。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(xué)基礎(chǔ) 翼型空氣動力特性華北電力大學(xué)華北電力大學(xué)風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)力機空氣動力學(xué)風(fēng)力機空氣動力學(xué)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(biāo)（即彎度）其中，第

34、一位數(shù)代表中弧線最高點的縱坐標(biāo)（即彎度）f f，是弦長的，是弦長的百分數(shù)；第二位代表此最高點的弦向位置百分數(shù)；第二位代表此最高點的弦向位置p p, ,是弦長的十分數(shù)；最后的是弦長的十分數(shù)；最后的兩位數(shù)代表厚度，是弦長的百分數(shù)。兩位數(shù)代表厚度，是弦長的百分數(shù)。例如例如 NACA0006NACA0006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 是一個有是一個有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弦長處，厚度為弦長處，厚度為1515的翼型。的翼型。1：空氣動力學(xué)基礎(chǔ) 翼型空氣動力特性華北電力大學(xué)華北電力大學(xué)風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)能

35、專業(yè)課程風(fēng)力機空氣動力學(xué)風(fēng)力機空氣動力學(xué)43NACANACA五位數(shù)五位數(shù)字字翼翼族族 其中，第一位數(shù)代表彎度，但不是一個直接的幾何參數(shù)，而是通過設(shè)其中，第一位數(shù)代表彎度，但不是一個直接的幾何參數(shù)，而是通過設(shè)計升力系數(shù)來表達的，這個數(shù)乘以計升力系數(shù)來表達的，這個數(shù)乘以3/23/2就等于設(shè)計升力系數(shù)的就等于設(shè)計升力系數(shù)的1010倍；第倍；第二、第三兩位數(shù)是二、第三兩位數(shù)是2p2p，以弦長的百分數(shù)來表示；最后兩位數(shù)仍是百分，以弦長的百分數(shù)來表示；最后兩位數(shù)仍是百分厚度。厚度。例如：例如：NACA23012NACA23012這種翼型它的設(shè)計升力系數(shù)是這種翼型它的設(shè)計升力系數(shù)是2 2* *3/20=0.

36、30;p=(1/2)3/20=0.30;p=(1/2)* *30,30,即中弧線最高點的弦向位置在即中弧線最高點的弦向位置在1515弦長處，弦長處，厚度仍為厚度仍為1212。1：空氣動力學(xué)基礎(chǔ) 翼型空氣動力特性華北電力大學(xué)華北電力大學(xué)風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)力機空氣動力學(xué)風(fēng)力機空氣動力學(xué)44層流翼型層流翼型 從粘流的研究中知道，在同一個雷諾數(shù)下，物體的摩擦阻力系數(shù)從粘流的研究中知道，在同一個雷諾數(shù)下，物體的摩擦阻力系數(shù)還取決于邊界層中的流態(tài)，紊流的摩阻系數(shù)可以比層流的大好幾倍。還取決于邊界層中的流態(tài)，紊流的摩阻系數(shù)可以比層流的大好幾倍。促使流態(tài)從層流過渡到紊流的因素有好幾個，其中壓強梯度是最

37、重要促使流態(tài)從層流過渡到紊流的因素有好幾個，其中壓強梯度是最重要的一個。在順壓梯度（的一個。在順壓梯度（dp/ds0dp/ds0dp/ds0）下，流態(tài)容易變?yōu)槲蓱B(tài)，逆壓梯度越大，流態(tài)變化越早。）下，流態(tài)容易變?yōu)槲蓱B(tài)，逆壓梯度越大，流態(tài)變化越早。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, ,不論迎角大小，上翼面的最低壓強點不論迎角大小，上翼面的最低壓強點都十分靠近前緣，氣流過了最低壓強點之后就開始減速了。所以這些都十分靠近前緣，氣流過了最低壓強點之后就開始減速了。所以這些翼型的上翼面邊界層中氣流所走的路程有翼型的上翼面邊界層中氣流所走的路程有9595以上是在逆壓梯度區(qū)內(nèi)，

38、以上是在逆壓梯度區(qū)內(nèi)，邊界層內(nèi)的流態(tài)很快轉(zhuǎn)變成了紊流，結(jié)果翼型的摩擦阻力中紊流摩阻邊界層內(nèi)的流態(tài)很快轉(zhuǎn)變成了紊流，結(jié)果翼型的摩擦阻力中紊流摩阻占了很大比重。占了很大比重。 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，以此來減小摩阻所占比重，從而大大降低翼型的總摩阻。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。這樣對應(yīng)的翼型為層流翼型的翼族。這樣對應(yīng)的翼型為層流翼型的翼族。1：空氣動力學(xué)基礎(chǔ) 翼型空氣動力特性層流翼型是一種為使翼表面保持大范圍的層流，以減小阻力而設(shè)計的層流翼型是一種為使翼表面保持大范

39、圍的層流，以減小阻力而設(shè)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，上表面比較平坦，能使翼表面盡可能保持層流流動，從而可減少摩，上表面比較平坦，能使翼表面盡可能保持層流流動，從而可減少摩擦阻力。擦阻力。層流翼型基本原理是在氣流達到接近機翼后緣升壓區(qū)之前，盡可能在層流翼型基本原理是在氣流達到接近機翼后緣升壓區(qū)之前，盡可能在更長的距離上繼續(xù)加速，就可以推遲由層流向湍流的轉(zhuǎn)捩。更長的距離上繼續(xù)加速，就可以推遲由層流向湍流的轉(zhuǎn)捩。層流翼型是翼型發(fā)展的重要里程碑。從層流翼型是翼型發(fā)展的重要里程碑。從20世紀(jì)世紀(jì)

40、30年代末開始，一批空年代末開始，一批空氣動力學(xué)家在理論和試驗研究基礎(chǔ)上提出了層流翼型設(shè)計方法。氣動力學(xué)家在理論和試驗研究基礎(chǔ)上提出了層流翼型設(shè)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系層流翼型最為成功，在高速飛機上得到廣泛應(yīng)用。系層流翼型最為成功，在高速飛機上得到廣泛應(yīng)用。層流翼層流翼型分別有型分別有6 6個系列：個系列：NACA1NACA1，NACA2NACA2，。，。，NACA6NACA6。后者常用六位數(shù)。后者常用六位數(shù)表示。如：表示。如：NACA 653NACA 653218:218:表示表示6

41、6系列；當(dāng)為對稱翼型、沖角為零時，最低壓力點系列；當(dāng)為對稱翼型、沖角為零時，最低壓力點位于位于5050弦長處，在升力系數(shù)為弦長處，在升力系數(shù)為0.30.3附近時，翼面壓力分布較好；設(shè)計附近時，翼面壓力分布較好；設(shè)計升力系數(shù)為升力系數(shù)為0.20.2，厚度為，厚度為0.180.181：空氣動力學(xué)基礎(chǔ) 翼型空氣動力特性華北電力大學(xué)華北電力大學(xué)風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)力機空氣動力學(xué)風(fēng)力機空氣動力學(xué)46 翼型的低速繞流圖畫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(xué)基礎(chǔ) 翼型空氣動力特性低速

42、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(xué)華北電力大學(xué)風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)力機空氣動力學(xué)風(fēng)力機空氣動力學(xué)1：空氣動力學(xué)基礎(chǔ) 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(xué)華北電力大學(xué)風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)力機空氣動力學(xué)風(fēng)力機空氣動力學(xué)翼型失速以及失速性能翼型失速以及失速性能 失速：機翼在攻角超過某個臨界值后，升力系數(shù)隨攻角增失速：機翼在攻角超過某個臨界值后，升力系數(shù)隨攻角增大而減小的現(xiàn)象大而減小的現(xiàn)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)

43、CL隨攻角隨攻角的增大而直的增大而直線增大，這時，機翼上邊界層基本沒有分離。但當(dāng)攻角大線增大，這時，機翼上邊界層基本沒有分離。但當(dāng)攻角大到一定程度后，機翼的上翼面出現(xiàn)較大的分離區(qū)到一定程度后，機翼的上翼面出現(xiàn)較大的分離區(qū),CL隨隨增增大的幅度減小，當(dāng)大的幅度減小，當(dāng)達到某個臨界值時，升力系數(shù)達最大值達到某個臨界值時，升力系數(shù)達最大值。這時攻角再增大。這時攻角再增大,上翼面氣流出現(xiàn)嚴(yán)重分離，升力系數(shù)不上翼面氣流出現(xiàn)嚴(yán)重分離，升力系數(shù)不但不增加但不增加,反而下降反而下降華北電力大學(xué)華北電力大學(xué)風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)能專業(yè)課程風(fēng)力機空氣動力學(xué)風(fēng)力機空氣動力學(xué)1：空氣動力學(xué)基礎(chǔ) 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、機翼平面形狀等因素有關(guān)。機翼的失速性能與翼型、機翼平面形狀等因素有關(guān)。研究表明，翼型有三種失速形式：后緣分離、薄翼（前緣研究表明，翼型有三種失速形式：后緣分離、薄翼（前緣長氣泡）分離和前緣短氣泡分離。長氣泡）分離和前緣短氣泡分離。華北電力大