風(fēng)力機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)翼型動(dòng)力學(xué)(1)(文件)
【正文】 012這種翼型它的設(shè)計(jì)升力系數(shù)是2*3/20=。 翼型空氣動(dòng)力特性 華北電力大學(xué) 風(fēng)能專(zhuān)業(yè)課程 《 風(fēng)力機(jī)空氣動(dòng)力學(xué) 》 44 ?層流翼型 從粘流的研究中知道，在同一個(gè)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。所以這些翼型的上翼面邊界層中氣流所走的路程有 95％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占了很大比重。 1：空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ) ? 167。 層流翼型是翼型發(fā)展的重要里程碑。 NACA6。 翼型空氣動(dòng)力特性 華北電力大學(xué) 風(fēng)能專(zhuān)業(yè)課程 《 風(fēng)力機(jī)空氣動(dòng)力學(xué) 》 46 ? 翼型的低速繞流圖畫(huà) NACA4412的翼型壓強(qiáng)分布（沖角 12度） 層流翼型的速度分布 167。 翼型空氣動(dòng)力特性 低速翼型氣動(dòng)特性 (c) 150迎角繞流 (d) 200迎角繞流 華北電力大學(xué) 風(fēng)能專(zhuān)業(yè)課程 《 風(fēng)力機(jī)空氣動(dòng)力學(xué) 》 翼型失速以及失速性能 失速：機(jī)翼在攻角超過(guò)某個(gè)臨界值后，升力系數(shù)隨攻角增大而減小的現(xiàn)象 在攻角不太大時(shí)，機(jī)翼的 升 力系數(shù) CL隨攻角 α的增大而直線增大，這時(shí)，機(jī)翼上邊界層基本沒(méi)有分離。 翼型空氣動(dòng)力特性 機(jī)翼在 Clmax附近的性能稱(chēng)為失速性能。 1：空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ) ? 167。 ? 前緣分離： 前緣分離一般出現(xiàn)在相對(duì)厚度為 9％ — 12％ 的翼型上，特別是雷諾數(shù)較高時(shí)。到一定攻角時(shí)，氣泡突然破裂，氣流從整個(gè)翼型上分離，使升力系數(shù)達(dá)到最大值后陡然下降，以后再增大攻角，升力系數(shù)又隨攻角略有回升。薄翼型的前緣半徑很小。氣泡發(fā)生后，就相當(dāng)于翼型上表面外形發(fā)生了變化，使升力線斜率減小。 1：空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ) ? 167。 1：空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ) ? 167。 1：空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ) ? 167。在失速前后升力曲線變化緩慢。氣泡開(kāi)始很短，只是弦長(zhǎng)的 2％－ 3％，隨著攻角的增大，向后緣迅速擴(kuò)展。 1：空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ) ? 167。這種氣泡對(duì)翼型空氣動(dòng)力特性影響很小。分離先從翼型上表面后緣區(qū)域開(kāi)始。 研究表明，翼型有三種失速形式：后緣分離、 薄翼（ 前緣長(zhǎng)氣泡 ） 分離和前緣短氣泡分離。這時(shí)攻角再增大 ,上翼面氣流出現(xiàn)嚴(yán)重分離， 升力 系數(shù)不但不增加 ,反而下降 華北電力大學(xué) 風(fēng)能專(zhuān)業(yè)課程 《 風(fēng)力機(jī)空氣動(dòng)力學(xué) 》 167。 翼型空氣動(dòng)力特性 低速翼型的流動(dòng)特點(diǎn)及起動(dòng)渦 翼型繞流圖畫(huà) (a) 00迎角繞流 (b) 50迎角繞流 華北電力大學(xué) 風(fēng)能專(zhuān)業(yè)課程 《 風(fēng)力機(jī)空氣動(dòng)力學(xué) 》 167。如： NACA 653－ 218:表示 6系列；當(dāng)為對(duì)稱(chēng)翼型、沖角為零時(shí)，最低壓力點(diǎn)位于 50％弦長(zhǎng)處，在升力系數(shù)為 ，翼面壓力分布較好；設(shè)計(jì)升力系數(shù)為 ，厚度為 167。 美國(guó) NACA在 40年代中期發(fā)布了新的翼型族 NACA1系～ 7系翼型，其中NACA6系層流翼型最為成功，在高速飛機(jī)上得到廣泛應(yīng)用。 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(dòng)，從而可減少摩擦阻力。這樣對(duì)應(yīng)的翼型為層流翼型的翼族。在順壓梯度（ dp/ds0）下 ,流態(tài)不會(huì)變成紊流；而在逆壓梯度（ dp/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。 167。 1：空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ) ? 167。 翼型空氣動(dòng)力特性 華北電力大學(xué) 風(fēng)能專(zhuān)業(yè)課程 《 風(fēng)力機(jī)空氣動(dòng)力學(xué) 》 42 ? NACA四位數(shù)翼型的表達(dá)方式： 翼型的生成 其中，第一位數(shù)代表中弧線最高點(diǎn)的縱坐標(biāo)（即彎度） f，是弦長(zhǎng)的百分?jǐn)?shù)；第二位代表此最高 點(diǎn) 的弦向位置 p,是弦長(zhǎng)的十分?jǐn)?shù)；最后的兩位數(shù)代表厚度，是弦長(zhǎng)的百分?jǐn)?shù)。 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。 在現(xiàn)有的翼型資料中， NACA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。 1：空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ) ? 167。 1：空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ) ? 167。它是一個(gè)很主要的氣動(dòng)參數(shù)。在小迎角下，阻力系數(shù)較小，且增大得較慢 ，此時(shí)翼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(dòng)分離，壓差阻力在總阻力中所占的比重逐漸增大。 翼型空氣動(dòng)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述 ，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(lái)表示。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(jī)翼 表面就存在摩擦力，其方向切于物面。實(shí)驗(yàn)表明，相對(duì)彎度較大的翼型，最大升力系數(shù) 較大，同一相對(duì)彎度，最大彎度位置在 15％左右時(shí)， 最大，對(duì)普通翼型，厚弦比在 9— 14％范圍內(nèi)， 最大。最大升力系數(shù)所對(duì)應(yīng)的迎角，稱(chēng)為臨界迎角。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(duì)彎度而變化。 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(qiáng)分布隨攻 角的變化中得到解釋?zhuān)? ?攻 角不大時(shí)，機(jī)翼后緣的渦流還小，對(duì)機(jī)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 角較大時(shí) ,后緣渦流區(qū)增大到開(kāi)始影響流線譜和壓強(qiáng)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(shí)，后緣渦流區(qū)迅速擴(kuò)大，氣流已不能平順地流過(guò)機(jī)翼上表面；壓力系數(shù)(絕對(duì)值 )急劇減少，升力系數(shù)下降。 1：空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ) ? 167。 1：空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ) ?
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