【正文】 學科和多種領域。 1：空氣動力學基礎 ? 167。 翼型空氣動力特性 ? 上翼面 ：凸出的翼型表面 ? 下翼面： 平緩的翼型表面 前緣 厚度 t 中弧線 后緣 彎度 f 弦線 弦長 c ?后緣角 167。 前緣 厚度 t 中弧線 后緣 彎度 f 弦線 弦長 c ?后緣角 風能專業(yè)課程 《 風力機空氣動力學 》 華北電力大學 167。 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，如下圖所示 ,這個力矩名為俯仰力矩。 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。 升力如何產(chǎn)生？ 風能專業(yè)課程 《 風力機空氣動力學 》 華北電力大學 167。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) 。 翼型空氣動力特性 翼型 的壓強分布圖分兩種表示方法。 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，再用平滑曲線依次連接圖上各點，這就是用坐標表示的壓強分布圖。 圖 表明：機翼產(chǎn)生升力主要靠上表面的壓強減少 (產(chǎn)生吸力 )的作用，而 不是靠下表面的壓強增大。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= lxd sdldX ?? ? 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。如圖所示 華北電力大學 風能專業(yè)課程 《 風力機空氣動力學 》 30 。 1：空氣動力學基礎 ? 167。 1：空氣動力學基礎 ? 167。 壓差阻力 ： 空氣流過機翼的過程中，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 風能專業(yè)課程 《 風力機空氣動力學 》 167。阻力系數(shù)隨攻角增加迅速增大。 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 θ最大，故切點處的升阻比CL/CD=tg θ最大，對應的攻角為最有利攻角 α。 1：空氣動力學基礎 ? 167。 NACA 2415 是一個有 2％彎度，中弧線最高點位置在 40％弦長處，厚度為 15％的翼型。 翼型空氣動力特性 華北電力大學 風能專業(yè)課程 《 風力機空氣動力學 》 44 ?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)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。 1：空氣動力學基礎 ? 167。 NACA6。 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 風能專業(yè)課程 《 風力機空氣動力學 》 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)隨攻角增大而減小的現(xiàn)象 在攻角不太大時，機翼的 升 力系數(shù) CL隨攻角 α的增大而直線增大，這時，機翼上邊界層基本沒有分離。 1：空氣動力學基礎 ? 167。到一定攻角時，氣泡突然破裂，氣流從整個翼型上分離，使升力系數(shù)達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。氣泡發(fā)生后，就相當于翼型上表面外形發(fā)生了變化，使升力線斜率減小。 1：空氣動力學基礎 ? 167。在失速前后升力曲線變化緩慢。 1：空氣動力學基礎 ? 167。分離先從翼型上表面后緣區(qū)域開始。這時攻角再增大 ,上翼面氣流出現(xiàn)嚴重分離， 升力 系數(shù)不但不增加 ,反而下降 華北電力大學 風能專業(yè)課程 《 風力機空氣動力學 》 167。如： NACA 653－ 218:表示 6系列；當為對稱翼型、沖角為零時，最低壓力點位于 50％弦長處，在升力系數(shù)為 ，翼面壓力分布較好；設計升力系數(shù)為 ，厚度為 167。 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，從而可減少摩擦阻力。在順壓梯度（ dp/ds0）下 ,流態(tài)不會變成紊流；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。 1：空氣動力學基礎 ? 167。 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。 1：空氣動力學基礎 ? 167。它是一個很主要的氣動參數(shù)。 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)變化的極曲線來表示。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，最大彎度位置在 15％左右時， 最大，對普通翼型，厚弦比在 9— 14％范圍內， 最大。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。 1：空氣動力學基礎 ? 167。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。 ? ?? 10 )( xdCCC ppl 上下 ? ??? 10 )( xdxCCm ppz 上下風能專業(yè)課程 《 風力機空氣動力學 》 華北電力大學 167。 1：空氣動力學基礎 ? 167。 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。 1：空氣動力學基礎 ? 167。 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。氣流方向指向機翼上表面的為負迎角，如 圖中 (c)所示。俯力矩系數(shù)