風(fēng)力機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)翼型動(dòng)力學(xué)(1)(參考版)
2025-05-17 14:37本頁面
【正文】 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。氣泡開始很短，只是弦長的 2％－ 3％，隨著攻角的增大，向后緣迅速擴(kuò)展。薄翼型的前緣半徑很小。 1：空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ) ? 167。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。這種氣泡對翼型空氣動(dòng)力特性影響很小。 ? 前緣分離： 前緣分離一般出現(xiàn)在相對厚度為 9％ — 12％ 的翼型上，特別是雷諾數(shù)較高時(shí)。分離先從翼型上表面后緣區(qū)域開始。 1：空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ) ? 167。 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。 翼型空氣動(dòng)力特性 機(jī)翼在 Clmax附近的性能稱為失速性能。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)翼上邊界層基本沒有分離。 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 (a) 00迎角繞流 (b) 50迎角繞流 華北電力大學(xué) 風(fēng)能專業(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 華北電力大學(xué) 風(fēng)能專業(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 NACA4412的翼型壓強(qiáng)分布（沖角 12度） 層流翼型的速度分布 167。如： NACA 653－ 218:表示 6系列；當(dāng)為對稱翼型、沖角為零時(shí)，最低壓力點(diǎn)位于 50％弦長處，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。 NACA6。 美國 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。 層流翼型是翼型發(fā)展的重要里程碑。 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。 1：空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ) ? 167。這樣對應(yīng)的翼型為層流翼型的翼族。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。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。 翼型空氣動(dòng)力特性 華北電力大學(xué) 風(fēng)能專業(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。 167。 例如： NACA23012這種翼型它的設(shè)計(jì)升力系數(shù)是2*3/20=。 1：空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ) ? 167。 NACA 2415 是一個(gè)有 2％彎度，中弧線最高點(diǎn)位置在 40％弦長處，厚度為 15％的翼型。 翼型空氣動(dòng)力特性 華北電力大學(xué) 風(fēng)能專業(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，是弦長的百分?jǐn)?shù)；第二位代表此最高 點(diǎn) 的弦向位置 p,是弦長的十分?jǐn)?shù)；最后的兩位數(shù)代表厚度，是弦長的百分?jǐn)?shù)。 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(dòng)力學(xué)基礎(chǔ) ? 167。 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。美國有 NACA系列，德國有 DU系列，英國有 RAE系列等。 1：空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ) ? 167。 為了得到最佳升阻比，可從原點(diǎn)作極曲線的切線，由于此時(shí)的夾角 θ最大，故切點(diǎn)處的升阻比CL/CD=tg θ最大，對應(yīng)的攻角為最有利攻角 α。 1：空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ) ? 167。通過極曲線（又稱艾菲爾曲線）來討論。它是一個(gè)很主要的氣動(dòng)參數(shù)。阻力系數(shù)隨攻角增加迅速增大。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。 1：空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ) ? 167。 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)變化的極曲線來表示。 壓差阻力 ： 空氣流過機(jī)翼的過程中，在機(jī)翼前緣受到阻擋，流速減慢，壓強(qiáng)增大；在機(jī)翼后緣，壓強(qiáng)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(qiáng)減少較多，這樣，機(jī)翼前后便產(chǎn)生壓強(qiáng)差，形成阻力，這種阻力叫做壓差阻力 華北電力大學(xué) 風(fēng)能專業(yè)課程 《 風(fēng)力機(jī)空氣動(dòng)力學(xué) 》 167。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
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