風(fēng)力機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)翼型動(dòng)力學(xué)(1)-文庫(kù)吧資料
2025-05-21 14:37本頁(yè)面
【正文】 摩擦力，其方向切于物面。若已知 可用下式估算中小迎角范圍內(nèi)的 。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。 1：空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ) ? 167。最大升力系數(shù)所對(duì)應(yīng)的迎角，稱(chēng)為臨界迎角。 2．臨界迎角和最大升力系數(shù) ( Clmax )。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。 1：空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ) ? 167。 升力系數(shù)隨 攻 角的變化規(guī)律，可以從 左圖 的流線(xiàn)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(xiàn)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(xiàn)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) ? 167。如圖所示 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) 》 30 。 1：空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ) ? 167。從實(shí)驗(yàn)結(jié)果看，相對(duì)彎度大的機(jī)翼，其升力系數(shù)大，這里因?yàn)橄鄬?duì)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。從公式可以看出 機(jī)翼 升力大小與相對(duì)氣流的動(dòng)壓成正比，與機(jī)翼面積成正比，與升力系數(shù)成正比。其面積 ?ClblS ??為計(jì)算整個(gè)機(jī)翼的升力，首先在其上任取一長(zhǎng)度為 、寬度為 、面積為 的一小塊微元機(jī)翼 ds= lxd sdldX ?? ? 可以認(rèn)為這塊微元機(jī)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。 翼型空氣動(dòng)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(guò)一個(gè)固定迎角的、無(wú)限長(zhǎng)翼展的矩形翼，此機(jī)翼上每個(gè)剖面的翼型都是完全相同的。 翼型空氣動(dòng)力特性 升力的推導(dǎo)： 無(wú)限長(zhǎng)翼展距形型翼 風(fēng)能專(zhuān)業(yè)課程 《 風(fēng)力機(jī)空氣動(dòng)力學(xué) 》 華北電力大學(xué) 167。 ? ?? 10 )( xdCCC ppl 上下 ? ??? 10 )( xdxCCm ppz 上下風(fēng)能專(zhuān)業(yè)課程 《 風(fēng)力機(jī)空氣動(dòng)力學(xué) 》 華北電力大學(xué) 167。 圖 表明：機(jī)翼產(chǎn)生升力主要靠上表面的壓強(qiáng)減少 (產(chǎn)生吸力 )的作用，而 不是靠下表面的壓強(qiáng)增大。 翼型空氣動(dòng)力特性 由上式可以看出，升力系數(shù)就是壓強(qiáng)分布圖中上下翼面壓力系數(shù)曲線(xiàn)所圍的面積。 如果已知翼型的壓強(qiáng)分布 ,則小迎角時(shí)的升力系數(shù)和力矩系數(shù)可通過(guò)下列積分計(jì)算求得， ? ?? 10 )( xdCCC ppl 上下? ??? 10 )( xdxCCm ppz 上下風(fēng)能專(zhuān)業(yè)課程 《 風(fēng)力機(jī)空氣動(dòng)力學(xué) 》 華北電力大學(xué) 167。 1：空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ) ? 167。 壓力系數(shù)為正 的畫(huà)在橫坐標(biāo)下方， 壓力系數(shù)為負(fù) 的畫(huà)在橫坐標(biāo)上方，再用平滑曲線(xiàn)依次連接圖上各點(diǎn)，這就是用坐標(biāo)表示的壓強(qiáng)分布圖。 1：空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ) ? 167。在前緣近，壓強(qiáng)最高的一點(diǎn) (A)，是前駐點(diǎn)。 矢量法： 如圖 所示，圖中各線(xiàn)段均垂直于 翼型 表面，線(xiàn)段的長(zhǎng)度表示壓力系數(shù)的大小，箭頭向外為負(fù)值，箭頭向里為正值 , 將各個(gè)矢量的外端用平滑的曲線(xiàn)連接起來(lái)，便是用矢量表示的壓強(qiáng)分布圖。 翼型空氣動(dòng)力特性 翼型 的壓強(qiáng)分布圖分兩種表示方法。 221??? CCC p?CC風(fēng)能專(zhuān)業(yè)課程 《 風(fēng)力機(jī)空氣動(dòng)力學(xué) 》 華北電力大學(xué) 167。根據(jù)實(shí)驗(yàn)，在低速范圍內(nèi)，機(jī)翼的流線(xiàn)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(gè)確定的數(shù) ,壓力系數(shù) 也就是一個(gè)確定的數(shù)，當(dāng)迎角和翼型改變時(shí)，流線(xiàn)譜也要發(fā)生變化，壓力系數(shù)也隨之而改變。 1：空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ) ? 167。在壓強(qiáng)分布圖上繪出的不是各點(diǎn)絕對(duì)壓強(qiáng)值，而且壓力系數(shù) 。 1：空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ) ? 167。 壓力中心的位置通常用距前緣的 距離表示，大多數(shù)普通翼型的氣動(dòng)中心位于 。 翼型空氣動(dòng)力特性 壓力中心（又稱(chēng)氣動(dòng)中心） 壓力中心 即 氣動(dòng)合力的作用點(diǎn)，是 合力作用線(xiàn)與翼弦的交點(diǎn)。 升力如何產(chǎn)生？ 風(fēng)能專(zhuān)業(yè)課程 《 風(fēng)力機(jī)空氣動(dòng)力學(xué) 》 華北電力大學(xué) 167。下表面則相反，流管變粗，流速減少，壓強(qiáng)增大。 1：空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ) ? 167。氣流方向指向機(jī)翼上表面的為負(fù)迎角，如 圖中 (c)所示。 迎角不同，相對(duì)氣流流過(guò)機(jī)翼時(shí)的情況就不同，產(chǎn)生的空氣動(dòng)力就不同，從而升力也不同。 1：空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ) ? 167。 1：空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ) ? 167。俯力矩系數(shù)是翼型的重要?dú)鈩?dòng)參數(shù)之一 ，計(jì)算全機(jī)的平衡時(shí)必須用到它。 翼型空氣動(dòng)力特性 ?俯仰力矩 翼型上的分布?jí)毫梢院铣梢粋€(gè)力（升力）和一個(gè)力矩，如下圖所示 ,這個(gè)力矩名為俯仰力矩。這里定義和遠(yuǎn)前方來(lái)流相垂直的合力為升力，而與遠(yuǎn)方來(lái)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) 和阻力系數(shù) ，二者的定義如下： 其中的 L和 D分別代表升力和阻力，單位為 N；來(lái)流的動(dòng)壓頭為 ，單位是 C是弦長(zhǎng)，單位是 m. dClC22,1122ldLDCCcc?? ??????212???2/NmCd 風(fēng)能專(zhuān)業(yè)課程 《 風(fēng)力機(jī)空氣動(dòng)力學(xué) 》 華北電力大學(xué) 167。 前緣 厚度 t 中弧線(xiàn) 后緣 彎度 f 弦線(xiàn) 弦長(zhǎng) c ?后緣角 風(fēng)能專(zhuān)業(yè)課程 《 風(fēng)力機(jī)空氣動(dòng)力學(xué) 》 華北電力大學(xué) ? 翼型的氣動(dòng)特性 翼型所受的力是作用在上下表面的分布力之合力。 翼型空氣動(dòng)力特性 ? 彎度 f：中弧線(xiàn)到弦線(xiàn)的最大垂直距離稱(chēng)為翼型彎度，彎度與弦長(zhǎng)的比值稱(chēng)為相
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