【正文】 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(shí)， 最大，對普通翼型，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)所對應(yīng)的迎角，稱為臨界迎角。 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 的流線譜和壓強(qiáng)分布隨攻 角的變化中得到解釋， ?攻 角不大時(shí)，機(jī)翼后緣的渦流還小，對機(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機(jī)翼上表面；壓力系數(shù)(絕對值 )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，相對彎度大的機(jī)翼，其升力系數(shù)大，這里因?yàn)橄鄬澏却?，上下翼面流管的變化大，上下壓力系?shù)的 差 值就大。從公式可以看出 機(jī)翼 升力大小與相對氣流的動(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)定流過一個(gè)固定迎角的、無限長翼展的矩形翼，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)： 無限長翼展距形型翼 風(fēng)能專業(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)可通過下列積分計(jì)算求得， ? ?? 10 )( xdCCC ppl 上下? ??? 10 )( xdxCCm ppz 上下風(fēng)能專業(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 的畫在橫坐標(biāo)下方， 壓力系數(shù)為負(fù) 的畫在橫坐標(biāo)上方，再用平滑曲線依次連接圖上各點(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(fù)值，箭頭向里為正值 , 將各個(gè)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(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 合力作用線與翼弦的交點(diǎn)。 升力如何產(chǎn)生？ 風(fēng)能專業(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，相對氣流流過機(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 翼型上的分布壓力可以合成一個(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)前方來流相垂直的合力為升力，而與遠(yuǎn)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) 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；來流的動(dòng)壓頭為 ，單位是 C是弦長，單位是 m. dClC22,1122ldLDCCcc? ? ? ?????212???2/NmCd 風(fēng)能專業(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 后緣 彎度 f 弦線 弦長 c ?后緣角 風(fēng)