【正文】 ，即 ，如翼型、飛行 M數(shù)一定時(shí)， ? 也可以寫成 在中小迎角范圍內(nèi)，由于翼型 上表面的氣 ? 流分離還不顯著， 與 成線性關(guān)系， 等于常數(shù)，每個(gè)翼型的精確值應(yīng)由實(shí)驗(yàn)確定。 ? maxlClCmaxlCmaxlC?lC????? llCC?ddCC ll ?lC??lC)( 0??? ?? ll CC?lClC翼型的阻力 翼型的阻力包括摩擦阻力和壓差阻力： 摩擦阻力 ： 根據(jù)以前所說的有關(guān)氣體粘性及低速附面層的知識(shí)，我們知道，空氣流過 機(jī)翼 時(shí)，由于空氣有粘性，在貼近 機(jī)翼 表面的地方形成附面層。 機(jī)翼 表面各處摩擦力在相對(duì)氣流方向上的投影的總和，就是整個(gè) 機(jī)翼 的摩擦阻力。 1：空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ) ? 167。 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) 》 36 兩個(gè)特性參數(shù)：最小阻力系數(shù) CDmin及對(duì)應(yīng)攻角 αCDmin 167。 翼型空氣動(dòng)力特性 阻力系數(shù)曲線 ? 阻力系數(shù)是隨著迎角的增大而不斷增大的。當(dāng)攻角繼續(xù)增時(shí)，翼型表面發(fā)生嚴(yán)重的流動(dòng)分離，渦流區(qū)迅速擴(kuò)大，壓差阻力急劇增大，阻力系數(shù)也劇烈增大。 ? 在曲線上阻力系數(shù)最小值，稱為最小阻力系數(shù)。 極曲線： 在風(fēng)力機(jī)的設(shè)計(jì)中往往更關(guān)心升力和阻力的比值— 升阻比 L/D以及最佳升阻比。 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) 》 38 167。 翼型空氣動(dòng)力特性 極曲線上的每一點(diǎn)對(duì)應(yīng)一種升阻比及相應(yīng)的攻角狀態(tài)，如 α0、 αCDmin、 αCT等。 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) 》 39 167。 翼型空氣動(dòng)力特性 隨著航空科學(xué)的發(fā)展，世界各主要航空發(fā)達(dá)的國(guó)家建立了各種翼型系列。 這些翼型的資料包括幾何特性和氣動(dòng)特性，可供氣動(dòng)設(shè)計(jì)人員選取合適的翼型。 NACA翼型系列主要包括下列一些翼型族 ： 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) 》 41 ?NACA四位數(shù)字翼族 這是最早建立的一個(gè)低速翼型族 ，它的 中弧線 由前后兩端 拋物線 組成 ，在中弧線的最高點(diǎn) 處二者相切 ；厚度分布函數(shù)由經(jīng)驗(yàn)的解析公式確定。 中弧線方程是： 式中的 f是中弧線最高點(diǎn)的縱坐標(biāo)， p 是此點(diǎn)最高的弦向位置。 1：空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ) ? 167。 例如 NACA0006是一個(gè)無(wú)彎度，厚 6％的翼型。 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) 》 43 ?NACA五位數(shù) 字 翼 族 其中，第一位數(shù)代表彎度，但不是一個(gè)直接的幾何參數(shù)，而是通過設(shè)計(jì)升力系數(shù)來表達(dá)的，這個(gè)數(shù)乘以 3/2就等于設(shè)計(jì)升力系數(shù)的 10倍；第二、第三兩位數(shù)是 2p，以弦長(zhǎng)的百分?jǐn)?shù)來表示；最后兩位數(shù)仍是百分厚度。p=(1/2)*30,即中弧線最高點(diǎn)的弦向位置在 15％弦長(zhǎng)處，厚度仍為 12％。 1：空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ) ? 167。促使流態(tài)從層流過渡到紊流的因素有好幾個(gè)，其中壓強(qiáng)梯度是最重要的一個(gè)。 NACA四位數(shù)翼型和五位數(shù)字翼型 ,不論迎角大小，上翼面的最低壓強(qiáng)點(diǎn)都十分靠近前緣，氣流過了最低壓強(qiáng)點(diǎn)之后就開始減速了。 為了盡量使最低壓強(qiáng)點(diǎn)向后移，以加長(zhǎng)順壓梯度段的長(zhǎng)度，減短逆壓梯度段，以此來減小摩阻所占比重，從而大大降低翼型的總摩阻。 167。 翼型空氣動(dòng)力特性 層流翼型是一種為使翼表面保持大范圍的層流，以減小阻力而設(shè)計(jì)的翼型。 層流翼型基本原理是在氣流達(dá)到接近機(jī)翼后緣升壓區(qū)之前，盡可能在更長(zhǎng)的距離上繼續(xù)加速，就可以推遲由層流向湍流的轉(zhuǎn)捩。從 20世紀(jì) 30年代末開始，一批空氣動(dòng)力學(xué)家在理論和試驗(yàn)研究基礎(chǔ)上提出了層流翼型設(shè)計(jì)方法。 層流翼型分別有 6個(gè)系列： NACA1， NACA2。后者常用六位數(shù)表示。 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。但當(dāng)攻角大到一定程度后，機(jī)翼的上翼面出現(xiàn)較大的分離區(qū) ,CL隨 α增大的幅度減小，當(dāng) α達(dá)到某個(gè)臨界值時(shí)， 升 力系數(shù)達(dá)最大值。 1：空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ) ? 167。 機(jī)翼的失速性能與翼型、機(jī)翼平面形狀等因素有關(guān)。 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 ? 后緣分離： 后緣分離一般出現(xiàn)在相對(duì)厚度大于 15％ 的厚翼型上。 隨著攻角增大， 分離點(diǎn)逐漸前移，上表面的分離區(qū)逐漸擴(kuò)大，但這時(shí)升力系數(shù)仍然繼續(xù)增加，直到超過臨界攻角，升力系數(shù)才緩慢減小。在攻角不大時(shí)，靠近前緣處形成氣泡，但是氣泡很短，只有弦長(zhǎng)的 ％－ 1％。當(dāng)攻角增大時(shí)，氣泡越來越短，但是越來越厚。 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 ? 薄翼分離： 薄翼分離一般出現(xiàn)在相對(duì)厚度小于 6％的薄翼型上，特別是雷諾數(shù)較低的時(shí)候。 在攻角不大時(shí)，在前緣附近就可能發(fā)生層流分離，然后轉(zhuǎn)淚為湍流后，再附著于翼型表面，在分離點(diǎn)與再附著點(diǎn)之間形成“氣泡 ”。到一定攻角時(shí)，氣泡不再附著，變成完全分離。所以這種薄翼型的升力線很早就開始彎曲，最大升力系數(shù)也很小，僅為 1左右。 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) 》 53 粘性對(duì)不同翼型升力特性的影響 (a) 后緣分離 (b) 前緣分離 (c) 薄翼分離 前緣氣泡對(duì)壓強(qiáng)分布的影響 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) 》 54 167。 1－ 2： 低速機(jī)翼及其氣動(dòng)特性 展向載荷分布所產(chǎn)生的尾渦系