叶片的空气动力学基础

叶片的空气动力学基础在风力发电机基础部分，我们探讨了叶片的升力和阻力基础，本部分进一步介绍了相关的理论知识。风力发电机基础部分介绍的内容不再重复，只介绍相关内容的增强部分。常用刀片的翼型扁平刀片的攻击角度稍大，容易发生气流分离，阻力增加。板的强度也很低，因此即使有一定的厚度电阻，正式的叶片截面也是流线型的。图1是通用翼型的几何参数图，该翼型的中间圆弧是不对称翼型或弯曲翼型之一，典型弯曲翼型是美国的NACA4412。图1-翼型的几何参数如果弯曲角度为0，则中间圆弧与弦重合，将此翼型称为对称翼型，图2是典型对称翼型为美国NACA0012的对称翼型。图2-对称翼型的几何参数图3是适用于风力涡轮机的性能优良的低电阻翼型，是水平轴风力涡轮机常用的弯曲翼型。图3-具有弯曲的低电阻翼型翼型的升力原理翼型的升力原理有多种解释。摘要主要基于牛顿定律的气流偏转产生反作用力，与根据伯努利原理的气流速度不同，利用产生差压的两个原理一般解释翼型的上升力。攻角为0度时弯曲翼型的升力和阻力图4是攻击角度为0度时弯曲度也是翼型的流线和压力分布图，左图是翼型的流线图，由于翼型上下不对称，气流与上下流动状态不同。翼型的顶面突出，通道截面减少，气流流速加快，另一个原因是凸出的表面减少翼型后面的气压，前后的差压加快气流，特别是翼型的顶面前端速度快。翼型的表面平坦，大部分气流基本上缓慢流动的原因是上层前部的高速气流产生低压流入，翼型前部的气流全部向上流动，因此下层的气流扩大，与下层接近的气流有所减少。这样通过顶面的气流比下层的速度快，根据伯努利原则，流速快的地方压力比流速慢的地方压力小。也就是说，翼型下方的压力大于上方，由于压力差，翼型获得向上力Fl，所以弯曲翼型在攻角为0度时也具有升力。图4-攻击角度为0度时翼型的流线和压力分布图4右图是翼型的压力分布图，图中机翼型的上方在浅绿色区域内的绿色箭头线是顶面的压力分布图，箭头线的长度和方向表示该点的压力值大小和方向，当压力等于周围气压值时为0，低于周围气压时为负，高于周围气压时为正。翼型上的压力比周围气压低，负压，所以箭头线指向外侧。翼型下方部分浅蓝色区域内的蓝色箭头线是底部表面的压力分布，因为翼型下方的表面气体压力比周围气压略高，正压，箭头线指向翼型(此时正压太小，放大以清楚显示正压区域)。由于翼型前端的正向气流，翼型前端也受到了一定的压力，是翼型阻力的主要部分。综合来看，翼型上表面的负压产生吸力，翼型下表面的正压产生压力，两表面的力共同作用于翼型，翼型产生升力。两个表面力共同作用的合力点称为压力中心，此时压力中心位于翼型的中间附近。注：在普通图中，显示翼型的升力向量和阻力向量的起点是翼型的气动中心(焦点)，如左侧流线型图所示，气动中心是航空学的概念，感兴趣的网友请查找参考资料。攻角为12度时弯曲翼型的升力和阻力图5显示了当攻击角度为12度时，此翼型的流速接近最大状态的压力分布图，左图显示了翼型的流速流线，当攻击角度增加时，翼型表面周围的气流增加，中间气压减少，从而增加了前后压差，加速了气流。由于顶部的前气流速度提高，因此前面的部分气流会向上流入，翼型下方的气流通道会变宽，底部气流速度会降低，向下的翼型会抵抗影响气流速度的气流。这样通过顶面的气流比底面流得快，翼型向下施加向上压力，压差对翼型有向上作用力Fl，即正向力。在牛顿力学中，翼型子表面使气流向下偏转，因此气流给翼型施加力，这种力也是翼型产生升力的原因。图5-攻击角度为12度时翼型的流线和压力分布图5右图是翼型的压力分布图。图中，机翼上方位于浅绿色区域内的绿色箭头线表示顶面的压力分布，箭头线的长度和方向表示该点的压力大小和方向，翼型上方的压力低于周围气压，而副压力则指向外侧。翼型下方部分浅蓝色区域内的蓝色箭头线是底部表面的压力分布，翼型下方的表面气体压力高于周围气压，正压力，因此箭头线指向翼型。翼型上的负压产生吸力，翼型上的正压产生压力，两个力一起作用力为f，向上作用力Fl为正作用力，正作用力的主要部分是翼型上的负压产生的吸力。力f后面的分力Fd是阻力，正常情况下，阻力比正力小得多。翼型的上表面气流在翼型的后半部分减速，在下层表面的气流和尾端相遇，交会的两个气流的流速恢复为周围气流的速度，翼型后侧的压力值接近于0。弯曲度也是翼型的升力主要在翼型的三分之一部分产生，接近最大升力时的压力中心位于翼型的四分之一。大攻角弯曲翼型的失速状态翼型攻击角度大，翼型进入失速状态。图6是当攻击角度为20度时，此翼型的流动和压力分布图，左图是由于攻击角度大，通过翼型顶面的气体不再附着翼型表面，气流分离，翼型前缘背面产生涡流，涡流破坏翼型顶面的高速气流通道，从而在前后涡流区域产生负压，但小于高速气流产生的负压值，从而降低了总力f。减少升力使阻力增加。图6-攻击角度为20度时翼型的流线和压力分布请看图6的右侧图，可以看到，随着涡流，翼型的上部负压值减少，翼型的前负压值减少，翼型的压力中心向后移动，翼型的气力减少，角度向后偏转，升力减小。合力角度后偏转角加上翼型攻击角度，f的阻力成分Fd大大增加。路径说描述翼型升力是不准确的前面对翼型升力的解释有多种。特别是在大众科学水平上广泛普及的“路线说”，是翼型上表面上升，上表面路径长，路径短，气流通过翼型时，上表面速度快。根据伯努利原理，韩的压力大于上表面，因此产生了阳力。这个解释不准确，因为一般的翼型相面比1.5%到2.5%长。基于此路径差异的阳历微乎其微。要想产生足够的升力，使上表面的流速比下楼层快得多，应该说上表面流速快主要是通道变窄，翼型的后压力降低的原因。对翼型阳历理论的解释是根据朱可夫斯基的阳历规律计算数学完全确立的环量理论的方式。感兴趣的网友可以找一本关于空气动力学的书学习。采用弯曲翼型的升力阻力曲线翼型的升力角度、阻力有多大、攻击角度有多大、空度的升力系数和阻力系数随攻击角度变化的图，是翼型的升力阻力曲线参考图，图7是升力曲线，棕色是阻力曲线。从曲线上可以看出，攻击角度在11度以下时随着alpha增加，攻击角度大于11度时进入失速状态，升力突然下降，阻力大幅增加，翼型开始失速起始的攻击角度的值称为失速角度。在45度时，附近的阳历和阻力几乎相等(不是为了参照NACA0012整体攻击角度图而绘制的)。图7-具有弯曲翼型的升力阻力曲线大多数具有曲度的薄机翼与此曲线上显示的特性类似。从图上可以看出，翼型在攻角0处仍然具有升力，这是因为即使攻角为0，翼型上方的气流仍比下方快，所以有升力，当攻角1为负时，升力为0，此时的攻角为0升攻角或绝对0攻角。翼型在失速前阻力很小，可以在近似计算中忽略。对于雷诺数不同的升力曲线和阻力曲线，相同的翼型，通常大雷诺数下的失速角度大于小雷诺数。图8是较大雷诺数下NACA 4412翼型的升力系数和阻力图。图8-naca 4412升力系数和阻力图以下是NACA 4412翼型在较大雷诺数下的气流动画，包括升力系数和阻力曲线。如果动画更大、更长，请等待下载播放。对于具有一般弯曲的翼型，当攻击角度为零时，压力中心靠在翼型的中间，随着攻击角度的增加(不大于失速角度)，压力中心向前移动到四分之一弦长位置，失速后压力中心再次移动到中心。对称翼型的升力和阻力对称翼型的升力和阻力等气动特性与偏转度翼型相似，产生升力和阻力的原理也相同，但是对称翼型的上表面与下表面相同，当攻角为零时，翼型的上表面与下表面气流速度相同所产生的浮力相同，因此对称翼型在攻角为零时，升力为零。图8是对称翼型的升力系数和阻力系数随攻角变化的曲线参考图，图中的绿色是升力曲线，棕色是阻力曲线。NACA0012的主要参数是NACA0012翼型截面和升力曲线课件，在升力垂直轴风力涡轮机中更多地使用对称翼型。图9-对称翼型升力阻力曲线对称翼型的另一个特点是在没有失速的情况下，压力中心位于前四分之一弦位置，不会随着攻击角度的变化而移动。有弯曲的薄机翼类似于对称翼型的两条曲线，在翼型失速之前，升力曲线的斜率可以近似为0.1/度或5.73/弧度值的常数。对称翼型的升力曲线经过零点，弯曲该翼型时，升力曲线向左移动，随着弯曲的增加。当然，这是近似值，角度不大时更准确。以上曲线都是翼型雷诺数大的理想状态下的曲线。雷诺数时间最大升力系数降低，失速角度减小，阻力系数增加，在各种条件下，各种翼型的升力系数审阅相关翼型手册。刀片提升计算示例知道一个叶片的升力曲线，知道机身的流速和叶片的攻击角度，可以计算该叶片的升力，根据空气动力学，在非失速状态下翼型的升力计算公式如下：Fl=0.5*Cl*v*v*c*l其中Fl是正力，单位是n(牛顿)是低海拔，常温下空气密度约1.23千克/m3Cl是升程系数v是气体的流速，单位为m/sc是翼型的弦长，单位为ml是刀片长度，单位为m计算范例1:有8米长(弦长)1米、气流速度20米/秒、攻击角度8度的低阻力刀片。根据低阻力叶片曲线，如果攻击角度为8度，则Cl为1.2。Fl=0.5*Cl*v*v*c*lfl=0.5 * 1.