風(fēng)力發(fā)電原理第四章

1、能源動力與機械工程學(xué)院P131-1風(fēng)力發(fā)電原理風(fēng)力發(fā)電原理能源動力與機械工程學(xué)院P131-2 風(fēng)電機組氣動設(shè)計的基本理論可以大致分為動量理風(fēng)電機組氣動設(shè)計的基本理論可以大致分為動量理論、渦流理論和動態(tài)尾流模型等，相關(guān)的數(shù)學(xué)模型主要論、渦流理論和動態(tài)尾流模型等，相關(guān)的數(shù)學(xué)模型主要有貝茲有貝茲(Betz)(Betz)理論、薩比寧理論、薩比寧(Sabinin)(Sabinin)理論模型、徐特爾理論模型、徐特爾(Hutter)(Hutter)模型、葛勞渥模型、葛勞渥(Glauert)(Glauert)模型等。模型等。第四章第四章 風(fēng)輪的基本理論風(fēng)輪的基本理論阻力葉片和升力葉片阻力葉片和升力葉片升力型風(fēng)

2、輪的升力和阻力升力型風(fēng)輪的升力和阻力NACANACA翼型命名翼型命名風(fēng)輪葉片專用翼型風(fēng)輪葉片專用翼型翼型的選擇翼型的選擇葉素理論葉素理論動量理論動量理論渦流理論渦流理論能源動力與機械工程學(xué)院P131-34-1 阻力葉片和升力葉片阻力葉片和升力葉片 葉片按做功葉片按做功原理分類原理分類升力葉片升力葉片 升力型風(fēng)輪升力型風(fēng)輪阻力葉片阻力葉片 阻力型風(fēng)輪阻力型風(fēng)輪阻力葉片阻力葉片 依靠風(fēng)對葉片的阻力而推動葉片繞軸依靠風(fēng)對葉片的阻力而推動葉片繞軸旋轉(zhuǎn)的葉片稱為阻力葉片。旋轉(zhuǎn)的葉片稱為阻力葉片。能源動力與機械工程學(xué)院P131-4 圖中顯示了空氣流作用圖中顯示了空氣流作用于阻力葉片的流動分析。于阻力葉片的

3、流動分析。空氣流以空氣流以vw的速度作用于面的速度作用于面積為積為A的阻力葉片上，其捕的阻力葉片上，其捕獲的功率獲的功率P可以從阻力可以從阻力D和和相對速度相對速度vr得出，即得出，即rDP式中：相對速度式中：相對速度 ， 為風(fēng)輪半徑為風(fēng)輪半徑r處的處的線速度；線速度；D為由相對速度產(chǎn)為由相對速度產(chǎn)生的阻力為氣動阻力。生的阻力為氣動阻力。UwrrwU 能源動力與機械工程學(xué)院P131-5DCAvvCDrwD2-21rrwDAvvvCP2-21阻力阻力D應(yīng)用空氣動力學(xué)阻力系數(shù)應(yīng)用空氣動力學(xué)阻力系數(shù) 表示為表示為由此阻力產(chǎn)生的功率為由此阻力產(chǎn)生的功率為則風(fēng)能利用系數(shù)則風(fēng)能利用系數(shù) 可表示為可表示為P

4、C2301 2-1 2DwrrPwCvvAvPCPAv能源動力與機械工程學(xué)院P131-6)(wrPvvfC 32wrvvDPCC274max 對對 求極值得出，當(dāng)求極值得出，當(dāng) 時，最大時，最大風(fēng)能利用系數(shù)為風(fēng)能利用系數(shù)為 考慮到凸面的阻力系數(shù)最大不超過考慮到凸面的阻力系數(shù)最大不超過0.13，則，則可以得出純阻力型垂直軸風(fēng)輪最大風(fēng)能利用系數(shù)可以得出純阻力型垂直軸風(fēng)輪最大風(fēng)能利用系數(shù) ， ，與，與Betz理想風(fēng)輪的理想風(fēng)輪的 相差相差甚遠(yuǎn)，以上分析說明，風(fēng)輪的風(fēng)能利用系數(shù)的大甚遠(yuǎn)，以上分析說明，風(fēng)輪的風(fēng)能利用系數(shù)的大小，與葉片的性能有很大關(guān)系。小，與葉片的性能有很大關(guān)系。2 . 0maxPC59

5、3. 0maxPC2301 2-1 2DwrrPwCvvAvPCPAv能源動力與機械工程學(xué)院P131-7升力型葉片升力型葉片 圖示為升力型葉片的翼型，指垂直于升力葉圖示為升力型葉片的翼型，指垂直于升力葉片長度方向，截取葉片而得到的截面形狀。此片長度方向，截取葉片而得到的截面形狀。此類翼型的葉片因風(fēng)對其產(chǎn)生升力而旋轉(zhuǎn)做功，類翼型的葉片因風(fēng)對其產(chǎn)生升力而旋轉(zhuǎn)做功，稱為升力型葉片。稱為升力型葉片。能源動力與機械工程學(xué)院P131-8 翼型尖尾翼型尖尾B點為后緣，翼型圓線頭上的點為后緣，翼型圓線頭上的A點距離后緣最點距離后緣最遠(yuǎn)為前緣，風(fēng)從前緣進(jìn)入，從后緣流出。遠(yuǎn)為前緣，風(fēng)從前緣進(jìn)入，從后緣流出。 AN

6、B所對應(yīng)的曲面為下表面，所對應(yīng)的曲面為下表面，AMB所對應(yīng)的曲面為上表所對應(yīng)的曲面為上表面，運行中下表面產(chǎn)生的壓力高于上表面。面，運行中下表面產(chǎn)生的壓力高于上表面。 翼弦是連接翼型前、后緣的直線段，通常用翼弦是連接翼型前、后緣的直線段，通常用t表示。表示。能源動力與機械工程學(xué)院P131-9 翼型厚度是指上、下表面之間垂直于翼弦的直線段長度翼型厚度是指上、下表面之間垂直于翼弦的直線段長度，用，用 表示，最大厚度值為表示，最大厚度值為 。 翼型的中弧線是翼弦上各垂直線段的中點的連線，如圖翼型的中弧線是翼弦上各垂直線段的中點的連線，如圖中的虛線所示。中的虛線所示。 中弧線到翼弦的距離叫做翼型的彎度，

7、其最大值為中弧線到翼弦的距離叫做翼型的彎度，其最大值為 。maxmaxf 升力型葉片應(yīng)用得比較多，因為升力型風(fēng)輪比阻力型風(fēng)升力型葉片應(yīng)用得比較多，因為升力型風(fēng)輪比阻力型風(fēng)輪獲得的風(fēng)能利用系數(shù)更高。航空領(lǐng)域就是利用了機翼葉輪獲得的風(fēng)能利用系數(shù)更高。航空領(lǐng)域就是利用了機翼葉片的升力作用，使飛機在天空中航行。片的升力作用，使飛機在天空中航行。能源動力與機械工程學(xué)院P131-10 圖示為機翼在空氣流中運動的受力分析，圖中矢徑的長圖示為機翼在空氣流中運動的受力分析，圖中矢徑的長短表示矢量的大小，其中下表面的矢量為正壓，而上表面的短表示矢量的大小，其中下表面的矢量為正壓，而上表面的矢量為負(fù)壓?？諝饬髯饔糜?/p>

8、機翼時，在機翼下表面產(chǎn)生的壓矢量為負(fù)壓?？諝饬髯饔糜跈C翼時，在機翼下表面產(chǎn)生的壓力較高，而在機翼上表面產(chǎn)生的壓力較低。正因為上、下表力較高，而在機翼上表面產(chǎn)生的壓力較低。正因為上、下表面的壓力差，在滑行的過程中對機翼產(chǎn)生阻力和升力。面的壓力差，在滑行的過程中對機翼產(chǎn)生阻力和升力。 沿著空氣流反向產(chǎn)生的作用力，因阻礙葉片向前運動而沿著空氣流反向產(chǎn)生的作用力，因阻礙葉片向前運動而稱為阻力，垂直于空氣流動方向產(chǎn)生另一個作用力，稱為升稱為阻力，垂直于空氣流動方向產(chǎn)生另一個作用力，稱為升力。機翼的弦線與空氣流速度矢量成一角度，稱為攻角。力。機翼的弦線與空氣流速度矢量成一角度，稱為攻角。能源動力與機械工程

9、學(xué)院P131-11 攻角的大小將影響阻力和升力的大小。機翼攻角的大小將影響阻力和升力的大小。機翼產(chǎn)生的阻力和升力分別可利用阻力系數(shù)產(chǎn)生的阻力和升力分別可利用阻力系數(shù)CD和升力和升力系數(shù)系數(shù)CL表示，即表示，即tdzvCDD221=tdzvCLL221=tdzvCRR221=式中：式中： 為空氣流的運動速度；為空氣流的運動速度； t為機翼的弦為機翼的弦長；長；dz 為機翼機型長度；為機翼機型長度； 為力矩系數(shù)。為力矩系數(shù)。RCv能源動力與機械工程學(xué)院P131-12 在空氣動力學(xué)中，常引入無量綱的空氣動力在空氣動力學(xué)中，常引入無量綱的空氣動力學(xué)系數(shù)，即翼型剖面的升力系數(shù)學(xué)系數(shù)，即翼型剖面的升力系數(shù)

10、CL、阻力系數(shù)、阻力系數(shù)CD和力矩系數(shù)和力矩系數(shù)CR，它們分別可表達(dá)為，它們分別可表達(dá)為tdzvLCL221=tdzvDCD221=tdzvRCR221=能源動力與機械工程學(xué)院P131-13 理想情形下，設(shè)理想情形下，設(shè)S為葉片面積，為葉片長和弦為葉片面積，為葉片長和弦長的乘積；長的乘積；L為整個葉片所受的升力；為整個葉片所受的升力；D為葉片所為葉片所受的阻力；受的阻力；R為葉片所受的力矩，則為葉片所受的力矩，則上式上式可表達(dá)可表達(dá)為為SvLCL221=SvDCD221=SvRCR221=能源動力與機械工程學(xué)院P131-144-2 升力型風(fēng)輪的升力和阻力升力型風(fēng)輪的升力和阻力風(fēng)輪的幾何定義與參

11、數(shù)風(fēng)輪的幾何定義與參數(shù)(1)旋轉(zhuǎn)平面。與風(fēng)輪軸垂直，由葉片上距風(fēng)輪軸線坐標(biāo)原點旋轉(zhuǎn)平面。與風(fēng)輪軸垂直，由葉片上距風(fēng)輪軸線坐標(biāo)原點等距的旋轉(zhuǎn)切線構(gòu)成的一組相互平行的平面。等距的旋轉(zhuǎn)切線構(gòu)成的一組相互平行的平面。(2)風(fēng)輪直徑風(fēng)輪直徑(D)。風(fēng)輪掃掠圓面的直徑。風(fēng)輪掃掠圓面的直徑。(3)風(fēng)輪的輪轂比風(fēng)輪的輪轂比(Dh/D)。風(fēng)輪輪轂直徑。風(fēng)輪輪轂直徑(Dh)與風(fēng)輪直徑之比。與風(fēng)輪直徑之比。(4)葉片葉素。風(fēng)輪葉片在風(fēng)輪任意半徑葉片葉素。風(fēng)輪葉片在風(fēng)輪任意半徑r處的一個基本單元，處的一個基本單元，簡稱為葉素。它是由簡稱為葉素。它是由r處翼型剖面延伸一小段厚度處翼型剖面延伸一小段厚度dr而形成的而形成

12、的。能源動力與機械工程學(xué)院P131-15(5)葉素安裝角葉素安裝角( )。在半徑。在半徑r處翼型剖面的弦線與旋轉(zhuǎn)切向速處翼型剖面的弦線與旋轉(zhuǎn)切向速度間的夾角。度間的夾角。 (6)槳距角。葉尖葉素安裝角也被稱為槳距角。槳距角。葉尖葉素安裝角也被稱為槳距角。(7)葉素傾角葉素傾角( )。葉素表面氣流的相對速度與切向速度反方。葉素表面氣流的相對速度與切向速度反方向之間的夾角。向之間的夾角。(8)葉片數(shù)葉片數(shù)(z)。風(fēng)輪葉片的數(shù)量。風(fēng)輪葉片的數(shù)量。(9)(9)葉片適度葉片適度( )( )。葉片投影面積與風(fēng)輪掃風(fēng)面積的比。葉片投影面積與風(fēng)輪掃風(fēng)面積的比。(10)(10)葉片長度葉片長度( (H H) )

13、。葉片的有效長度，。葉片的有效長度，H=(D-DH=(D-D輪轂輪轂)/2)/2。能源動力與機械工程學(xué)院P131-16葉片無限長的受力分析葉片無限長的受力分析 風(fēng)輪的葉片由許多葉片風(fēng)輪的葉片由許多葉片微段構(gòu)成，要研究風(fēng)輪及其微段構(gòu)成，要研究風(fēng)輪及其葉片的空氣動力學(xué)特性，必葉片的空氣動力學(xué)特性，必須要了解微段的空氣動力學(xué)須要了解微段的空氣動力學(xué)特性。處于流動空氣中的風(fēng)特性。處于流動空氣中的風(fēng)輪葉片繞風(fēng)輪軸線轉(zhuǎn)動，設(shè)輪葉片繞風(fēng)輪軸線轉(zhuǎn)動，設(shè)n為風(fēng)輪每分鐘的轉(zhuǎn)速，則為風(fēng)輪每分鐘的轉(zhuǎn)速，則它的角速度為它的角速度為602=n能源動力與機械工程學(xué)院P131-17 風(fēng)輪旋轉(zhuǎn)半徑處質(zhì)點線速度為半徑值與風(fēng)輪旋轉(zhuǎn)

14、半徑處質(zhì)點線速度為半徑值與角速度的乘積，因此葉素上氣流的切速度為角速度的乘積，因此葉素上氣流的切速度為ru = 空氣流以速度空氣流以速度vw沿風(fēng)輪沿風(fēng)輪軸向通過風(fēng)輪。若葉片以切軸向通過風(fēng)輪。若葉片以切向速度向速度u旋轉(zhuǎn)，則流經(jīng)葉素旋轉(zhuǎn)，則流經(jīng)葉素的氣流速度三角形如圖所示的氣流速度三角形如圖所示。能源動力與機械工程學(xué)院P131-18風(fēng)速風(fēng)速vw是相對速度是相對速度vr與切速度與切速度u的合矢量，即的合矢量，即uvvrw+=定義旋轉(zhuǎn)風(fēng)輪葉片的攻角為相對速度定義旋轉(zhuǎn)風(fēng)輪葉片的攻角為相對速度vw與翼型與翼型弦長的夾角，用弦長的夾角，用 表示。注意這里風(fēng)輪攻角與表示。注意這里風(fēng)輪攻角與機翼攻角概念的區(qū)別

15、，以及攻角與葉素傾角、機翼攻角概念的區(qū)別，以及攻角與葉素傾角、攻角與槳距角概念之間的區(qū)別。攻角與槳距角概念之間的區(qū)別。能源動力與機械工程學(xué)院P131-19 氣流以相對速度氣流以相對速度vr流經(jīng)葉素時，將產(chǎn)生空氣流經(jīng)葉素時，將產(chǎn)生空氣動力動力dR，它可以分解為垂直于，它可以分解為垂直于vr的升力的升力dRL及平及平行于行于vr的的dRD。能源動力與機械工程學(xué)院P131-20葉片的空氣動力學(xué)特性曲線葉片的空氣動力學(xué)特性曲線一、一、升力系數(shù)升力系數(shù)CL與攻角與攻角 的關(guān)系曲線。的關(guān)系曲線。 在攻角較小的范圍（在攻角較小的范圍（ ）之內(nèi)，）之內(nèi)，CL與與 幾乎呈線性關(guān)系；但在較大攻角幾乎呈線性關(guān)系；但

16、在較大攻角時，略向下時，略向下彎曲彎曲。當(dāng)攻角增大到。當(dāng)攻角增大到 時時， CL達(dá)到最大值，達(dá)到最大值，其后其后則突然下降，則突然下降，造成這一現(xiàn)象的原因為氣流失速。翼型造成這一現(xiàn)象的原因為氣流失速。翼型上表面的氣流在前緣附近發(fā)生分離的現(xiàn)上表面的氣流在前緣附近發(fā)生分離的現(xiàn)象稱為失速現(xiàn)象，其對應(yīng)的攻角為臨界象稱為失速現(xiàn)象，其對應(yīng)的攻角為臨界攻角攻角 。失速發(fā)生時，風(fēng)輪的功率輸出。失速發(fā)生時，風(fēng)輪的功率輸出顯著下降；若飛機遇到失速現(xiàn)象時，則顯著下降；若飛機遇到失速現(xiàn)象時，則有墜機的危險。有墜機的危險。15cr能源動力與機械工程學(xué)院P131-21二、二、阻力系數(shù)阻力系數(shù)CD與攻角的關(guān)系與攻角的關(guān)系曲

17、線曲線。 形狀與拋物線相似，在某一較低值時，存在形狀與拋物線相似，在某一較低值時，存在CDmin。然后，隨攻角增加，阻力系數(shù)顯著增加，在達(dá)到臨界攻然后，隨攻角增加，阻力系數(shù)顯著增加，在達(dá)到臨界攻角后，增長率更為顯著。這說明風(fēng)輪葉片失速會導(dǎo)致葉角后，增長率更為顯著。這說明風(fēng)輪葉片失速會導(dǎo)致葉片的阻力急劇增加。片的阻力急劇增加。能源動力與機械工程學(xué)院P131-22三、三、升力系數(shù)升力系數(shù)CL與阻力系數(shù)與阻力系數(shù)CD的關(guān)系曲線的關(guān)系曲線 極曲線，以極曲線，以CD為橫坐標(biāo)，為橫坐標(biāo)，CL為縱坐標(biāo)為縱坐標(biāo)，對應(yīng)于每一個，對應(yīng)于每一個 都存在一對都存在一對CL、CD值。值。 因升力與阻力本是作用于葉片上的

18、合因升力與阻力本是作用于葉片上的合力在與速度力在與速度vw垂直和平行方向上的兩個分垂直和平行方向上的兩個分量，所以從原點量，所以從原點O到曲線上任一點的矢徑到曲線上任一點的矢徑，都表示了在該對應(yīng)攻角下的總氣動力系，都表示了在該對應(yīng)攻角下的總氣動力系數(shù)的大小和方向。該矢徑線的斜率，就是數(shù)的大小和方向。該矢徑線的斜率，就是在這一攻角下的升力與阻力之比，簡稱為在這一攻角下的升力與阻力之比，簡稱為升阻比，又稱氣動力效率。過坐標(biāo)原點作升阻比，又稱氣動力效率。過坐標(biāo)原點作極曲線的切線，就得到葉片的最大升阻比極曲線的切線，就得到葉片的最大升阻比， 。顯然，這是風(fēng)力機葉片最。顯然，這是風(fēng)力機葉片最佳的運行狀態(tài)

19、。佳的運行狀態(tài)。DLCC=cot能源動力與機械工程學(xué)院P131-23影響翼型升力、阻力特性的外形因素影響翼型升力、阻力特性的外形因素(1)彎度的影響彎度的影響 翼型的彎度加大后，導(dǎo)致上、下弧流速差加大翼型的彎度加大后，導(dǎo)致上、下弧流速差加大，從而使壓力差加大，故升力增加；與此同時，從而使壓力差加大，故升力增加；與此同時，上弧流速加大，摩擦阻力上升，并且由于迎流面上弧流速加大，摩擦阻力上升，并且由于迎流面積加大，故壓差阻力也加大，導(dǎo)致阻力上升。因積加大，故壓差阻力也加大，導(dǎo)致阻力上升。因此，同一攻角時隨著彎度增加，其升、阻力都顯此，同一攻角時隨著彎度增加，其升、阻力都顯著增加，但阻力比升力增加得

20、更快，使升、阻比著增加，但阻力比升力增加得更快，使升、阻比將有所下降。將有所下降。能源動力與機械工程學(xué)院P131-24(2)厚度的影響厚度的影響 翼型厚度增加后，其影響與彎度類似。同一彎翼型厚度增加后，其影響與彎度類似。同一彎度的翼型，采用較厚的翼型時，對應(yīng)于同一攻角的度的翼型，采用較厚的翼型時，對應(yīng)于同一攻角的升力有所提高，但對應(yīng)于同一升力的阻力也較大，升力有所提高，但對應(yīng)于同一升力的阻力也較大，且阻力增大得更快，使升、阻比有所下降。且阻力增大得更快，使升、阻比有所下降。(3)前緣的影響前緣的影響 試驗表明，當(dāng)翼型的前緣抬高時，在負(fù)攻角情試驗表明，當(dāng)翼型的前緣抬高時，在負(fù)攻角情況下阻力變化不

21、大。前緣低垂時，則在負(fù)攻角時會況下阻力變化不大。前緣低垂時，則在負(fù)攻角時會導(dǎo)致阻力迅速增加。導(dǎo)致阻力迅速增加。能源動力與機械工程學(xué)院P131-25(4)表面粗糙度和雷諾數(shù)的影響表面粗糙度和雷諾數(shù)的影響 表面粗糙度和雷諾數(shù)對翼型表面邊界層的影表面粗糙度和雷諾數(shù)對翼型表面邊界層的影響很大，因此對翼型空氣動力也有著重要的影響很大，因此對翼型空氣動力也有著重要的影響。當(dāng)葉片在運行中出現(xiàn)失速后，噪聲常常會響。當(dāng)葉片在運行中出現(xiàn)失速后，噪聲常常會突然增加，引起風(fēng)力機的振動和運行不穩(wěn)定等突然增加，引起風(fēng)力機的振動和運行不穩(wěn)定等現(xiàn)象。在選取現(xiàn)象。在選取CL值時，不能將失速點作為設(shè)計值時，不能將失速點作為設(shè)計點

22、。對于水平軸風(fēng)力機而言，為了使風(fēng)力機在點。對于水平軸風(fēng)力機而言，為了使風(fēng)力機在稍向設(shè)計點右側(cè)偏移時仍能很好地工作，所取稍向設(shè)計點右側(cè)偏移時仍能很好地工作，所取的的CL值最大不超過值最大不超過(0.80.9)CL。能源動力與機械工程學(xué)院P131-26有限翼展長度的影響有限翼展長度的影響 關(guān)于關(guān)于CL、CD的定義中，葉片面積等于葉片長乘以翼弦，的定義中，葉片面積等于葉片長乘以翼弦，該結(jié)論只適用于無限長的葉片。對于有限長的葉片，這個該結(jié)論只適用于無限長的葉片。對于有限長的葉片，這個結(jié)論必須修正。結(jié)論必須修正。 當(dāng)氣流以正攻角流過翼型時，葉片下表面的壓力大于當(dāng)氣流以正攻角流過翼型時，葉片下表面的壓力大

23、于上表面的壓力，壓力高的下表面氣體有流往低壓的上表面上表面的壓力，壓力高的下表面氣體有流往低壓的上表面的傾向。對于有限長葉片，則在上、下表面壓力差的作用的傾向。對于有限長葉片，則在上、下表面壓力差的作用下，空氣要從下表面繞過葉尖翻轉(zhuǎn)到上表面，結(jié)果在葉片下，空氣要從下表面繞過葉尖翻轉(zhuǎn)到上表面，結(jié)果在葉片下表面產(chǎn)生向外的橫向速度分量，在上表面則正好相反，下表面產(chǎn)生向外的橫向速度分量，在上表面則正好相反，產(chǎn)生向內(nèi)的橫向速度分量。產(chǎn)生向內(nèi)的橫向速度分量。能源動力與機械工程學(xué)院P131-27 在這種流動的自然平衡條件下，在葉梢處的上、下表面的在這種流動的自然平衡條件下，在葉梢處的上、下表面的壓力差被平衡

24、為零，這是有限長葉片下表面的壓力形成了中間壓力差被平衡為零，這是有限長葉片下表面的壓力形成了中間高而向兩側(cè)逐漸降低的分布；而在上表面則與此相反，壓力由高而向兩側(cè)逐漸降低的分布；而在上表面則與此相反，壓力由兩端最高處向中心處降低。因此，上、下葉片面的壓力差和壓兩端最高處向中心處降低。因此，上、下葉片面的壓力差和壓力沿長度的分布是變化的，由中間的最大值力沿長度的分布是變化的，由中間的最大值向向兩端逐漸降低，兩端逐漸降低，在葉尖處為零，這和無限長葉片升力均勻分布的情形很不相同在葉尖處為零，這和無限長葉片升力均勻分布的情形很不相同?？諝饬鲝娜~片表面下表面流向上表面，結(jié)果在葉尖和葉根產(chǎn)?？諝饬鲝娜~片表面

25、下表面流向上表面，結(jié)果在葉尖和葉根產(chǎn)生旋渦，如圖所示生旋渦，如圖所示.能源動力與機械工程學(xué)院P131-28在葉片中部的對稱面兩邊的旋渦具有不同的旋轉(zhuǎn)在葉片中部的對稱面兩邊的旋渦具有不同的旋轉(zhuǎn)方向，并且在離開葉片后面不遠(yuǎn)的地方翻卷成兩方向，并且在離開葉片后面不遠(yuǎn)的地方翻卷成兩個孤立的大旋渦。隨旋渦不斷地形成以及葉片運個孤立的大旋渦。隨旋渦不斷地形成以及葉片運動參數(shù)的變化，它們所需的能量供給必然減少氣動參數(shù)的變化，它們所需的能量供給必然減少氣流對葉片所做的功，所以這些旋渦引起的后果就流對葉片所做的功，所以這些旋渦引起的后果就是使阻力增加，由此產(chǎn)生的部分阻力被稱為誘導(dǎo)是使阻力增加，由此產(chǎn)生的部分阻力

26、被稱為誘導(dǎo)阻力阻力Di。誘導(dǎo)阻力系數(shù)為。誘導(dǎo)阻力系數(shù)為CDi，誘導(dǎo)阻力系數(shù)，誘導(dǎo)阻力系數(shù)CDi,定定義為義為SVDCiDi221=能源動力與機械工程學(xué)院P131-29誘導(dǎo)阻力與原阻力相加得出，有限長葉片阻力誘導(dǎo)阻力與原阻力相加得出，有限長葉片阻力系數(shù)為系數(shù)為DiDDCCC+=0式中：式中：CD0為無限長葉片的阻力系數(shù)。為無限長葉片的阻力系數(shù)。 由上述分析可知，若需得到相同升力，攻由上述分析可知，若需得到相同升力，攻角需額外增加一個量角需額外增加一個量 ，新的攻角為，新的攻角為+=0能源動力與機械工程學(xué)院P131-30翼型升阻比與空氣動力性能的關(guān)系翼型升阻比與空氣動力性能的關(guān)系 把葉素上的空氣動

27、力把葉素上的空氣動力dR分解為沿風(fēng)輪軸向的分解為沿風(fēng)輪軸向的力力dT和沿風(fēng)輪旋轉(zhuǎn)切線方向的力，沿切線方向的和沿風(fēng)輪旋轉(zhuǎn)切線方向的力，沿切線方向的力形成對風(fēng)輪軸的轉(zhuǎn)矩力形成對風(fēng)輪軸的轉(zhuǎn)矩dM。由于。由于sin+cos=DLdRdRdT()cos-sin=DLdRdRrdM并且并且dSvCdRrLL221=dSvCdRrDD221=222+=uvvrcot= vu葉素獲得的有用功為：葉素獲得的有用功為：dMdPa=能源動力與機械工程學(xué)院P131-31 以上公式的聯(lián)立，可得出用以上公式的聯(lián)立，可得出用v來表述的來表述的dT、dM和和dPa表達(dá)式為表達(dá)式為()()sin+coscot+121=22DL

28、CCdSvdT2211cotsincos2LDdMv rdSCC2211 cotsincos2aLDdPv udSCC式中：式中： ，即翼弦與葉素展向的乘積，即翼弦與葉素展向的乘積tdrdS =能源動力與機械工程學(xué)院P131-32若以若以dP表示風(fēng)提供給葉素的功率，表示風(fēng)提供給葉素的功率， ,則葉則葉素的理論空氣動力效率為素的理論空氣動力效率為vdTdP =sincoscossinLDaLDu CCdPdPv CC令令 ,上上式可簡化為式可簡化為DLCCe =11cot11tanee從從上上式可以看出，翼型的升阻比式可以看出，翼型的升阻比e越高，葉素的空氣越高，葉素的空氣動力效率越高。極限情況

29、下阻力為動力效率越高。極限情況下阻力為0，e無窮大，空無窮大，空氣動力效率氣動力效率 。1=能源動力與機械工程學(xué)院P131-33 升阻比升阻比e的值取決于翼型的攻角。如前所述，的值取決于翼型的攻角。如前所述，過坐標(biāo)原點作極曲線的切線過坐標(biāo)原點作極曲線的切線OM，就得到葉片的最，就得到葉片的最大升阻比，大升阻比，M點所對應(yīng)的攻角，使空氣動力效率點所對應(yīng)的攻角，使空氣動力效率達(dá)最大值。達(dá)最大值。 葉素傾角葉素傾角 對葉片的空氣動力學(xué)效率影響不大對葉片的空氣動力學(xué)效率影響不大，因為在空氣流速，因為在空氣流速v、風(fēng)輪直徑和風(fēng)輪轉(zhuǎn)速確定的、風(fēng)輪直徑和風(fēng)輪轉(zhuǎn)速確定的條件下，葉片上每個區(qū)段條件下，葉片上每個

30、區(qū)段ri，ri +dr葉素的葉素的v/u值值也是確定的，因此對空氣動力效率影響不大。也是確定的，因此對空氣動力效率影響不大。能源動力與機械工程學(xué)院P131-344-3 NACA NACA翼型命名翼型命名 NACA4NACA4位數(shù)字翼型位數(shù)字翼型 NACA翼型分為對稱翼型和有彎度翼型兩種翼型分為對稱翼型和有彎度翼型兩種。 對稱翼型即為基本厚度翼型，有彎度翼型由中弧線和基本對稱翼型即為基本厚度翼型，有彎度翼型由中弧線和基本厚度翼型疊加而成。厚度翼型疊加而成。 4位數(shù)字翼型的表達(dá)形式位數(shù)字翼型的表達(dá)形式：NACA 第一位數(shù)字表示最大相對彎度第一位數(shù)字表示最大相對彎度 的百倍數(shù)值；的百倍數(shù)值； 第二個

31、數(shù)字表示最大彎度的相對位置第二個數(shù)字表示最大彎度的相對位置 的的10倍數(shù)值；倍數(shù)值； 最后兩個數(shù)字表示相對厚度最后兩個數(shù)字表示相對厚度t的百倍數(shù)值。的百倍數(shù)值。 例例：NACA4418翼型，其最大相對彎度翼型，其最大相對彎度 為為4%；最大彎度；最大彎度的相對位置的相對位置 為為40%；最大相對厚度；最大相對厚度t為為18%。fxffxf美國國家航空咨詢委員會（美國國家航空咨詢委員會（National Advisory Committee for Aeronautics，NACA） 一、一、NACA4位、位、5位數(shù)字翼型族位數(shù)字翼型族能源動力與機械工程學(xué)院P131-35NACA5NACA5位數(shù)

32、字翼型位數(shù)字翼型 與與4位數(shù)字翼型不同的是中弧線。實驗發(fā)現(xiàn)，中弧線最大位數(shù)字翼型不同的是中弧線。實驗發(fā)現(xiàn)，中弧線最大彎度的相對位置離開弧線中點，無論是前移還是后移，對提高彎度的相對位置離開弧線中點，無論是前移還是后移，對提高翼型最大升力系數(shù)都有好處；但是后移時會產(chǎn)生很大的俯仰力翼型最大升力系數(shù)都有好處；但是后移時會產(chǎn)生很大的俯仰力矩，不可能采用；而要往前移得太多的話，原來的矩，不可能采用；而要往前移得太多的話，原來的4位數(shù)字翼位數(shù)字翼型中弧線形狀就要修改，這就變成了型中弧線形狀就要修改，這就變成了5位數(shù)字翼型。位數(shù)字翼型。 5位數(shù)字翼型的表達(dá)形式：位數(shù)字翼型的表達(dá)形式：NACA 第一個數(shù)字表示

33、彎度，但不是一個直接的幾何參數(shù)，而第一個數(shù)字表示彎度，但不是一個直接的幾何參數(shù)，而是通過設(shè)計的升力系數(shù)來表達(dá)，這個數(shù)乘以是通過設(shè)計的升力系數(shù)來表達(dá)，這個數(shù)乘以3/2就等于設(shè)計就等于設(shè)計升力系數(shù)的升力系數(shù)的10倍，但第一個數(shù)字近似等于最大相對彎度倍，但第一個數(shù)字近似等于最大相對彎度 的的百倍數(shù)值；百倍數(shù)值； 第二個數(shù)字表示最大彎度的相對位置第二個數(shù)字表示最大彎度的相對位置 的的2倍；倍； 第三個數(shù)字表示中弧線后段的類型，第三個數(shù)字表示中弧線后段的類型，“0”表示直線，表示直線，“1”表示反彎度曲線；表示反彎度曲線； 最后兩個數(shù)字表示最大厚度最后兩個數(shù)字表示最大厚度t的百倍數(shù)值。的百倍數(shù)值。fxf

34、能源動力與機械工程學(xué)院P131-36例例：NACA23012翼型翼型。 設(shè)計升力系數(shù)為設(shè)計升力系數(shù)為2320=0.30；最大彎度的相對位置；最大彎度的相對位置 為為15%；中弧線后段為直線；最大相對厚度為；中弧線后段為直線；最大相對厚度為12%。xf 常見的常見的NACA4位、位、5位數(shù)字修改翼型是改變前緣半徑位數(shù)字修改翼型是改變前緣半徑和最大厚度的弦向位置，主要有兩組修型。和最大厚度的弦向位置，主要有兩組修型。 第一組修型的表達(dá)形式：第一組修型的表達(dá)形式：NACA或或NACA 橫線前面為未修改的橫線前面為未修改的NACA4位、位、5位數(shù)字翼型的表達(dá)形位數(shù)字翼型的表達(dá)形式，橫線后面第一個數(shù)字表

35、示前緣半徑的大小，第二個數(shù)式，橫線后面第一個數(shù)字表示前緣半徑的大小，第二個數(shù)字表示最大厚度的相對位置字表示最大厚度的相對位置 的的10倍數(shù)值。倍數(shù)值。 第二組修型是德國航空研究中心做的。第二組修型是德國航空研究中心做的。xt能源動力與機械工程學(xué)院P131-37 NACA層流翼型是層流翼型是20世紀(jì)世紀(jì)40年代研制成功的。年代研制成功的。 層流翼型設(shè)計的層流翼型設(shè)計的特點特點：翼面上的最低壓力點盡量后翼面上的最低壓力點盡量后移，以增加層流附面層的長度，降低翼型的摩擦阻力。移，以增加層流附面層的長度，降低翼型的摩擦阻力。 目前常用的是目前常用的是NACA6族族和和NACA7族族層流翼型。層層流翼型

36、。層流翼型的厚度分布和中弧線是分開設(shè)計的。流翼型的厚度分布和中弧線是分開設(shè)計的。 最大厚度的相對位置最大厚度的相對位置 有有0.35、0.40、0.45和和0.50等等幾種形式。幾種形式。 中弧線形狀是根據(jù)載荷分布設(shè)計的，從前緣到某點中弧線形狀是根據(jù)載荷分布設(shè)計的，從前緣到某點a 載荷是常數(shù)，從載荷是常數(shù)，從a點到尾緣載荷線性降低到零。點點到尾緣載荷線性降低到零。點a的位的位置一般在最大厚度點之后。置一般在最大厚度點之后。xt二、二、NACANACA層流翼型層流翼型能源動力與機械工程學(xué)院P131-38NACA 6族層流翼型有以下幾種表達(dá)形式。族層流翼型有以下幾種表達(dá)形式。（1 1）例）例：NA

37、CA65,3-218NACA65,3-218，a=0.5a=0.5。 第一個數(shù)字第一個數(shù)字6 6表示表示6 6族，第二個數(shù)字族，第二個數(shù)字5 5表示在零升力表示在零升力時基本厚度翼型最低壓強點位置在時基本厚度翼型最低壓強點位置在0.500.50弦長處；逗號后弦長處；逗號后的的3 3表示升力系數(shù)在設(shè)計升力系數(shù)表示升力系數(shù)在設(shè)計升力系數(shù)0.30.3范圍內(nèi)，翼型范圍內(nèi)，翼型上仍存在有利的壓強分布；橫線后面的第一個數(shù)字上仍存在有利的壓強分布；橫線后面的第一個數(shù)字2 2是是設(shè)計升力系數(shù)的設(shè)計升力系數(shù)的1010倍，即該翼型的倍，即該翼型的設(shè)計設(shè)計升力系數(shù)為升力系數(shù)為0.20.2，而有利壓強分布的升力系數(shù)范

38、圍是，而有利壓強分布的升力系數(shù)范圍是0.10.10.50.5；最；最后兩個數(shù)字表示最大相對厚度為后兩個數(shù)字表示最大相對厚度為18%18%，等式，等式a=0.5a=0.5是說明是說明中弧線類型的。中弧線類型的。能源動力與機械工程學(xué)院P131-39（2）例）例：NACA 653-218，a=0.5。 它和上面翼型表達(dá)式的差異在于下標(biāo)它和上面翼型表達(dá)式的差異在于下標(biāo)3代替了逗號后的代替了逗號后的3。下標(biāo)。下標(biāo)3仍表示有利壓強分布的升力系數(shù)范圍，只是這種仍表示有利壓強分布的升力系數(shù)范圍，只是這種翼型的厚度分布是從一系列的保角變換中得到的，這種翼翼型的厚度分布是從一系列的保角變換中得到的，這種翼型是型是

39、NACA族翼型的修改翼型。族翼型的修改翼型。（3）例）例: NACA 65（318）-217， a=0.5。 這種翼型的厚度是從某種翼型按比例換算出來的。括這種翼型的厚度是從某種翼型按比例換算出來的。括號中的號中的3仍為表示有利的升力系數(shù)范圍為仍為表示有利的升力系數(shù)范圍為 0.3, 18表示原來翼表示原來翼型的相對厚度的型的相對厚度的18%，最后，最后17表示這種翼型的實際相對厚表示這種翼型的實際相對厚度為度為17%。這種翼型也是。這種翼型也是NACA6族翼型的修改翼型。族翼型的修改翼型。能源動力與機械工程學(xué)院P131-40（4）例）例: NACA 65 - 210和和NACA65（10）21

40、1。 這種翼型的最大相對厚度小于這種翼型的最大相對厚度小于12%，其有利的升力系，其有利的升力系數(shù)范圍小于數(shù)范圍小于0.1。這時第三個表示有利范圍的數(shù)字就不。這時第三個表示有利范圍的數(shù)字就不標(biāo)注出來了。標(biāo)注出來了。（5）例）例: NACA 65（215）218， a=0.5。 這是從這是從NACA65，3215， a=0.5翼型按線性關(guān)系增翼型按線性關(guān)系增加縱坐標(biāo)得到的修改翼型加縱坐標(biāo)得到的修改翼型: 由由15%增加到增加到18%；設(shè)計升力；設(shè)計升力系數(shù)等于系數(shù)等于0.2；其余標(biāo)記意義與（；其余標(biāo)記意義與（1）相同。）相同。（6）例）例: NACA 641 A212。 這種翼型是經(jīng)修改過的這種

41、翼型是經(jīng)修改過的6族翼型，或稱族翼型，或稱NACA 6A族翼族翼型；它的上、下翼面在最后型；它的上、下翼面在最后0.20弦長都是直線。弦長都是直線。能源動力與機械工程學(xué)院P131-41NACA7族層流翼型有以下幾種表達(dá)形式：族層流翼型有以下幾種表達(dá)形式： 例例: NACA 747 A315。 第一個數(shù)字表示族；第一個數(shù)字表示族； 第二個數(shù)字表示在設(shè)計升力系數(shù)下，上翼面順壓梯度段相第二個數(shù)字表示在設(shè)計升力系數(shù)下，上翼面順壓梯度段相對坐標(biāo)的對坐標(biāo)的10倍數(shù)值，即在設(shè)計升力系數(shù)下，上翼面順壓梯度倍數(shù)值，即在設(shè)計升力系數(shù)下，上翼面順壓梯度段為：從段為：從x=0到到x=40%； 第三個數(shù)字是下翼面順壓梯

42、度段相對坐標(biāo)的十倍數(shù)值，即第三個數(shù)字是下翼面順壓梯度段相對坐標(biāo)的十倍數(shù)值，即在設(shè)計升力系數(shù)下，下翼面順壓梯度段為：從在設(shè)計升力系數(shù)下，下翼面順壓梯度段為：從x=0到到x=70%； 最后最后3個數(shù)字的含義與個數(shù)字的含義與6族翼型相同。族翼型相同。 中間的字母中間的字母A表示基本厚度翼型與中弧線的不同組合。表示基本厚度翼型與中弧線的不同組合。能源動力與機械工程學(xué)院P131-42NACA翼型在風(fēng)力機上的應(yīng)用翼型在風(fēng)力機上的應(yīng)用 在很多水平軸風(fēng)力機上在很多水平軸風(fēng)力機上 采用了采用了NACA 230XX系列翼型系列翼型和和NACA 44XX系列翼型（其中系列翼型（其中XX表示最大相對厚度），表示最大相

43、對厚度），最大相對厚度從根部的最大相對厚度從根部的28%左右到尖端的大約左右到尖端的大約12%。在某。在某些方面，這些翼型并不能令人滿意。例如，些方面，這些翼型并不能令人滿意。例如，NACA230XX系列中的翼型具有對表面污垢敏感的最大升力系數(shù)，而且系列中的翼型具有對表面污垢敏感的最大升力系數(shù)，而且它們的性能隨著厚度增加的惡化比其他翼型快得多。它們的性能隨著厚度增加的惡化比其他翼型快得多。 NACA 63-2XX系列翼型在系列翼型在NACA翼型中總體性能表現(xiàn)翼型中總體性能表現(xiàn)最好，且它們對表面粗糙度具有良好的不敏感性，因而在最好，且它們對表面粗糙度具有良好的不敏感性，因而在各種水平軸風(fēng)力機上得

44、到了廣泛的應(yīng)用?，F(xiàn)在仍然有很多各種水平軸風(fēng)力機上得到了廣泛的應(yīng)用?，F(xiàn)在仍然有很多風(fēng)力機在槳葉靠葉尖的部分使用風(fēng)力機在槳葉靠葉尖的部分使用NACA 63-2XX系列翼型。系列翼型。 對于大多數(shù)垂直風(fēng)力機，通常使用對稱翼型，例如對于大多數(shù)垂直風(fēng)力機，通常使用對稱翼型，例如4位位數(shù)字系列數(shù)字系列NACA 00XX，最大相對厚度為，最大相對厚度為12%15%。能源動力與機械工程學(xué)院P131-434-4 風(fēng)輪葉片專用翼型風(fēng)輪葉片專用翼型 傳統(tǒng)航空翼型作為風(fēng)輪葉片翼型不能良好滿足使用要傳統(tǒng)航空翼型作為風(fēng)輪葉片翼型不能良好滿足使用要求，一些發(fā)達(dá)國家從求，一些發(fā)達(dá)國家從20世紀(jì)世紀(jì)80年代中期開始研究風(fēng)電機組

45、專年代中期開始研究風(fēng)電機組專用新翼型，并開發(fā)了一系列翼型。其中具有代表性的有美國用新翼型，并開發(fā)了一系列翼型。其中具有代表性的有美國的的SERI和和NREL翼型系列、丹麥的翼型系列、丹麥的RIS -A翼型系列、瑞典翼型系列、瑞典的的FFA-W翼型系列等。翼型系列等。一、一、SERISERI翼型系列翼型系列 SERI翼型系列提供了翼型系列提供了3種針對不同葉片長度的翼型種針對不同葉片長度的翼型。 SERI系列翼型的系列翼型的特點特點：具有較高的升阻比和較大的升具有較高的升阻比和較大的升力系數(shù)，且失速時對翼型的表面粗糙度敏感性低。力系數(shù)，且失速時對翼型的表面粗糙度敏感性低。能源動力與機械工程學(xué)院P

46、131-44 直徑直徑1030m的風(fēng)力葉片設(shè)計，對的風(fēng)力葉片設(shè)計，對SERI翼型系列的應(yīng)用翼型系列的應(yīng)用提出下列特性要求：提出下列特性要求： 主要用于主要用于10m高度處的年平均風(fēng)速為高度處的年平均風(fēng)速為4.56. 2m/s的風(fēng)場的風(fēng)場； 主要用于定槳距失速控制的葉片，葉尖速比約為主要用于定槳距失速控制的葉片，葉尖速比約為8時風(fēng)時風(fēng)能利用系數(shù)最大。能利用系數(shù)最大。 認(rèn)為主要功率產(chǎn)生區(qū)域集中在葉片的認(rèn)為主要功率產(chǎn)生區(qū)域集中在葉片的75%半徑外側(cè)，且半徑外側(cè)，且希望在該位置的翼型具有較高升阻比、有限的最大升力系數(shù)希望在該位置的翼型具有較高升阻比、有限的最大升力系數(shù)、失速時對表面粗糙度的敏感性低和適

47、當(dāng)?shù)南鄬穸?。、失速時對表面粗糙度的敏感性低和適當(dāng)?shù)南鄬穸取?為了滿足上述葉片設(shè)計要求，設(shè)計了為了滿足上述葉片設(shè)計要求，設(shè)計了SERI S805A翼型翼型。能源動力與機械工程學(xué)院P131-45 考慮在滿足葉片根部和葉尖翼型局部起動設(shè)計要求的考慮在滿足葉片根部和葉尖翼型局部起動設(shè)計要求的同時，還要求葉片氣動性能從根部到葉尖應(yīng)為單調(diào)變化，同時，還要求葉片氣動性能從根部到葉尖應(yīng)為單調(diào)變化，且具有流線型的葉片表面。因此，處于結(jié)構(gòu)設(shè)計因素的考且具有流線型的葉片表面。因此，處于結(jié)構(gòu)設(shè)計因素的考慮，用于葉片根部的翼型應(yīng)當(dāng)較厚，且具有較高的最大升慮，用于葉片根部的翼型應(yīng)當(dāng)較厚，且具有較高的最大升力系數(shù)。葉尖

48、處翼型則相對較薄，具有較低的最小阻力和力系數(shù)。葉尖處翼型則相對較薄，具有較低的最小阻力和最大升力系數(shù)。根據(jù)這些要求，設(shè)計了分別用于葉尖最大升力系數(shù)。根據(jù)這些要求，設(shè)計了分別用于葉尖( r/R=0. 95)的的SERI S806A翼型，用于根部翼型，用于根部(r/R=0.40)的的SERI S807翼型。翼型。能源動力與機械工程學(xué)院P131-46 對于直徑對于直徑2135m的風(fēng)輪，翼型的相對厚度對葉片強度的風(fēng)輪，翼型的相對厚度對葉片強度和剛度設(shè)計具有重要意義。為此，設(shè)計了外形與和剛度設(shè)計具有重要意義。為此，設(shè)計了外形與SERI S805A/S806A/S807翼型系列相似的厚翼型族，命名為翼型系

49、列相似的厚翼型族，命名為S812、S813、S814，其中，其中S812的最大相對厚度為的最大相對厚度為0.21，是，是S805A最大相對厚度的最大相對厚度的1.5倍左右。倍左右。能源動力與機械工程學(xué)院P131-47 對于風(fēng)輪直徑對于風(fēng)輪直徑36m以上的風(fēng)力以上的風(fēng)力機機，為滿足翼型修型，為滿足翼型修型以實現(xiàn)葉片氣動性能與結(jié)構(gòu)強度的優(yōu)化組合，設(shè)計了第以實現(xiàn)葉片氣動性能與結(jié)構(gòu)強度的優(yōu)化組合，設(shè)計了第三族翼型，分別命名為三族翼型，分別命名為SERI S816、S817、S818。能源動力與機械工程學(xué)院P131-48 RIS -A翼型系列由丹麥翼型系列由丹麥RIS 國家實驗室設(shè)計，包括國家實驗室設(shè)計

50、，包括7種種翼型，最大相對厚度為翼型，最大相對厚度為12%30%。二二、RIS -ARIS -A翼型系列翼型系列能源動力與機械工程學(xué)院P131-49 RIS -A翼型系列的幾何特征是具有較尖銳的前緣，翼型系列的幾何特征是具有較尖銳的前緣，能夠使流體迅速加速并產(chǎn)生負(fù)壓峰值。能夠使流體迅速加速并產(chǎn)生負(fù)壓峰值。 氣動性能方面，該翼型系列在接近失速時具有最大氣動性能方面，該翼型系列在接近失速時具有最大的升阻比，攻角為的升阻比，攻角為10時的設(shè)計升力系數(shù)約為時的設(shè)計升力系數(shù)約為1.55，而，而最大升力系數(shù)為最大升力系數(shù)為1.65。同時。同時RIS -A翼型系列具有對前緣翼型系列具有對前緣粗糙度的不敏感性

51、。粗糙度的不敏感性。能源動力與機械工程學(xué)院P131-50 FFA -W翼型系列由瑞典航空研究所研制，具有較高翼型系列由瑞典航空研究所研制，具有較高的最大升力系數(shù)和升阻比，且在失速工況下具有良好的的最大升力系數(shù)和升阻比，且在失速工況下具有良好的氣動性能。氣動性能。 FFA -W包括了包括了3個翼型系列，分別為個翼型系列，分別為FFA W1、FFA - W2和和FFA - W3。三三、FFA-W翼型系列翼型系列 FFA - W1系列有系列有6種翼型，相對厚度種翼型，相對厚度12. 8%27. 1%。該翼型系列的設(shè)計升力系數(shù)較高，可以滿足低葉尖速比。該翼型系列的設(shè)計升力系數(shù)較高，可以滿足低葉尖速比風(fēng)

52、電機組的設(shè)計需求。翼型系列中，薄翼型在表面光滑和風(fēng)電機組的設(shè)計需求。翼型系列中，薄翼型在表面光滑和層流條件下具有高升阻比，同時對昆蟲殘骸或制造誤差造層流條件下具有高升阻比，同時對昆蟲殘骸或制造誤差造成的前緣粗糙不敏感；較厚翼型在前緣粗糙情況下具有較成的前緣粗糙不敏感；較厚翼型在前緣粗糙情況下具有較高的最大升力系數(shù)和較低的阻力系數(shù)。高的最大升力系數(shù)和較低的阻力系數(shù)。能源動力與機械工程學(xué)院P131-51 FFA - W2翼型系列含翼型系列含2種翼型，相對厚度分別為種翼型，相對厚度分別為15. 2%和和21. 1%。該翼型系列與。該翼型系列與FFA W1翼型系列的設(shè)計翼型系列的設(shè)計要求和設(shè)計目標(biāo)相同

53、，只是設(shè)計升力系數(shù)稍低，以滿足不要求和設(shè)計目標(biāo)相同，只是設(shè)計升力系數(shù)稍低，以滿足不同的使用要求。同的使用要求。 FFA - W3翼型系列包括翼型系列包括7種翼型，相對厚度為種翼型，相對厚度為19. 5%36. 0%，其中相對厚度為，其中相對厚度為19.5%的翼型，是采用相對厚的翼型，是采用相對厚度度18%的的NACA 63 - 618翼型和相對厚度為翼型和相對厚度為21. 1%的的FFA -W3 - 211設(shè)計，通過對其中弧線和厚度分布進(jìn)行內(nèi)插得到設(shè)計，通過對其中弧線和厚度分布進(jìn)行內(nèi)插得到的。的。 相對厚度為相對厚度為19. 5%和和21. 1%的兩種翼型為薄翼型，可用的兩種翼型為薄翼型，可用

54、在風(fēng)輪葉片的葉尖部分。較厚的集中翼型在給定的相對厚度在風(fēng)輪葉片的葉尖部分。較厚的集中翼型在給定的相對厚度下，比下，比NACA63 -6*系列的厚翼型具有更好的氣動性能。因系列的厚翼型具有更好的氣動性能。因此，在相對厚度超過此，在相對厚度超過18%時，一般使用時，一般使用FFA - W3翼型系列。翼型系列。能源動力與機械工程學(xué)院P131-52四四、NREL翼型系列翼型系列 NREL翼型系列由美國國家可再生能源實驗室研制，翼型系列由美國國家可再生能源實驗室研制，包括薄翼型族和厚翼型族，分別用于大、中型葉片。如圖包括薄翼型族和厚翼型族，分別用于大、中型葉片。如圖，左邊，左邊3種為薄翼型族，右邊種為薄

55、翼型族，右邊3種為厚翼型族，從上到下分種為厚翼型族，從上到下分別為用于靠近葉片葉尖部分（為別為用于靠近葉片葉尖部分（為95%半徑處）、用于葉片半徑處）、用于葉片主要外部區(qū)域（主要外部區(qū)域（75%半徑處）和用于根部（半徑處）和用于根部（40%半徑處）半徑處）的翼型。的翼型。能源動力與機械工程學(xué)院P131-534-5 翼型的選擇翼型的選擇 大型風(fēng)力葉片很長，其不同展向未知的氣動要求大型風(fēng)力葉片很長，其不同展向未知的氣動要求有別。因此，理論上葉片的各剖面應(yīng)選擇不同的翼型有別。因此，理論上葉片的各剖面應(yīng)選擇不同的翼型。葉片翼型選擇不僅需要研究其相應(yīng)氣動性能，還應(yīng)。葉片翼型選擇不僅需要研究其相應(yīng)氣動性能

56、，還應(yīng)考慮相應(yīng)的功率控制方式等問題。針對目大型風(fēng)電機考慮相應(yīng)的功率控制方式等問題。針對目大型風(fēng)電機組的功率控制方式，以下分別討論定槳距和變槳距兩組的功率控制方式，以下分別討論定槳距和變槳距兩類風(fēng)輪葉片的翼型選擇問題。類風(fēng)輪葉片的翼型選擇問題。能源動力與機械工程學(xué)院P131-54 一般采用被動失速控制的風(fēng)電機組多采用定槳距葉片一般采用被動失速控制的風(fēng)電機組多采用定槳距葉片，即葉片與輪轂為剛性連接，需要利用葉片失速特性實現(xiàn)，即葉片與輪轂為剛性連接，需要利用葉片失速特性實現(xiàn)對風(fēng)力功率的調(diào)節(jié)和控制。對風(fēng)力功率的調(diào)節(jié)和控制。 根據(jù)被動失速風(fēng)電機組功率控制原理分析，要求定槳根據(jù)被動失速風(fēng)電機組功率控制原理

57、分析，要求定槳距風(fēng)電機組在額定風(fēng)速時，葉片的大部分截面應(yīng)處于大攻距風(fēng)電機組在額定風(fēng)速時，葉片的大部分截面應(yīng)處于大攻角臨界流動分離狀態(tài)下工作。這樣，對翼型的失速性能設(shè)角臨界流動分離狀態(tài)下工作。這樣，對翼型的失速性能設(shè)計提出了較高要求。根據(jù)葉片氣動特性分析和設(shè)計要求，計提出了較高要求。根據(jù)葉片氣動特性分析和設(shè)計要求，一般在大功率定槳距葉片設(shè)計中應(yīng)優(yōu)先選擇風(fēng)電機組專用一般在大功率定槳距葉片設(shè)計中應(yīng)優(yōu)先選擇風(fēng)電機組專用翼型，如翼型，如FFA -W翼型系列等。如果需要選擇航空翼型，則翼型系列等。如果需要選擇航空翼型，則應(yīng)優(yōu)選應(yīng)優(yōu)選NACA等系列中失速性能優(yōu)異的翼型。等系列中失速性能優(yōu)異的翼型。一一、定槳

58、距葉片的翼型選擇定槳距葉片的翼型選擇能源動力與機械工程學(xué)院P131-55 變槳距葉片是現(xiàn)階段葉片發(fā)展的主流設(shè)計方式。對于變槳距葉片是現(xiàn)階段葉片發(fā)展的主流設(shè)計方式。對于一般要求的葉片設(shè)計，可以選擇統(tǒng)一翼型方案。如選用氣一般要求的葉片設(shè)計，可以選擇統(tǒng)一翼型方案。如選用氣動特性優(yōu)良的動特性優(yōu)良的NACA等作為設(shè)計翼型系列，并對相應(yīng)的弦等作為設(shè)計翼型系列，并對相應(yīng)的弦長和扭角進(jìn)行優(yōu)化。長和扭角進(jìn)行優(yōu)化。 一些大功率葉片采取了組合翼型的設(shè)計方案，即將葉一些大功率葉片采取了組合翼型的設(shè)計方案，即將葉片分為根部、中部和尖部片分為根部、中部和尖部3部分。根據(jù)葉片氣動性能和力部分。根據(jù)葉片氣動性能和力學(xué)結(jié)構(gòu)對不

59、同部位的要求，選用不同翼型的組合設(shè)計，以學(xué)結(jié)構(gòu)對不同部位的要求，選用不同翼型的組合設(shè)計，以使葉片的功率利用性能得到進(jìn)一步優(yōu)化。但應(yīng)注意，針對使葉片的功率利用性能得到進(jìn)一步優(yōu)化。但應(yīng)注意，針對這這3部分的設(shè)計翼型，需要分別設(shè)計相應(yīng)的弦長和扭角，部分的設(shè)計翼型，需要分別設(shè)計相應(yīng)的弦長和扭角，同時需要在相接部位確定過渡段，以實現(xiàn)平滑連接。同時需要在相接部位確定過渡段，以實現(xiàn)平滑連接。二二、變變槳距葉片的翼型選擇槳距葉片的翼型選擇能源動力與機械工程學(xué)院P131-564-6 葉素理論葉素理論 將風(fēng)輪葉片沿展向分成許多微段，稱這些微段為葉素。將風(fēng)輪葉片沿展向分成許多微段，稱這些微段為葉素。 葉素理論葉素理

60、論(Blade Element Theory)(Blade Element Theory)將風(fēng)力機槳葉簡化為將風(fēng)力機槳葉簡化為由有限個葉素沿徑向疊加而成，因而風(fēng)輪的三維氣動特性可由有限個葉素沿徑向疊加而成，因而風(fēng)輪的三維氣動特性可以由葉素的氣動特性沿徑向積分得到。相對于動量理論，葉以由葉素的氣動特性沿徑向積分得到。相對于動量理論，葉素理論從素理論從葉素葉素附近的空氣流動來分析葉片上的受力和能量交附近的空氣流動來分析葉片上的受力和能量交換，從而更多地應(yīng)用于風(fēng)力機的設(shè)計中。換，從而更多地應(yīng)用于風(fēng)力機的設(shè)計中。能源動力與機械工程學(xué)院P131-57 葉素理論的基本出發(fā)點是將風(fēng)輪葉片沿展向分成許多葉素理