2.3翼型设计

2.3翼型设计大展弦比（≥8）亚音速运输机半翼展中段较大区域存在准二维流动，因此，在二维机翼确定后，就需根据设计指标进行翼型设计/选择，并进行机翼配置设计。

·标准翼型，有对称和非对称两种；·尖头翼型—超音速飞机有双弧形翼型，普通翼型前缘削尖和平板削尖翼型；·超临界翼型—亚音速飞机；·层流翼型—亚音速飞机自然层流翼型和层流控制翼型两种。

翼型设计发展由压力分布形态分为：尖峰翼型；●超临界翼型—长的超音速区；●全自然层流翼型—长层流流动区；●后缘分叉翼型—新概念翼型：基于后缘分离的翼型设计思想—背离库塔条件。

后缘分叉翼型设计原理●Aerobie翼型—提供环形、飞碟、碟形翼飞行器稳定性Aerobie翼型2.3.1翼型种类与特征气动特征：层流、高升力、超临界；用途：飞机机翼、直升机旋翼、螺旋桨、风机翼型等。

1、早期翼型1912年：英国RAF－6/15翼型；一战：德国哥廷根翼型；1920-：美国NACA4、5和6系列层流翼型，前苏联ЦАГИ翼型；德国DVL翼型。

设计方法:半经验，依赖于风洞试验。

2、现代先进翼型1960年代开始；设计方法：计算空气动力学发展，按指定目标压力分布/优化方法设计。

种类：超临界翼型、先进高升力翼型、自然层流翼型。

2.3.2翼型的气动设计翼型的几何描述图1翼型几何定义示意图上表面坐标：下表面坐标：前缘，后缘，弦线，弯度线（中弧线），厚度，弯度，前缘半径，后缘角。

一、经典翼型1、NACA4、5位数字翼型现在普遍使用的NACA系列翼型始于1929年，在兰利变密度风洞中的系统研究，称为4位数系列翼型。

这族翼型有相同的基本厚度分布，可以通过系统的变化弯度类型和量值得到该族相关的其他翼型。

研究得到的这族翼型比以前发展的翼型有更大的最大升力和较小的最小阻力。

研究也得到了翼型中线和厚度对翼型气动特性的影响。

具有相同厚度分布但最大弯度位置有很大提前的翼型称为5位数系列翼型。

翼型及其气动性能参数的基本概念及应用翼型是指飞机、鸟类等载体所采用的具有特定截面形状的部件，它决定了载体的飞行性能。

在飞行器领域，翼型的气动性能参数是设计和优化翼型的基础。

本文将介绍翼型及其气动性能参数的基本概念及其应用。

1. 翼型翼型是由上、下表面、前缘和后缘构成的一个二维曲面，在飞行器领域有着广泛的应用。

翼型的形状对飞行器的气动性能影响非常大，关系着飞行器的升力、阻力、气动失速特性等。

2. 翼型气动性能参数翼型气动性能参数是指翼型概念设计和优化的基础，常见的翼型气动性能参数有：2.1 升力系数升力系数是指翼型受气动力作用产生的升力与翼展面积之比，记为Cl。

在翼型设计中，通常需要通过改变翼型的几何形状、攻角等因素来达到一定的升力系数。

升力系数可以用来评估翼型的升力性能，并与翼型的阻力系数相结合来评估翼型的性能。

2.2 阻力系数阻力系数是指翼型受气动力作用产生的阻力与翼展面积之比，记为Cd。

阻力系数是评估翼型阻力性能的重要参数，与翼型的升力系数一起可以用来评估翼型的综合气动性能。

2.3 气动中心位置气动中心位置是指翼型在气动力作用下产生的力和力矩中心，它是设计翼型和确定飞行器平衡特性的重要参数。

2.4 失速速度失速速度是指翼型在攻角增加到一定程度时失去升力的速度。

失速速度是评估翼型失速性能的关键参数之一。

3. 应用翼型的气动性能参数对于飞行器的设计、优化和性能评估都有着重要的应用价值。

例如，在飞机设计和优化中，可以通过改变翼型几何形状、攻角等因素来达到一定的升力、阻力和失速性能要求。

在飞行器的性能评估中，可以通过分析翼型的气动性能参数来评估飞行器的升力、阻力、气动稳定性等性能特征。

总之，翼型及其气动性能参数是飞行器设计和优化的基础，深入了解和掌握翼型的基本概念和气动性能参数，对于提高飞行器的性能、减小飞行器的阻力和增加飞行器的升力等都具有重要的意义。

第二章风力机设计理论2.1 翼型基本知识翼型几何参数：如图所示在风轮半径:处取一宽度为dr的叶素，翼型的气动性能直接与翼型外形有关。

通常，翼型外形由下列几何参数确定:(l)翼的前缘: 翼的前头A为一圆头;(2)翼的后缘: 翼的尾部B为尖型;(3)翼弦:翼的前缘左与后缘B的连线称翼的弦，左B的长是翼的弦长(4)翼的上表面: 翼弦上面的弧面;(5)翼的下表面: 翼弦下面的弧面;(6)翼的最大厚度h: 翼上表面与下表面相对应的最大距离;(7)叶片安装角e: 风轮旋转平面与翼弦所成的角;(8)迎角(攻角)a: 翼弦与相对风速所成的角度;(9)入流角功: 旋转平面与相对风速所成的角。

2.2叶片设计的空气动力学理论2.2.1贝茨理论世界上第一个关于风力发电机叶轮叶片接受风能的完整理论是1919年由德国的贝茨(Bee)建立的。

贝茨理论的建立，是假定叶轮是“理想”的：全部接受风能(没有轮毂)，叶片无限多；对空气流没有阻力；空气流是连续的、不可压缩的；叶片扫掠面上的气流是均匀的；气流速度的方向不论在叶片前或叶片后都是垂直叶片扫掠面的(或称平行叶轮轴线的)，这时的叶轮称“理想叶轮”。

其计算简图如图。

V1——距离风力机一定距离的上游风速；V ——通过风轮时的实际风速；V2——离风轮远处的下游风速。

风力贝茨理论计算模型：风作用在风轮上的力可由Euler 理论(欧拉定理))(12V V SV F -=ρ风轮所接受的功率为:)(122V V SV FV P -==ρ经过风轮叶片的风的动能转化:)(212221V V SV T -=∆ρ由2和3式得到221V V V += 因此风作用在风轮叶片上的力F 和风轮输出的功率P 分别为)(212221V V S F -=ρ风速V1是给定的，P的大小取决于V2，对N 微分求最大值：令其等于0，求解方程，得V2=1/3V1。

贝茨理论说明，理想的V1风能对风轮叶片做功的最高效率是59．3％。

机翼设计公式
飞机翼的设计公式是航空工程的基础，它关系到飞机的安全性、性能和飞行性能。

飞机翼的设计计算公式是由有效升力系数CL、实际升力L和气动力学加速度
γ所确定的：CL=2L/γV2S，其中γ是空气或其他速度膜的流体动力学加速度，V
是飞机阵风前后壁面的速度，S是单位表面积。

在飞行动力学中，翼型性能主要体现在有效升力、有效推力和有效尾抗三个方面。

有效升力系数CL是应用计算中最重要的参数。

根据力学方程，CL的取值范围
可以从0到翼型的升力系数最大值Cmax。

有效升力系数CL的增加能够提高飞机的
升力场而减小滑行比。

有效推力系数CD是研究飞机滑行性能的另一个重要参数，
它由飞机实际推力和飞行速度所决定。

有效尾抗系数Cm可以用来表征飞机滑行时
气动结构对飞行器姿态的影响。

当翼型设计出来后，通过试验测量得到翼型的三个动力学参数，并与计算值进行对比，以评价计算的精度和可靠性。

在有限的迭代过程中，不断改进翼型，确定最终的设计参数。

以确保飞机翼形
性能满足要求，并能兼顾一定的安全限制，以满足飞行运行要求。

总之，飞机翼设计公式是设计航空器翼型的重要依据，它由有效升力系数CL、实际升力L和气动力学加速度γ确定，根据力学方程，经过反复迭代，得出翼型
的最终设计参数，以确保飞机翼形性能符合预期安全要求，从而满足飞行运行要求。

飞行器设计与工程专业课程设计题目：弹翼结构总体设计组别：第四组哈尔滨工程大学航天与建筑工程学院2011/11/19要求设计某导弹弹翼，对地面固定目标进行打击，飞行高度距离地面50-150米，巡航速度0.7Ma，有效射程1000公里。

参考数据：起飞质量：2.2t；翼展：2.5m；弹体直径：0.5m；弹长：6.25m；要求：1.计算弹翼的各外形几何参数；2.计算弹翼的各空气动力系数及压力中心；3.设计弹翼结构，并进行传力分析，得出受力图；4.对弹翼进行强度及稳定性校核，并设计连接件形式，进行简单的气动弹性计算。

2.1 外形几何参数设计2.1.1 总体布局形式确定根据给定导弹的飞行高度（50-150m ）、速度（0.7Ma ）及射程（1000Km ），确定该导弹为一种巡航导弹。

在此确定该导弹的气动布局形式为常规布局，升力面采用梯形翼面。

2.1.2 升力系数确定设计条件中给定飞导弹巡航速度为0.7Ma ，由于每个飞行器在特定马赫数下会有一个最佳的升力系数，图2.1.1为马赫数与升力系数的关系，由此我们可以确定出在0.7Ma 条件下，飞行器升力系数为0.75，此升力系数为导弹巡航状态下得升力系数。

图2.1.1为马赫数与升力系数的关系参考资料：/EFM/Introduction/Book02/03_05.aspx?v=0&p=0&d=0&k=Book02_03_052.1.3 翼面积确定确定巡航状态下得升力系数之后，我们即可算得导弹的翼面积，根据升力公式：S V C L L 221∞=ρ又由巡航状态条件下，物体的重力与升力相等可知：mg L =故有翼面积：221∞=V C mgS L ρ带入各数据：导弹质量2.2t,重力加速度取9.8kg/m ³，空气密度ρ=1.225㎏/m³，远场速度V=238m/s ，计算得：22284.0238*225.1*75.0*218.9*220021m V C mgS L ===∞ρ2.1.4 翼面几何特征确定（展弦比λ、根梢比η与后掠角χ）得到翼面积之后，则可根据展弦比计算公式计算出展弦比：5.784.05.222===S l λ其中：l 为翼展。

超音速飞机的机翼平面形状及特点一、机翼平面形状1.1 简介超音速飞机的机翼平面形状是指机翼在平面上的几何形状，其设计直接影响到飞机的空气动力性能，对于超音速飞行来说尤为重要。

1.2 矩形平面形状在早期的超音速飞机设计中，矩形平面形状曾被广泛使用。

矩形机翼具有简单的几何形状，易于制造，但在超音速飞行时会产生较大的阻力，限制了飞机的速度及性能。

1.3 翼展锥度平面形状随着超音速飞机技术的不断发展，翼展锥度平面形状逐渐成为主流设计。

翼展锥度机翼呈锥形，即从根部到翼尖逐渐变细。

这种设计能够减小阻力，在超音速飞行时具有更好的空气动力性能。

1.4 变后掠平面形状一些超音速飞机还采用了变后掠平面形状，即机翼在根部与翼尖的后掠角不同。

这种设计可以根据飞行状态在不同的速度段获得更佳的空气动力性能。

二、特点2.1 较小的翼展比超音速飞机的机翼平面形状通常具有较小的翼展比。

这有利于减小机身与机翼的等效体积，降低阻力，并且有助于降低材料重量，提高飞机的载荷能力。

2.2 锥形机翼锥形机翼的特点是在超音速飞行时能够减小激波阻力，提高升阻比，使飞机具有更好的空气动力性能。

大多数超音速飞机都采用了锥形机翼设计。

2.3 合理的后掠角后掠角是指机翼在纵向平面上与机身的夹角，超音速飞机的机翼平面形状需要具有合理的后掠角来降低阻力，并且在超音速飞行时保持稳定的飞行姿态。

合理的后掠角设计能够使飞机在超音速飞行时具有更好的空气动力性能。

2.4 薄型翼型超音速飞机的机翼平面形状通常采用较薄的翼型。

薄型翼型能够减小阻力，提高升阻比，提高飞机的速度和性能。

结语超音速飞机的机翼平面形状具有独特的设计特点，包括翼展锥度、较小的翼展比、合理的后掠角和薄型翼型等。

这些特点使得超音速飞机在超音速飞行时具有更好的空气动力性能，为飞机的高速飞行提供了重要的技术支持。

随着科学技术的不断进步，相信超音速飞机的机翼平面形状设计将会不断完善，为飞机的超音速飞行带来更加优异的性能表现。

风力机翼型挥舞摆振非定常气动特性分析吕坤;谢永慧;张荻【摘要】参考实际运行状态下的风力机翼型,应用动网格并采用k-ωSST湍流模型对NREL S809翼型在Re=1×106情况下的翼型振荡进行了数值模拟,同时分析了挥舞、摆振及二者耦合振动对风力机翼型气动性能的影响.结果表明:相同振幅和频率下,翼型挥舞比摆振引起的气动力波动大得多；翼型未达到失速时,翼型吸力面的流动分离可以使翼型获得额外的升力；挥舞的振幅或频率较大时,翼型会发生失速,且来流攻角越大,挥舞使得翼型更易发生失速；在挥舞-摆振耦合引起的翼型气动力变化中,挥舞起主导作用.%The moving mesh and the k-w SST model were adopted to simulate the aerodynamic performance of the NREL S809 airfoil at the Reynolds number of 1X106. The effects of flapwise, edgewise and combined flap/lead-lag oscillations on the aerodynamic performance of the airfoil were analyzed- The results show that the aerodynamic fluctuation caused by flapwise oscillation is much larger than that caused by edgewise oscillation with the same amplitude and frequency. The lift is greater due to flow separation on the suction surface of the airfoil when the airfoil is not in stall status. Larger amplitude and higher frequency of the oscillation will lead to dynamic stall of the airfoil, and the dynamic stall of the airfoil occurs more easily with the increase in the attack angle. In addition, flapwise oscillation plays a dominant role in the aerodynamic fluctuation caused by combined flap/lead-lag oscillation.【期刊名称】《西安交通大学学报》【年(卷),期】2011(045)009【总页数】8页(P47-53,100)【关键词】挥舞;摆振;风力机翼;湍流模型;数值模拟【作者】吕坤;谢永慧;张荻【作者单位】西安交通大学能源与动力工程学院,710049,西安;西安交通大学能源与动力工程学院,710049,西安;西安交通大学能源与动力工程学院,710049,西安【正文语种】中文【中图分类】TK83在气动力、惯性力和弹性力的耦合作用下,风力机叶片旋转时容易发生振动,通常振动有3种形式:①挥舞,即叶片在垂直于旋转平面上的弯曲振动;②摆振,即叶片在旋转平面内的弯曲振动;③扭转,即绕叶片变距轴的扭转振动[1].这3种形式的振动在一起还会引发耦合,由此产生气动弹性不稳定.风力机叶片的振动及气弹耦合对风力机的气动性能及安全性有重要影响,所以深入研究翼型振荡状态下的气动特性,对改进翼型设计、提高风力机的气动效率和安全性具有重要的意义.许多学者对翼型振动的气动性能进行了深入研究,如:Ekaterinaris等[2]采用 Baldw in-Barth湍流模型对NACA 0012翼型的俯仰、平振及耦合运动下的动态失速性能进行了计算,指出振动状态下翼型的气动性能有别于静止状态;Walker等[3]对翼型等速上仰问题进行了大量的实验研究,指出当攻角大于静态失速攻角时,动态失速涡的存在对翼型上表面的速度和压力分布有重大影响,随着翼型上仰速度的增加,动态失速涡附着在翼型上的时间更长,由此可以显著增加翼型大攻角条件下的时均气动力;Ramsay等[4]通过风洞实验系统地研究了不同的雷诺数、平均迎角、迎角振幅和减缩频率下NREL S809翼型俯仰振荡的动态失速性能,分析了各因素对动态失速性能的影响;Guerri等[5-6]应用计算流体动力学方法深入研究了风力机叶型的流固耦合效应,得到了翼型的不同振型和气动力变化,同时着重研究了叶型的挥舞-扭转耦合振动.但是,迄今为止的大多研究是针对翼型俯仰振荡运动的动态失速进行的,而针对翼型挥舞、摆振及二者耦合振动时的气动性能却不多见.本文应用动网格技术,采用k-ω SST湍流模型,在实验[3]和Re=l×l06下对二维NREL S809翼型振荡进行了数值模拟.1 数值模型1.1 数值方法求解雷诺平均N-S方程利用商业软件CFX,计算模型采用k-ωSST湍流模型[5,7-8],瞬态项离散采用二阶迎风后插隐式时间步方法,空间离散采用二阶迎风格式.k-ωSST湍流模型[9]的计算方程如下湍流黏性系数湍动能方程湍流频率方程式中 :F1和 F2是混合函数;β、γ、σk、σω为模型参数.k-ωSST湍流模型利用函数F1将 k-ε和k-ω方程结合起来,然后利用函数F2来改进涡团黏性系数μt在壁面逆压流动区域的结果,充分发挥k-ε模型处理自由流、k-ω模型处理壁面约束流动的特长,同时还借鉴了 Johnson-King模型[10]不平衡作用的思想,以增强对复杂流的适应性.1.2 计算模型风力机翼选用S809翼型[4](主要应用于两叶片NREL PhaseⅥ风力机),额定功率为19.8 kW,叶片展长为5.03m.参照实际建立了风力机模型,如图1所示,图中:V为来流风入口的相对速度;α为攻角;β1为桨距角;F为作用在桨叶上的气动合力.F可以分解为F x、F y,Fx与来流风向垂直,称为驱动力,使桨叶旋转做功,Fy与来流风向平行,称为轴向推力,通过塔架作用在地面上.摆振沿x轴方向进行,挥舞沿y轴方向进行. 图1 风力机翼型受力模型参考文献[7]中的风力机模型,其叶片产生的最大功率区域在0.75倍展长附近,该区域桨距角β1=0°,因此取β1=0°建立计算域.计算网格用C 型结构化网格,翼型表面分布了300个节点,翼型前缘和尾缘网格采用加密处理,总网格数为12万.计算域及翼型周围网格如图 2所示,图中翼型弦长c=600 mm,计算域外边界距离翼型边界面至少为15倍弦长.计算域分内、外2个区,内区是直径为2倍于翼型弦长的圆,通过动网格来控制内区网格的移动可模拟翼型振动.图2 翼型计算区域及其周围网格分布图为了验证计算模型的正确性,对不同来流攻角下翼型的升力、阻力系数进行了计算,结果如图3所示.由图3可见,来流攻角在0°～18°内 ,计算与实验的阻力系数基本吻合.来流攻角小于10°,计算获得的升力系数与实验的偏差很小;来流攻角大于10°,计算获得的升力系数与实验之间出现了偏差,但在工程上该偏差是可以容忍的.所以,来流攻角在6°～12°之间时,可以采用本文模型进行数值分析.图3 不同来流攻角下翼型升力、阻力系数为了便于研究翼型振荡对风力机输出功率的影响,在参考文献[8]中定义式中:Cx为驱动力系数;Cy为轴向推力系数.2 数值模拟及分析2.1 翼型挥舞翼型挥舞在y方向上的位移[5-6]为式中:A为翼型挥舞的振幅;f为振动频率;φ为相位差,φ=0.直径为45 m左右的叶轮,其自激振动频率在1～3 Hz之间,且随着叶片展长的减小,自激振动频率增加[11-12].该叶轮的叶片振型以一阶挥舞和一阶摆振为主,在极限挥舞载荷作用下通过叶片有限元模型计算和实验得到的叶尖挠度可以达到8m以上.文献[13]在Re=1×105、缩减频率 k=0.8、无量纲挥舞振幅h=A/c=0.4～0.7下数值模拟了NACA 0012翼型的气动性能.参考文献[5-6,13-14]、结合实际风力机振动情况确定A=0.05～0.5 m,f=1～3 Hz,其中 3 Hz对应于最大的k=0.44.每个振动周期的时间步长数n对计算精度有显著影响.图4为 A=0.3m 、f=3 H z、α=10°时,n分别取15、30、60的 Cx计算结果.图4 不同n下的Cx计算结果由图4可见:n取30、60时,对应二者的驱动力系数曲线几乎完全重合;n取15时,对应曲线与前二者有明显区别.n不同时,对应驱动力系数峰值间存在最大误差.经分析知:n=15时,Cx峰值偏差ΔCx=6.9%;n=60 时,ΔCx=2.3%,该值与 n=30时相差无几,所以计算时本文的n=30.图5为 f=3 H z、α=10°且在不同挥舞振幅下Cx、Cy随时间的变化,该结果与文献[6,14]相似.图 5 f=3 Hz、α=10°且在不同挥舞振幅下Cx、Cy随时间的变化由图5可见,Cx和Cy随着翼型的振动产生了周期性的变化.结合翼型的运动规律可以发现:当翼型在平衡位置沿y轴正向运动时,Cx和Cy达到最小值;当翼型在平衡位置沿y轴负向运动时,Cx和Cy达到最大值.翼型振动时,对应来流速度的大小和方向均发生了变化:翼型沿 y轴正向运动时,对应来流速度和攻角最小,翼型产生的升力最小,Cx和Cy达到最小值;翼型沿y轴负向运动时,翼型仍未失速,其产生的结果恰好与正向运动时相反,所以Cx和Cy均达到最大值.翼型的挥舞不仅导致来流速度和攻角发生变化,还会引发流动分离和旋涡.图6为 A=0.2 m、f=3 H z、α=10°且翼型在平衡位置沿y轴正向和负向运动时的流场.当翼型沿y轴正向运动时,对应来流攻角较小,翼型表面不会发生流动分离.当翼型从最大位移处沿y轴负向运动时,对应来流攻角逐渐增大,翼型表面逐渐出现流动分离;当翼型负向运动至平衡位置时,对应来流攻角达到最大值,流动分离更为严重;当翼型继续负向运动时,对应来流攻角逐渐减小,流动分离现象逐渐减弱,直至消失.1.17 s时,对应来流的速度和攻角达到最大值,流动分离最为严重,这2种因素均有可能导致Cx 和Cy达到最大值.考虑翼型振动前后Cx和Cy的变化如图7所示.图6 翼型在平衡位置沿y轴正向和负向运动时的流场正向运动负向运动图7 考虑翼型振动前后Cx和Cy的变化曲线1、2对应于翼型静止状态;曲线3、4分别对应A=0.2m、f=3 Hz、α=10°的曲线由图7可以发现:翼型沿y轴负向运动时,正常振动状态下的Cx和Cy均大于仅考虑来流速度及攻角的情况,振动下的Cx和Cy表现出增大的特性;翼型负向运动至平衡位置时,压力面附近气流压力增大,其大于吸力面,由此产生压力梯度,此时气流绕过翼型尾缘由压力面流向吸力面,并带动下游流体回流,使得边界层内的流体质点离开壁面挤向主流,从而加剧了边界层分离.下游回流的流体受到主流的冲击折返向下游流动,并在分离点的下游产生剪切涡和尾流区,造成能量损失,促使吸力面产生低压区,因而翼型获得额外的升力,使得Cx和Cy增大.所以,来流速度和攻角增大和翼型振动引起的流动分离都会加剧Cx和Cy增大.以上研究中挥舞振幅比较小,翼型未达到失速.当挥舞振幅较大时,叶片会发生失速颤振.研究发现 ,在 f=3 Hz、α=10°下 ,当 A 大于或等于 0.4m时,翼型失速.图8为 A=0.5 m时不同频率下Cx的变化规律.图8 A=0.5m时不同频率下Cx的变化由图8可见,在f=3 H z下,A=0.5 m与A=0.05～0.3 m时 Cx情况有很大区别,其中:A=0.05～0.3 m时驱动力一直为正值;A=0.5 m且翼型沿y轴负向运动至平衡位置附近时,驱动力会急剧降至负值,Cx甚至达到-0.4.由图8还可见:在相同的挥舞振幅下,振动频率越大,翼型受到的气动力波动越剧烈,当频率达到一定程度时,翼型失速;随着振动频率的增加,翼型沿y轴负向运动且在相同位移处的速度增大,来流速度和攻角随之增大,流动分离和旋涡产生的可能性就越大.频率增大到了一定程度时,流动分离会导致翼型失速,如图8中f=3 H z的情况.图9为翼型在一个振动周期内的流场演化.在1～1.17 s之间,翼型从最大位移处沿y轴负向振动,但仅在翼型吸力面尾缘附近发生了流动分离.1.17 s时,翼型在平衡位置达到最大速度,此时来流速度和攻角最大,翼型前缘附近流动在逆压梯度的作用下开始发生流动分离,并在1.18 s时形成前缘分离涡.前缘分离涡在向后扩展的运动中,翼型升力迅速增加,从而导致Cx迅速增加,这与文献[15]的实验结论吻合,说明前缘涡和翼型表面剪切涡的存在,有助于在翼型上表面产生低压区,进而获得额外的升力. 图9 不同时刻的流场演化情况前缘涡继续向后运动,在1.23 s时翼型尾缘上部诱导出反向旋转的二次涡结构,翼型进入失速状态.尽管此时前缘涡和剪切涡进一步增强,但后缘出现的反向旋转的后缘涡抵消了一部分前缘涡和剪切涡,从而造成升力迅速下降,阻力迅速增加,Cx迅速降低,甚至达到 Cx=-0.4的情况.在 1.27 s时后缘涡脱离翼面向后运动,翼型脱离失速区.此后,翼型继续沿y轴负向振动,对应的来流速度和攻角逐渐减小,翼型重新摆脱了失速状态.2.2 翼型摆振翼型摆振沿 x方向的振荡形式[6,16]为式中:B为翼型摆振振幅;φ为相位差,φ=0.叶片振型是以一阶挥舞和一阶摆振为主的,尽管不同振型时参振的惯性矩不同,但一般情况下,机翼的一阶挥舞和一阶摆振的固有频率比较接近.图10 为且在不同摆振振幅下Cx、Cy随时间的变化.对比图10和图5发现,在相同的振幅和频率下,翼型摆振比挥舞引起的气动力波动小得多.摆振时,翼型沿x轴方向振动,远处来流在 x轴方向的速度分量比y轴的大得多,所以摆振引起的来流速度和来流攻角的变化比挥舞小得多,同时摆振引起的流动分离也远不及挥舞的严重,因此在相同的振幅和频率下,翼型摆振比挥舞引起的气动力波动要小得多.图11为时挥舞和摆振下Cx随X、Y变化的曲线.由图10 不同摆振振幅下Cx、Cy随时间变化的曲线图11 不同频率下 Cx随X、Y变化的曲线图11可以看出,相同振幅和频率下,翼型摆振比挥舞引起的气动力波动要小得多.2.3 翼型挥舞-摆振耦合振动挥舞-摆振不稳定性是风力机单个叶片在挥舞与摆振耦合下产生的.研究表明:当风力机叶片在载荷作用下或者挥舞和摆振频率接近时,挥舞-摆振不稳定性显现出来.本文将挥舞和摆振的频率均设为2 Hz,在参考文献[5-6,17]的基础上,得到耦合振动下叶型受力的运动方程下面研究A分别为 0.05、0.1、0.2、0.3 m 时的情况.图12为耦合振动时不同挥舞振幅下Cx、Cy随时间变化的曲线.图12 耦合振动时不同挥舞振幅下 Cx、Cy随时间变化的曲线(B=0.2m)对比图12和图5发现,耦合振动时翼型受到的气动力的规律与挥舞时很相似,即Cx 和Cy均随着翼型的振动产生周期性的变化.另外还发现,在相同的挥舞振幅下,耦合振动时气动力波动比挥舞时略小,这与采用的耦合振动方程有关.由于2种振型的相位差为π,所以翼型在以最大速度沿y轴负向振动的同时,又以最大速度沿 x轴正向振动,此刻受翼型沿x轴方向运动的影响,对应的来流速度和攻角有所减小.为了研究耦合振动时摆振对翼型气动力的影响,本文取 A=0.2 m,B 分别为 0.05、0.10、0.20、0.30 m,攻角α=10°.图13为耦合振动时不同摆振振幅下Cx、Cy随时间变化的曲线.图 13 耦合振动时不同摆振振幅下Cx、Cy随时间变化的曲线(A=0.2m)由图13可见,B 分别为0.05、0.10、0.20、0.30 m时,对应的Cx变化曲线几乎完全重合.对比图13与图12发现,在耦合振动中,摆振对翼型气动力的影响比挥舞小得多,这个结果与非耦合振动下的结果是一致的.由此可以推断,在耦合振动引起的翼型气动力变化中,挥舞起主导作用.来流攻角的变化对风力机翼型气动性能的影响很大.采用耦合振型研究不同来流攻角对翼型气动性能的影响时,取A=0.2 m,B=0.2 m,攻角α分别为6°、8°、10°、12°.图 14 为不同来流攻角下 Cx、Cy随时间变化的曲线.由图14可见,来流攻角对翼型气动性能的影响很显著.相同振型下,同一时刻来流攻角越大,Cx和Cy越大.这是因为,翼型未失速,对应来流攻角越大,翼型的升力越大.同时还发现,相同振型下,来流攻角越大,Cx的波动越大,而Cy的波动越小.来流攻角在逐渐增大直至接近失速攻角的过程中(见图3),翼型升力的增加逐渐减缓,因而攻角较大时翼型振动引起的升力变化较小.轴向推力主要是翼型升力沿y轴的正向分力,因此Cy的波动较小.但是,由 f=3 Hz时的情况(见图8)知,来流攻角在逐渐增大直至接近失速攻角的过程中,翼型驱动力仍可以快速增大,因而Cx的波动较大.图14 不同来流攻角下Cx、Cy随时间变化的曲线对不同来流攻角的翼型挥舞失速颤振研究发现:在 f=3 H z下,当α=8°、A ≥0.5 m 时 ,翼型接近失速;当α=10°、A=0.4 m 时,翼型会失速;当α=12°、A=0.33 m 时,翼型失速.当来流攻角接近于翼型失速攻角区域时,较小的挥舞振幅会使翼型进入失速状态,这说明来流攻角越大,挥舞更易导致翼型失速.3 结论本文参考实际状态下的风力机模型,应用动网格技术,采用 k-ωSST湍流模型,对NREL S809翼型在Re=1×106时的翼型振动进行了数值模拟,分析了挥舞、摆振及二者耦合振动对风力机翼型气动性能的影响,由此得出如下结论.(1)翼型在挥舞和摆振中,Cx和Cy产生周期性的变化.与摆振相比,挥舞更易引起气动力的大幅波动.(2)翼型在未失速时,其吸力面的流动分离可以使翼型获得额外的升力,翼型振动引起的流动分离会促进Cx和Cy增大.(3)当挥舞的振幅、频率较大时,翼型会发生失速.挥舞时 ,f=3 Hz、α=10°、A≥0.4 m,或者 A=0.4 m 、α=10°、f ≥3 Hz,翼型会达到失速 .来流攻角越大,挥舞更易导致翼型失速.(4)在耦合振动引起的翼型气动力变化中,挥舞起主导作用,摆振是次要的.参考文献:[1] 李本立,宋宪耕,贺德馨,等.风力机结构动力学[M].北京:北京航空航天大学出版社,1999:4-5.[2] EKATERINARIS JA,SORENSEN N N.Numerical investigation of airfoil dynam ic stall in simultaneous harmonic 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风电机组叶片增效小翼技改技术应用摘要：随着能源需求的不断增长，可再生能源在能源结构中的地位日益突出。

风能作为绿色、清洁的可再生能源，具有巨大的开发潜力。

提高风电机组效能，降低成本，对于推动风能产业的发展具有重要意义。

本文分析了风电机组叶片增效小翼技改技术的优势，其能够提高能量转换效率、增加风能利用率、提高企业盈利能力。

并且分析优化翼型设计、使用高性能材料、多种制备工艺相结合的增效小翼技改技术，能够为提高风电场风能捕获率提供借鉴意义。

关键词：风电机组；叶片增效；小翼技改；应用引言：风能作为一种绿色、清洁的可再生能源，具有巨大的开发潜力。

风电机组作为清洁能源的代表，已经在全球范围内得到广泛应用。

为了使风电机组叶片更好的吸收风能，提高风电机组发电量，提升企业盈利水平。

因此，风电机组叶片的增效小翼技改技术应运而生，通过风电机组叶片增效小翼技改技术的应用，能够提高风电机组的效能，对于推动风电新技术产业的发展具有重要意义。

1.风电机组叶片增效小翼技改技术的优势1.1提高能量转换效率通过增效小翼技改，风电机组的叶片能够更有效地转换风能为电能。

具体来说，叶片加长可以增加叶片的受风面积，提高叶片的扫风速度，从而增加风能捕获量[1]。

优化翼型设计可以使叶片在相同的风速下产生更大的升力，进一步提高能量转换效率。

使用高性能材料可以保证新增叶片机械强度和耐候性能，保证叶片在长期运行中的稳定性和耐久性。

增加阻尼装置可以减少叶片振动和机械损耗，提高能量转换效率。

1.2增加风能利用率风能利用率对于风电机组的发电量有着重要影响。

通过增效小翼技改，可以提高风电机组对风的利用率。

通过技改在叶尖安装小翼可以提高风电机组叶片在各种风速下都能达到最佳的捕风效果。

对原叶片的气动外形进行优化和修改，形成新的气动外形，减小叶尖扰流损失、增大叶片风能利用系数，提高叶片的捕风能力，进一步提高风能利用率。

1.3提升发电量通过增加风电机组的叶片长度，增加其增加扫掠面积，提升风能系数。

1、翼型的定义与研究发展在飞机的各种飞行状态下，机翼是飞机承受升力的主要部件，而立尾和平尾是飞机保持安定性和操纵性的气动部件。

一般飞机都有对称面，如果平行于对称面在机翼展向任意位置切一刀，切下来的机翼剖面称作为翼剖面或翼型。

翼型是机翼和尾翼成形重要组成部分，其直接影响到飞机的气动性能和飞行品质。

通常飞机设计要求，机翼和尾翼的尽可能升力大、阻力小、并有小的零升俯仰力矩。

因此，对于不同的飞行速度，机翼的翼型形状是不同的。

对于低亚声速飞机，为了提高升力系数，翼型形状为圆头尖尾形；对于高亚声速飞机，为了提高阻力发散Ma数，采用超临界翼型，其特点是前缘丰满、上翼面平坦、后缘向下凹；对于超声速飞机，为了减小激波阻力，采用尖头、尖尾形翼型。

3、NACA翼型编号NACA四位数翼族：其中第一位数代表f，是弦长的百分数；第二位数代表p，是弦长的十分数；最后两位数代表厚度，是弦长的百分数。

例如NACA 0012是一个无弯度、厚12%的对称翼型。

有现成实验数据的NACA四位数翼族的翼型有6%、8%、9%、10%、12%、15%、18%、21%、24五位数翼族的厚度分布与四位数翼型相同。

不同的是中弧线。

具体的数码意义如下：第一位数表示弯度，但不是一个直接的几何参数，而是通过设计升力系数来表达的，这个数乘以3/2就等于设计升力系数的十倍。

第二、第三两位数是2p，以弦长的百分数来表示。

最后两位数仍是百分厚度。

例如NACA 23012这种翼型，它的设计升力系数是（2）×3/20=0.30；p=30/2,即中弧线最高点的弦向位置在15%弦长处，厚度仍为12%。

一般情况下的五位数编号意义如下有现成实验数据的五位数翼族都是230-系列的，设计升力系数都是0.30，中弧线最高点的弦向位置p都在15%弦长处，厚度有12%、15%、18%、21%、24%五种。

其它改型的五位数翼型在此就不介绍了。

1、低速翼型绕流图画低速圆头翼型在小迎角时，其绕流图画如下图示。

取,0025.0=feC S 浸湿/S 参考=3。

2参考浸湿S S C C feD =0=0。

0025×3。

2=0.00820201LD LD D C Ae C KC C C π+=+=其中：C D0 为零升阻力(废阻力）系数，C L 为升力系数；K 为诱导阻力因子，A 为机翼展弦比,e 为奥斯瓦尔德效率因子。

3.2,1==A Ae K π 其中0.680.154.61(10.045)(cos ) 3.1LE e A =-Λ-=4。

61（1—0。

045×2。

30.68）(cos42°）0.15-3。

1 ＝0。

9596 亚音速下（L/D ）max =0。

5(Ae/C D0）0。

5=14。

72．6推重比的确定T/W 直接影响飞机的性能.一架飞机的T/W 越高，加速就越快，爬升也就越迅速，能够达到的最大速度也越高,转弯角速度也越大。

另一方面，发动机越大，执行全部任务中的油耗也越多，从而使完成设计任务的飞机的起飞总重增加。

T/W 不是一个常数.在飞行过程中,随着燃油消耗，飞机重量在减小。

另外，发动机的推力也随高度和速度变化.当提到飞机的推重比时,通常指的是在海平面静止状态（零速度）和标准大气条件下、而且是在设计起飞重量和最大油门状态下的推重比。

对于战斗机,另一个常被提到的推重比是格斗（作战）时的推重比 影响起飞推重比的主要性能指标有：(1) 起飞性能 (2) 最大平飞速度 (3) 加速性 (4) 巡航性能 (5) 爬升性能 (6) 盘旋性能 (7) 最小平飞速度推重比估算的几点说明：1 为满足各个性能指标的要求，需根据各个性能指标所确定的推重比的最大值来确定全机的推重比.W确定的情况下,可以由起飞性能要求(起飞滑跑距离）来2 在起飞翼载荷ST.估算起飞推重比WT也可以用统计方法给出。

3 起飞推重比WT=0.9 ，W＝27648 kg（1）在空中格斗时：W所以T＝24883kgT＝0。

空气动力学中的翼型设计在现代航空工业中，翼型是航空器设计中的核心问题之一。

翼型设计涉及到流体力学、动力学、材料力学等多个学科的知识，是一项非常复杂的任务。

本文将简要介绍空气动力学中的翼型设计。

一、翼型的分类翼型可以根据其几何形状、气动布局和流动特性等多个方面进行分类。

常见的翼型有平面翼、自然翼、对称翼、反对称翼、双翼等。

其中平面翼是最简单的翼型，其截面平面与流体方向垂直，气动布局单一；自然翼是按照自然界中的动物翅膀形态设计的，其截面平面与流体方向呈锐角，气动布局具有优秀的低速性能；对称翼和反对称翼是最常见的翼型，其截面平面与流体方向对称或反对称，气动布局稳定性能较好；双翼则由两片翅膀组成，互相平行或呈V字型布置，可用于实现良好的升力和速度性能。

二、翼型设计的要求一架航空器的翼型设计需要符合其特定的性能要求。

一般地，翼型设计的主要目标是通过减小气动阻力和提高升力来增加飞行速度，而同时又要保证航空器的稳定性和操纵性能。

因此，翼型设计需要考虑以下几个要求：1、升力：翼型的截面形状决定了其产生升力的能力，通常较窄且被圆弧形上下表面包围的翼型产生更大的升力，但对速度要求较高。

翼型的前缘弧度、后缘弧度、翼展等也是影响升力的重要因素。

2、阻力：翼型的阻力是与其表面积和横截面积的平方成正比的，因此设计时需要尽可能减小翼型的面积，并优化其截面形状以获得较低的阻力。

3、稳定性：翼型的稳定性直接影响航空器的飞行安全性，因此设计时需要考虑翼型的质心位置、重心位置和其他结构因素，以确保航空器稳定。

4、操纵性：翼型的设计还需要考虑航空器的操纵性能，即翼型特定位置的扰动对其产生的影响。

翼根到翼尖的弯曲程度和翼型的表面形状都是影响航空器操纵性的因素。

三、翼型设计的常用方法翼型设计通常采用几何设计、计算流体力学、实验测试等多种方法。

其中计算流体力学方法是目前主流的设计方法，该方法通过对流场分布和流动特性的计算和模拟，实现翼型设计的优化。

伴你飞翔内部构造1. 引言在现代社会中，航空业是一个重要的经济支柱，它为人们提供了快捷、安全、高效的交通方式。

而在这个庞大的航空系统中，一个关键的组成部分就是飞机。

飞机的内部构造对于飞机的性能和安全性起着至关重要的作用。

本文将深入探讨飞机的内部构造，从座舱、机翼、发动机等方面进行详细介绍，帮助读者更好地了解飞机内部结构。

2. 座舱设计座舱是飞机上乘客和机组人员工作和休息的区域，它不仅需要提供足够的空间和舒适度，还需要考虑到乘客和机组人员在紧急情况下的安全。

2.1 座椅设计座椅是座舱中最基础也最重要的设施之一。

现代飞机座椅通常采用轻质材料制造，同时具备抗震、防火等特性。

座椅设计应考虑到乘客身体姿势、脊椎健康以及长时间航行的舒适性。

2.2 客舱空间客舱空间的设计需要兼顾乘客的个人隐私和舒适度。

现代飞机通常采用模块化设计，可以根据不同需求调整座位布局，提供更灵活的乘坐体验。

2.3 紧急逃生设备在紧急情况下，乘客和机组人员需要能够快速、安全地离开飞机。

因此，座舱中必须配备相应的紧急逃生设备，如应急滑梯、紧急出口等。

3. 机翼结构机翼是飞机上最重要的部分之一，它承担着飞行时产生升力的任务。

一个合理设计的机翼可以提高飞机的升力效率和稳定性。

3.1 翼型设计翼型是指机翼截面形状。

不同的翼型对于飞行性能有着重要影响。

常见的翼型包括对称翼型、半对称翼型和非对称翼型等。

根据不同需求选择合适的翼型可以提高飞机的升力效率和降低阻力。

3.2 翼面材料翼面材料需要具备轻质、高强度和耐腐蚀等特性。

常用的翼面材料包括铝合金、复合材料等。

复合材料由于其重量轻、强度高的特点，越来越多地被应用于机翼结构中。

3.3 翼尖设计翼尖是机翼的末端部分，它对飞机的气动性能有着重要影响。

合理设计的翼尖可以减小湍流产生，降低阻力，提高飞机的速度和稳定性。

4. 发动机设计发动机是飞机上最重要的部分之一，它提供了推进力和动力，使得飞机能够在空中飞行。

轴流风机机翼型叶片参数化建模方法马静王振亚同济大学汽车学院上海（201804）Email:basei@摘要：本文通过创建翼型模板，结合Matlab与UG软件,探讨了风机翼型叶片参数化建模的方法，给出了翼型中线为圆弧时的翼型坐标算法、各截面安装角和站位的处理方法以及Matlab实现程序。

并提出了叶片在UG建模时应注意的问题。

文中提出的方法，减少了风机建模的工作量，缩短了风机CFD前处理周期，提高了风机流场CFD分析计算的效率和质量。

关键词：叶片；参数化设计；UG；Matlab1. 前言随着CFD技术的迅速发展，对风机流场计算分析的要求越来越多。

风机仿真计算的前期工作量相当大，主要表现在机翼型叶片的建模，其中包括风机叶轮的机翼型叶片，机翼型前导流叶片和叶轮后的止旋片建模。

通常在UG软件中输入大量的翼型坐标点是相当麻烦的，而使用*.dat文件导入这些数据的方法要方便的多，但是对不同的叶片计算截面采用*.dat文件手工导入翼型坐标点的工作量仍然非常大，并且修改起来也不方便。

通过分析可知，叶片不同计算截面的翼型曲线是相似的，同种翼型只因弧长以及中线形状不同而不同，因此完全可以考虑采用参数化建模的设计方法。

采用这种方法可以缩短建模时间，节省大量的工作量，且所建的模型也易于修改。

因为在对风机流场进行CFD分析计算时改变风机叶片翼型是对风机模型的重大修改需要花费大量的时间，有了这种方法可以较轻松的完成修改。

本文就是基于这种思想，介绍了用Matlab与UG两个软件结合进行风机叶片参数化建模的方法，本方法利用Matlab强大的数据处理能力处理翼型离散点[1]，用UG强大的三维曲面建模能力构建叶片复杂曲面。

2. 翼型离散点的参数化处理2.1 翼型模板的建立翼型模板的建立是实现参数化设计的第一步，建立翼型模板库是一个积累的过程，需要将每次用到的翼型和收集到的有价值的翼型参数通过手工输入，建立起翼型模板库，在进行风机叶片建模时就可以非常方便的从翼型模板库里直接调出所需要的翼型。