風力機空氣動力學翼型動力學

風力機空氣動力學翼型動力學第一頁，共五十四頁，2022年，8月28日概述

風能是一種清潔的可再生能源，風力發(fā)電是風能利用的重要形式，也是目前可再生能源中技術最成熟、最具有規(guī)?；_發(fā)條件和商業(yè)化發(fā)展前景的發(fā)電方式之一。

風能技術是一項綜合技術，它涉及空氣動力學、結構動力學、氣象學、機械工程、電氣工程、控制技術、材料科學、環(huán)境科學等多個學科和多種領域。華北電力大學風能專業(yè)課程《風力機空氣動力學》2第二頁，共五十四頁，2022年，8月28日華北電力大學風能專業(yè)課程《風力機空氣動力學》3概述風力發(fā)電通過風力機的轉子轉軸變速系統(tǒng)發(fā)電機等，把風所具有的動能機械能電能的過程。通過作用轉子葉片上的空氣動力或力矩驅動轉子轉動。風力機空氣動力學是從事風電工作的工程師們所必須具備的專業(yè)基礎知識。第三頁，共五十四頁，2022年，8月28日華北電力大學風能專業(yè)課程《風力機空氣動力學》4概述第四頁，共五十四頁，2022年，8月28日華北電力大學風能專業(yè)課程《風力機空氣動力學》5概述第五頁，共五十四頁，2022年，8月28日華北電力大學風能專業(yè)課程《風力機空氣動力學》6內容提要空氣動力學基礎參考書目空氣動力學，錢翼禝流體力學，王松嶺空氣動力學基礎，徐華舫風力機空氣動力學參考書風工程與工業(yè)空氣動力學，賀德馨第六頁，共五十四頁，2022年，8月28日風力機翼型風力機翼型：風力機葉片的剖面形狀稱之為風力機翼型

其對風力機性能有很大影響風力機翼型主要選自航空翼型，如NACA44系列，NACA63-2系列華北電力大學風能專業(yè)課程《風力機空氣動力學》7第七頁，共五十四頁，2022年，8月28日華北電力大學風能專業(yè)課程《風力機空氣動力學》8§1：空氣動力學基礎§1-1:低速翼型翼型的幾何參數(shù)

翼型的形狀中弧線：翼型周線內切圓圓心的連線稱為中弧線，也可將垂直于弦線度量的上、下表面間距離的中點連線稱為中弧線。它是表示翼型彎曲程度的一條曲線前緣厚度t中弧線后緣彎度f弦線弦長c

后緣角第八頁，共五十四頁，2022年，8月28日華北電力大學風能專業(yè)課程《風力機空氣動力學》9§1：空氣動力學基礎翼型的形狀前緣：翼型中弧線的最前點稱為翼型前緣。后緣：翼型中弧線的最后點稱為翼型后緣。弦長：翼型前后緣之間的連線稱為翼型弦線，弦線的長度

稱為翼型弦長。翼弦是翼型的特征長度，單位為米前緣厚度t中弧線后緣彎度f弦線弦長c

后緣角第九頁，共五十四頁，2022年，8月28日華北電力大學風能專業(yè)課程《風力機空氣動力學》10§1：空氣動力學基礎§翼型空氣動力特性上翼面：凸出的翼型表面下翼面：平緩的翼型表面前緣厚度t中弧線后緣彎度f弦線弦長c

后緣角第十頁，共五十四頁，2022年，8月28日§1：空氣動力學基礎§翼型空氣動力特性厚度t：翼型周線內切圓的直徑稱為翼型厚度，也可將垂直于弦線度量的上、下表面間的距離稱為翼型厚度。

最大厚度與弦長的比值稱為翼型相對厚度，又稱為厚弦比。相對厚度用百分數(shù)表示。前緣厚度t中弧線后緣彎度f弦線弦長c

后緣角風能專業(yè)課程《風力機空氣動力學》華北電力大學第十一頁，共五十四頁，2022年，8月28日§1：空氣動力學基礎§翼型空氣動力特性最大厚度位置：翼型的最大厚度所在的位置到前緣的距離稱為最大厚度位置，通常以其與翼弦的比值來表示。

前緣厚度t中弧線后緣彎度f弦線弦長c

后緣角風能專業(yè)課程《風力機空氣動力學》華北電力大學第十二頁，共五十四頁，2022年，8月28日§1：空氣動力學基礎§翼型空氣動力特性彎度f：中弧線到弦線的最大垂直距離稱為翼型彎度，彎度與弦長的比值稱為相對彎度。相對彎度的大小表示翼型的不對稱程度。前緣厚度t中弧線后緣彎度f弦線弦長c

后緣角風能專業(yè)課程《風力機空氣動力學》華北電力大學第十三頁，共五十四頁，2022年，8月28日翼型的氣動特性翼型所受的力是作用在上下表面的分布力之合力。表面力有兩種，一種是法向力，即壓力；另一種是切向力，即摩擦阻力。這里定義和遠前方來流相垂直的合力為升力，而與遠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；來流的動壓頭為，單位是C是弦長，單位是m.Cd風能專業(yè)課程《風力機空氣動力學》華北電力大學§1：空氣動力學基礎§翼型空氣動力特性第十四頁，共五十四頁，2022年，8月28日俯仰力矩

翼型上的分布壓力可以合成一個力（升力）和一個力矩，如下圖所示,這個力矩名為俯仰力矩。俯仰力矩系數(shù)：

翼型的升力和俯仰力矩規(guī)定抬頭力矩為正，低頭力矩為負。俯力矩系數(shù)是翼型的重要氣動參數(shù)之一，計算全機的平衡時必須用到它。風能專業(yè)課程《風力機空氣動力學》華北電力大學§1：空氣動力學基礎§翼型空氣動力特性第十五頁，共五十四頁，2022年，8月28日1.作用在翼型上的氣動力－－升力重要概念：攻角（又稱迎角）華北電力大學風能專業(yè)課程《風力機空氣動力學》16§1：空氣動力學基礎§翼型空氣動力特性第十六頁，共五十四頁，2022年，8月28日機翼攻角迎角的大小反映了相對氣流與機翼之間的相互關系。迎角不同，相對氣流流過機翼時的情況就不同，產生的空氣動力就不同，從而升力也不同。所以迎角是機翼產生空氣動力的重要參數(shù)迎角有正負之分:氣流方向指向機翼下表面的為正迎角，如圖中(a)、(b)所示。氣流方向指向機翼上表面的為負迎角，如圖中(c)所示。風能專業(yè)課程《風力機空氣動力學》華北電力大學§1：空氣動力學基礎§翼型空氣動力特性第十七頁，共五十四頁，2022年，8月28日從空氣流過機翼的流線譜中可以看到，空氣流到機翼前緣，分成上下兩股，分別沿機翼上、下表面向后流動，由于機翼有一定的正迎角，上表面又比較凸出，所以機翼上表面的流管必然變細，根據(jù)連續(xù)方程和伯努利方程可知其流速增大、壓強下降。下表面則相反，流管變粗，流速減少，壓強增大。垂直于相對氣流方向壓力差就是機翼的升力。

升力如何產生？風能專業(yè)課程《風力機空氣動力學》華北電力大學§1：空氣動力學基礎§翼型空氣動力特性第十八頁，共五十四頁，2022年，8月28日壓力中心（又稱氣動中心）

壓力中心即氣動合力的作用點，是合力作用線與翼弦的交點。作用在壓力中心上的只有升力與阻力，而無力矩。

壓力中心的位置通常用距前緣的

距離表示，大多數(shù)普通翼型的氣動中心位于0.25倍弦長處。華北電力大學風能專業(yè)課程《風力機空氣動力學》19§1：空氣動力學基礎§翼型空氣動力特性第十九頁，共五十四頁，2022年，8月28日二翼型表面的壓力分布

為了便于分析機翼各部分對產生升力的貢獻，根據(jù)圖的實驗，可繪出機翼上下表面壓強分布圖。在壓強分布圖上繪出的不是各點絕對壓強值，而且壓力系數(shù)。其定義如下：式中P是機翼上某點的絕對壓強

風能專業(yè)課程《風力機空氣動力學》華北電力大學§1：空氣動力學基礎§翼型空氣動力特性第二十頁，共五十四頁，2022年，8月28日根據(jù)氣流的低速伯努利利方程，壓力系數(shù)可以表示為如下形式：

式中Ｃ為機翼表面某一點流速。根據(jù)實驗，在低速范圍內，機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)方程可知是一個確定的數(shù),壓力系數(shù)也就是一個確定的數(shù)，當迎角和翼型改變時，流線譜也要發(fā)生變化，壓力系數(shù)也隨之而改變。綜上所述，在低速范圍內，壓力系數(shù)只隨翼型和迎角變化，與氣流動壓無關。風能專業(yè)課程《風力機空氣動力學》華北電力大學§1：空氣動力學基礎§翼型空氣動力特性第二十一頁，共五十四頁，2022年，8月28日翼型的壓強分布圖分兩種表示方法。一種是矢量法，另一種是坐標法。

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，箭頭向外為負值，箭頭向里為正值,

將各個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分布圖。

圖中壓強最低吸力最大的一點(B點)是最低壓強點。在前緣近，壓強最高的一點(A)，是前駐點。風能專業(yè)課程《風力機空氣動力學》華北電力大學§1：空氣動力學基礎§翼型空氣動力特性第二十二頁，共五十四頁，2022年，8月28日坐標法：如圖所示，以翼弦相對量x／c作橫坐標，將機翼各測點投影在橫坐標(翼弦)上，然后將各測點上的壓力數(shù)值作為縱坐標畫出。

壓力系數(shù)為正的畫在橫坐標下方，壓力系數(shù)為負的畫在橫坐標上方，再用平滑曲線依次連接圖上各點，這就是用坐標表示的壓強分布圖。用坐標法表示的機翼壓強分布風能專業(yè)課程《風力機空氣動力學》華北電力大學§1：空氣動力學基礎§翼型空氣動力特性第二十三頁，共五十四頁，2022年，8月28日翼型表面壓強分布

翼面壓強分布不僅是結構設計和強度計算的主要外載荷依據(jù)，也可用來判斷翼型繞流流態(tài)和近似確定升力和力矩特性。如果已知翼型的壓強分布,則小迎角時的升力系數(shù)和力矩系數(shù)可通過下列積分計算求得，

風能專業(yè)課程《風力機空氣動力學》華北電力大學§1：空氣動力學基礎§翼型空氣動力特性第二十四頁，共五十四頁，2022年，8月28日由上式可以看出，升力系數(shù)就是壓強分布圖中上下翼面壓力系數(shù)曲線所圍的面積。有了翼型的壓強分布圖，便可了解翼型各部分所產生的升力在總升力中所占的比重。圖表明：機翼產生升力主要靠上表面的壓強減少(產生吸力)的作用，而不是靠下表面的壓強增大。由上表面的吸力所形成的升力一般約占總升力的60~80%，而由下表面的壓強所形成的升力只占總升力的20~40％。風能專業(yè)課程《風力機空氣動力學》華北電力大學§1：空氣動力學基礎§翼型空氣動力特性第二十五頁，共五十四頁，2022年，8月28日升力的推導：無限長翼展距形型翼風能專業(yè)課程《風力機空氣動力學》華北電力大學§1：空氣動力學基礎§翼型空氣動力特性

為了推導升力公式，假設氣流以速度連續(xù)、穩(wěn)定流過一個固定迎角的、無限長翼展的矩形翼，此機翼上每個剖面的翼型都是完全相同的。如圖所示，在機翼上沿翼展方向取長度為的一段機翼。其面積為計算整個機翼的升力，首先在其上任取一長度為、寬度為、面積為的一小塊微元機翼ds=第二十六頁，共五十四頁，2022年，8月28日

可以認為這塊微元機翼的上、下表面壓力分布是均勻的，這樣就很容易算出它的升力。流過機翼上下表面的氣流速度、壓強在Ⅱ-Ⅱ截面處分別為、及、，根據(jù)壓力系數(shù)定義有第二十七頁，共五十四頁，2022年，8月28日機翼無限小面積所產生的升力（見圖）應為

而則得整個機翼的升力(Y)應為：取，上式改寫成：

令稱為升力系數(shù)，于是機翼的升力為：

第二十八頁，共五十四頁，2022年，8月28日上式稱為升力公式，它雖是用無限矩形翼推導出來的，但同樣適用于各種平面形狀有限長機翼。從公式可以看出機翼升力大小與相對氣流的動壓成正比，與機翼面積成正比，與升力系數(shù)成正比。升力系數(shù)的大小綜合地反映了迎角，翼型等因素對升力的影響，一般由實驗測定。從實驗結果看，相對彎度大的機翼，其升力系數(shù)大，這里因為相對彎度大，上下翼面流管的變化大，上下壓力系數(shù)的差值就大。華北電力大學風能專業(yè)課程《風力機空氣動力學》§1：空氣動力學基礎§翼型空氣動力特性第二十九頁，共五十四頁，2022年，8月28日翼型的升力特性：用升力系數(shù)CL隨攻角α變化的曲線（升力特性曲線）來描述。如圖所示華北電力大學風能專業(yè)課程《風力機空氣動力學》30?！?：空氣動力學基礎§翼型空氣動力特性第三十頁，共五十四頁，2022年，8月28日華北電力大學風能專業(yè)課程《風力機空氣動力學》31§1：空氣動力學基礎§翼型空氣動力特性當攻角不大時，升力系數(shù)基本上隨攻角的增大而正比例增大；當攻角較大時，升力系數(shù)隨攻角增大時的趨勢減弱，曲線得平緩；當攻角增大到一定值，即臨界

角攻角時，升力系數(shù)將隨攻角的增大而減少。第三十一頁，共五十四頁，2022年，8月28日升力系數(shù)隨攻角的變化規(guī)律，可以從左圖的流線譜和壓強分布隨攻角的變化中得到解釋，攻角不大時，機翼后緣的渦流還小，對機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；當攻角較大時,后緣渦流區(qū)增大到開始影響流線譜和壓強分布.升力系數(shù)隨攻角增大的比較緩慢，當攻角等于臨界迎角時，后緣渦流區(qū)迅速擴大，氣流已不能平順地流過機翼上表面；壓力系數(shù)(絕對值)急劇減少，升力系數(shù)下降。華北電力大學風能專業(yè)課程《風力機空氣動力學》§1：空氣動力學基礎§翼型空氣動力特性第三十二頁，共五十四頁，2022年，8月28日(二)表征翼型升力特征的幾個參數(shù)1．零升力迎角

升力系數(shù)為零的迎角，稱為零升力迎角，記作。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。相對彎度大，的絕對值也大，對稱形翼型的等于零。2．臨界迎角和最大升力系數(shù)(Clmax

)。

在翼型的升力特性曲線上，當升力系數(shù)從零增加時，出現(xiàn)的第一個局部最大值，稱為最大升力系數(shù)。最大升力系數(shù)所對應的迎角，稱為臨界迎角。華北電力大學風能專業(yè)課程《風力機空氣動力學》§1：空氣動力學基礎§翼型空氣動力特性第三十三頁，共五十四頁，2022年，8月28日影響最大升力系數(shù)的因素很多，主要是翼型的相對彎度、最大彎度位置、厚弦比、前緣半徑等。實驗表明，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，最大，對普通翼型，厚弦比在9—14％范圍內，最大。3．升力系數(shù)曲線斜率()升力系數(shù)曲線斜率是指改變單位迎角時，升力系數(shù)的相應的改變量，即，如翼型、飛行M數(shù)一定時，也可以寫成在中小迎角范圍內，由于翼型上表面的氣流分離還不顯著，與成線性關系，等于常數(shù)，每個翼型的精確值應由實驗確定。若已知可用下式估算中小迎角范圍內的。

第三十四頁，共五十四頁，2022年，8月28日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)以前所說的有關氣體粘性及低速附面層的知識，我們知道，空氣流過機翼時，由于空氣有粘性，在貼近機翼表面的地方形成附面層。在附面層內．特別是附面層底層有顯著的速度梯度，因此在機翼表面就存在摩擦力，其方向切于物面。機翼表面各處摩擦力在相對氣流方向上的投影的總和，就是整個機翼的摩擦阻力。

壓差阻力：空氣流過機翼的過程中，在機翼前緣受到阻擋，流速減慢，壓強增大；在機翼后緣，壓強減少，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)內壓強減少較多，這樣，機翼前后便產生壓強差，形成阻力，這種阻力叫做壓差阻力

華北電力大學風能專業(yè)課程《風力機空氣動力學》§1：空氣動力學基礎§翼型空氣動力特性第三十五頁，共五十四頁，2022年，8月28日翼型的阻力特性：即可以用翼型阻力系數(shù)隨攻角變化的阻力特性曲線描述，也可以用翼型阻力系數(shù)隨翼型升力系數(shù)變化的極曲線來表示。

華北電力大學風能專業(yè)課程《風力機空氣動力學》36兩個特性參數(shù)：最小阻力系數(shù)CDmin及對應攻角αCDmin§1：空氣動力學基礎§翼型空氣動力特性第三十六頁，共五十四頁，2022年，8月28日

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。在小迎角下，阻力系數(shù)較小，且增大得較慢，此時翼型阻力主要是摩擦阻力，隨著攻角的增大，翼型表面發(fā)生流動分離，壓差阻力在總阻力中所占的比重逐漸增大。當攻角繼續(xù)增時，翼型表面發(fā)生嚴重的流動分離，渦流區(qū)迅速擴大，壓差阻力急劇增大，阻力系數(shù)也劇烈增大。阻力系數(shù)隨攻角增加迅速增大。在曲線上阻力系數(shù)最小值，稱為最小阻力系數(shù)。它是一個很主要的氣動參數(shù)。第三十七頁，共五十四頁，2022年，8月28日極曲線：

在風力機的設計中往往更關心升力和阻力的比值—升阻比L/D以及最佳升阻比。通過極曲線（又稱艾菲爾曲線）來討論。華北電力大學風能專業(yè)課程《風力機空氣動力學》38§1：空氣動力學基礎§翼型空氣動力特性第三十八頁，共五十四頁，2022年，8月28日極曲線上的每一點對應一種升阻比及相應的攻角狀態(tài)，如α0、αCDmin、αCT等。為了得到最佳升阻比，可從原點作極曲線的切線，由于此時的夾角θ最大，故切點處的升阻比CL/CD=tgθ最大，對應的攻角為最有利攻角α。華北電力大學風能專業(yè)課程《風力機空氣動力學》39§1：空氣動力學基礎§翼型空氣動力特性第三十九頁，共五十四頁，2022年，8月28日隨著航空科學的發(fā)展，世界各主要航空發(fā)達的國家建立了各種翼型系列。美國有NACA系列，德國有DU系列，英國有RAE系列等。這些翼型的資料包括幾何特性和氣動特性，可供氣動設計人員選取合適的翼型。在現(xiàn)有的翼型資料中，NACA翼型系列的資料比較豐富，飛行器上采用這一系列的翼型也比較多。NACA翼型系列主要包括下列一些翼型族：華北電力大學風能專業(yè)課程《風力機空氣動力學》§1：空氣動力學基礎§翼型空氣動力特性第四十頁，共五十四頁，2022年，8月28日華北電力大學風能專業(yè)課程《風力機空氣動力學》41NACA四位數(shù)字翼族這是最早建立的一個低速翼型族，它的中弧線由前后兩端拋物線組成，在中弧線的最高點處二者相切；厚度分布函數(shù)由經驗的解析公式確定。NACA翼型族的厚度分布用式子表示為:

式中t為翼型的最大厚度。中弧線方程是：式中的f是中弧線最高點的縱坐標，p

是此點最高的弦向位置?！?：空氣動力學基礎§翼型空氣動力特性第四十一頁，共五十四頁，2022年，8月28日華北電力大學風能專業(yè)課程《風力機空氣動力學》42NACA四位數(shù)翼型的表達方式：

翼型的生成

其中，第一位數(shù)代表中弧線最高點的縱坐標（即彎度）f，是弦長的百分數(shù)；第二位代表此最高點的弦向位置p,是弦長的十分數(shù)；最后的兩位數(shù)代表厚度，是弦長的百分數(shù)。 例如NACA0006是一個無彎度，厚6％的翼型。NACA2415是一個有2％彎度，中弧線最高點位置在40％弦長處，厚度為15％的翼型。

§1：空氣動力學基礎§翼型空氣動力特性第四十二頁，共五十四頁，2022年，8月28日華北電力大學風能專業(yè)課程《風力機空氣動力學》43NACA五位數(shù)字翼族其中，第一位數(shù)代表彎度，但不是一個直接的幾何參數(shù)，而是通過設計升力系數(shù)來表達的，這個數(shù)乘以3/2就等于設計升力系數(shù)的10倍；第二、第三兩位數(shù)是2p，以弦長的百分數(shù)來表示；最后兩位數(shù)仍是百分厚度。 例如：NACA23012這種翼型它的設計升力系數(shù)是2*3/20=0.30;p=(1/2)*30,即中弧線最高點的弦向位置在15％弦長處，厚度仍為12％?！?：空氣動力學基礎§翼型空氣動力特性第四十三頁，共五十四頁，2022年，8月28日華北電力大學風能專業(yè)課程《風力機空氣動力學》44層流翼型從粘流的研究中知道，在同一個雷諾數(shù)下，物體的摩擦阻力系數(shù)還取決于邊界層中的流態(tài)，紊流的摩阻系數(shù)可以比層流的大好幾倍。促使流態(tài)從層流過渡到紊流的因素有好幾個，其中壓強梯度是最重要的一個。在順壓梯度（dp/ds<0）下,流態(tài)不會變成紊流；而在逆壓梯度（dp/ds>0）下，流態(tài)容易變?yōu)槲蓱B(tài)，逆壓梯度越大，流態(tài)變化越早。

NACA四位數(shù)翼型和五位數(shù)字翼型,不論迎角大小，上翼面的最低壓強點都十分靠近前緣，氣流過了最低壓強點之后就開始減速了。所以這些翼型的上翼面邊界層中氣流所走的路程有95％以上是在逆壓梯度區(qū)內，邊界層內的流態(tài)很快轉變成了紊流，結果翼型的摩擦阻力中紊流摩阻占了很大比重。為了盡量使最低壓強點向后移，以加長順壓梯度段的長度，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。這樣對應的翼型為層流翼型的翼族。

§1：空氣動力學基礎§翼型空氣動力特性第四十四頁，共五十四頁，2022年，8月28日層流翼型是一種為使翼表面保持大范圍的層流，以減小阻力而設計的翼型。與普通翼型相比，層流翼型的最大厚度位置更靠后緣，前緣半徑較小，上表面比較平坦，能使翼表面盡可能保持層流流動，從而可減少摩擦阻力。層流翼型基本原理是在氣流達到接近機翼后緣升壓區(qū)之前，盡可能在更長的距離上繼續(xù)加速，就可以推遲由層流向湍流的轉捩。層流翼型是翼型發(fā)展的重要里程碑。從20世紀30年代末開始，一批空氣動力學家在理論和試驗研究基礎上提出了層流翼型設計方法。美國NACA在40年代中期發(fā)布了新的翼型族NACA1系～7系翼型，其中NACA6系層流翼型最為成功，在高速飛機上得到廣泛應用。層流翼型分別有6個系列：NACA1，NACA2，。。。，NACA6。后者常用六位數(shù)表示。如：

NACA653－218:表示6系列；當為對稱翼型、沖角為零時，最低壓力點位于50％弦長處，在升力系數(shù)為0.3附近時，翼面壓力分布較好；設計升力系數(shù)為0.2，厚度為0.18§1：空氣動力學基礎§翼型空氣動力特性第四十五頁，共五十四頁，2022年，8月28日華北電力大學風能專業(yè)課程《風力機空氣動力學》46翼型的低速繞流圖畫

NACA4412的翼型壓強分布（沖角12度）層流翼型的速度分布§1：空氣動力學基礎§翼型空氣動力特性第四十六頁，共五十四頁，2022年，8月28日低速翼型的流動特點及起動渦翼型繞流圖畫(a)00迎角繞流(b)50迎角繞流華北電力大學風能專業(yè)課程《風力機空氣動力學》§1：空氣動力學基礎§翼型空氣動力特性第四十七頁，共五十四頁，2022年，8月28日低速翼型氣動特性(c)150迎角繞流(d)200迎角繞流華北電力大學風能專業(yè)課程《風力機空氣動力學》第四十八頁，共五十四頁，2022年，8月28日翼型失速以及失速性能失速：機翼在攻角超過某個臨界值后，升力系數(shù)隨攻角增大而減小的現(xiàn)象

在攻角不太大時，機翼的升力系數(shù)CL隨攻角α的增大而直線增大，這時，機翼上邊界層基本沒有分離。但當攻角大到一定程度后，機翼的上翼面出現(xiàn)較大的分離區(qū),CL隨α增大的幅度減小，當α達到某個臨界值時，升力系數(shù)達最大值。這時攻角再增大,上翼面氣流出現(xiàn)嚴重分離，升力系數(shù)不但不增加,反而下降