基本介紹
- 中文名：翼型特性
- 外文名：airfoil characteristic
- 所屬領域：航空航天
- 影響因素：前緣半徑等
- 作用：影響風輪葉片的性能
- 套用：空氣動力學理論和飛行器設計
主要參數,作用,特性,
主要參數
翼型前緣半徑的影響
前緣半徑小，則前緣處在小迎角時氣流就開始分離，附著迎角增大再附著。前緣半徑越小越易分離，最大升力係數小，但波阻也小。圓前緣翼型從後緣開始分離失速，隨著迎角增加分離前移，其失速迎角大，最大升力係數大，但超聲速波阻也大。所以一般亞聲速飛機採用圓前緣翼型，超聲速飛機採用較尖的前緣翼型。
翼型相對厚度的影響
翼型相對厚度直接影響飛機的阻力(特別是波阻)、最大升力係數、失速特性和結構重量。
相對厚度變化對亞聲速影響不大，但對超聲速阻力影響很大，對於超聲速戰鬥機相對厚度丁必須小，一般在4%～6%，如果太小會影響結構高度及機翼的可用容量。相對厚度對機翼結構重量的影響是隨丁的平方根成反比變化。最大厚度位置在弦長40%～45%處，有利於減阻。
翼型彎度的影響
彎度的確定通常是保證翼型在正常巡航速度飛行時處在設計升力係數狀態。設計升力係數是指具有最小阻力時的升力係數。最大彎度點靠前可得到高的最大升力係數，但彎度引起翼型有較大的零升力矩係數，而且隨馬赫數Ma增大而激增，造成飛機配平載荷和阻力增加，因此高速飛機一般不用有彎度的翼型。為了構造簡單，對於薄機翼往往採用機翼彎扭措施，如採用錐形扭轉來改善巡航狀態的升阻特性，增加航程，但犧牲一部分超聲速性能。
表面粗糙度的影響
翼型表面粗糙度，特別是前緣粗糙度對翼型最大升力特性有重要影響。研究表明，粗糙表面總是使最大升力係數有所減小。粗糙度對不同類型的翼型最大升力係數影響是不一樣的，對NACA 4位數字和5位數字翼型的影響要比NACA 6系列翼型大，對現代高升力翼型影響很小，對相對厚度很小的對稱翼型幾乎沒有影響。
翼型表面粗糙度是影響阻力特性的最主要因素之一，因為粗糙度使翼型表面的邊界層從層流轉捩成湍流，使摩擦阻力有很大增加。湍流邊界層的摩擦阻力與表面粗糙度有關，湍流粗糙度尺度完全大於湍流邊界層的厚度時，使湍流邊界層的阻力有更大增加。
雷諾數的影響
雷諾數對翼型性能有重要影響，是確定翼型設計指標的前提。
當雷諾數忍小的時候，前緣分離氣泡的存在、發展和破裂對雷諾數十分敏感，使最大升力係數隨雷諾數的變化可能有某種不確定性。當雷諾數較大時，翼型的最大升力係數隨雷諾數增加而增加。雷諾數對新的高升力翼型最大升力係數的影響大於經典的NACA翼型。此外，對新的高升力翼型，在Re<6×106時，最大升力係數隨雷諾數有較快的增大，Re>6 X 106以後最大升力係數隨雷諾數的增加趨於平緩。
作用
翼型特性在風輪葉片的性能及可靠性方面發揮著重要的作用。風輪葉片本質上是一束以翼型作為橫截面的有限長度，這樣可以在上風側和下風側產生壓力差，從而產生升力。葉片尖端的空隙使葉尖周圍的氣流從下側到上側流動。換句話說．葉片匕面的氣流線會偏向內側，葉片下面的氣流線會偏向外側。這種情況下片尾部的切向速度會發生跳變，然後緊貼機翼的背面會產生持續成片的旋渦流。這些成片的旋渦流被稱為尾渦。
經典空氣動力學原理表明，只要任何風環境下攻角不超過5.7°，一定強度的渦絲可以把流過翼型的氣流看作一個小的攻角。對於很小的攻角來說，這是因為氣流主要是非黏性的和可以通過線性拉普拉斯方程控制的。在這種假設下，一個翼型可以表示成一個有限強度的渦絲，三維風產生的升力可以表示成很小的攻角，這些攻角由一系列朝向展向升力分布方向的渦絲(綁定漩渦)組成。
總之，渦絲的方向和尾渦決定了葉片的性能。然而，當攻角超過5.7°時，如果旋轉葉片的科里奧利力和離心力沒有得到控制，葉片的性能就得不到提升。當存在較大攻角(大於12°)時，氣流就不能附著在翼型的表面，從而會產生湍流效應，這種效應會導致翼型的失速。空氣動力學專家指出，當攻角的大小保持在7.5°以下時，翼型的效率最高。但是，大多數的風力機設計者設計的攻角小於7.5°是另有原因的，為了避免失速及保證各種風條件下風輪的可靠性，翼型的設計和葉片的相對厚度一定要慎重考慮。保持產生最佳葉片功率時的最高相對速度需要一個推力，切向力要小於這個推力。
特性
在亞聲速流中，有限翼展機翼處於三維氣流流動之中，三維流包括渦面、下洗流場和沿著機翼表面的局部誘導速度；而在超聲速流動中卻不是這樣，沿著翼尖馬赫錐之間的機翼上的壓力與無限長的翼型上的壓力相同，在翼尖馬赫錐之間產生的渦流使壓力從翼型值降到翼尖處的零。在翼尖區域內，升力面上的平均壓力是翼型值的一半，因此，超聲速流中翼尖的影響要遠遠小於在亞聲速流中的情況。由於翼尖的影響，升力導致的阻力會略微增加，大於它的翼型值。
如果機翼採用矩形以外的平面形狀，那么，翼尖的損失就可以消除。三角形的機翼平面形狀可以達到此目的，並且可通過三角翼上的兩種可能的壓力分布進行圖解說明。這兩種可能的壓力分布取決於自由流馬赫數和機翼前緣後掠角之間的關係。
雖然自由氣流是超聲速的，但垂直於前緣的速度分量是亞聲速的。沿著前緣升力面上的壓力最大，而機翼中部的壓力急劇地下降。平均升力係數比亞聲速流中的同樣翼型要小。
在另一種分布中，機翼前緣位於冀尖馬赫錐的前方。最大的升力面上的壓力仍然存在於機翼前緣：此時，在前緣和馬赫錐之間的區域，升力面上的壓力保持為常值，達到峰值壓力；在馬赫錐內部，升力面上的壓力再次降低。但是，機翼的平均升力係數能高到同樣橫截面翼型所能達到的數值。當前緣位於馬赫錐之外時，波阻要小於翼型的波阻；當馬赫錐位於機翼前緣時，機翼的波阻達到最大值。
下面討論對三角形平面形狀進行修正帶來的影響。如果在後緣增加面積使其變成菱形平面，那么，增加部分自身的升力係數小。在此情況下，機翼的平均升力係數小於三角形平面形狀的升力係數；反之，若在後緣切掉部分面積就會得到一個箭形平面，這會增加機翼的平均升力係數。
