3.2　設計步驟

設計最初階段先要獲得吸力面和壓力面的速度分布曲線。不論是壓力面還是吸力面，阻力系數都是用來評估氣動性能的主要標準。

假設來流速度U=1，弦長c=1，則吸力面或壓力面的速度v和勢流φ的關系式表示為

吸力面的環量△φ+和壓力面的循環△φ-可表示為

根據勢流理論［49］，Δφ+和△φ-服從下面的方程

式中：C1表示升力系數；Γ代表環量。

另外，為了得到較厚的翼型，△φ+和△φ-也應該滿足以下公式

在本設計中，Δφ+的范圍為1.5～1.1，Δφ-的范圍為1.5～0.5。

對于每一個速度分布曲線，設計雷諾數為3×106，環量△φ+和△φ-都是直接給定的。

根據環量、前緣和尾緣斜度的不同，對翼型的壓力面或吸力面進行阻力系數的比較，見表3-1。表格中翼型編號的定義方式為

其中x1是環量的整數位數值，x2為環量的小數位數值，x3x4x5為前緣的傾斜度，x6x7x8為尾緣的傾斜度（斜度是用角度表示，斜度999表示斜度不受約束），n6表示是6個控制點的Bezier曲線。例如，s1p5s10s999n6，即代表x1=1，x2=5，x3x4x5=10，x5x6x7=999，即環量為1.5，前緣傾斜度10度，尾緣不指定傾斜度的翼型。

速度分布曲線對前緣和尾緣的斜度都進行了多種設定，后續會檢驗哪組斜度會得到較低的阻力系數。N/A表示在特定的設置下無法生成速度分布曲線。

本文對6種不同傾斜度曲線在環量0.5～1.5（每隔0.1設一個取值點）上的阻力系數先進行篩選和分析，由于環量為升力系數的兩倍，在坐標軸上將環量替換為升力系數（縱坐標），阻力系數作為橫坐標，可以畫出這些曲線的升阻力系數曲線，見圖3-2。從圖中可以看出，所有曲線的阻力系數都會隨升力系數提高而提高，在很寬的一段區域內，即環量在0.9～1.3之間（對應升力系數在0.45～0.65之間）時機翼曲線之間的差別并不大。

每一種環量下較低的阻力系數曲線將被選出進入吸力面或壓力面的速度分布曲線數據庫，然后兩兩配對成為翼型的一組壓力面和吸力面。應該注意的是，有些低阻力系數的速度分布曲線是波動的，可能會產生波浪形的翼型表面，這種波浪形翼型表面在氣流攻角改變時的空氣動力性能不穩定，因此應該避免選取波浪形翼型進行后續的數值模擬。篩選后的速度分布曲線見圖3-3。

得到速度分布曲線后就可以開始構建翼型平面。為了得到特定的翼型，每一次選擇兩條曲線作為壓力面和吸力面。應該注意的是，在翼型的駐點處，速度從零開始變化，但是目前的速度分布曲線中速度并不從零開始。為了解決上述問題，需要建立一對X坐標（s1%和s2%）從前緣駐點速度為零處開始過渡到曲線上來，見圖3-4。可以看到s1%和s2%分別代表吸力面和壓力面。設定好s1%和s2%后，就得到從點（0，0）開始的斜線，這條斜線能使速度分布更接近于真實的狀況。s1%和s2%的參數和翼型前緣的半徑有直接關系，對翼型的厚度有很大影響。s1%和s2%的值越大，翼型的面就越厚。對于對稱翼型，吸力面和壓力面的速度分布相同，s1%和s2%的值也相同。

得到修正后的壓力面和吸力面速度分布曲線就能導出翼型了。通常情況下，需要改善前緣曲率以得到平滑的翼型。

本次設計首先采用XFOIL［50］進行評估，該程序可以分析不同來流情況和不同攻角下的翼型流場。最大升阻比和其相應的升力系數和攻角都被記錄下來，見表3-2。

對于表3-2中的a，b和c系列翼型，將最大厚度（橫軸）與最大升阻比（縱軸）對應并繪制在同一張圖中，見圖3-5。

從圖3-5可以看出，一般情形下，隨著最大厚度的增加最大升阻比減小。a系列機翼具有最大的升阻比，但相對厚度較小。c系列機翼通常具有最大的相對厚度，但升阻比較小。一般條件下，為了保障機翼有足夠的強度和足夠的效率，需要最大的厚度和最大的升阻比，但這兩個條件是相互制約的。在具體選擇機翼外形時，從安全角度考慮，需要先滿足強度的需求。例如，由于強度需要機翼厚度不能小于某個數值，在此條件下選擇升阻力比最好的機翼外形。

根據上述分析，繪制了最大厚度所在位置與升阻比的規律關系圖，見圖3-6。

為了使風力機葉片根部的翼型順利過渡到圓形，從而能夠與輪轂順利對接，最大厚度所在位置越接近0.5越好。從圖3-6可以看出，a系列機翼在相同位置時具有更好的升阻比，也就是說在相同機翼效率時，最大厚度更接近0.5的位置幾何外形最好。而c系列的翼型幾何外形較差。

接下來可以構建翼型表面。翼型用四個數位表示，前兩位數字表示吸力面環量，后兩位數字表示壓力面環量。構建翼型表面所需要使用的速度分布曲線全部來源于圖3-3。翼型編號中的字母a，b，c代表不同厚度的翼型面：a代表厚度較小的翼型；b代表中等厚度的翼型；c代表厚度較大的翼型。幾組不同的s1%和s2%能夠形成不同厚度的翼型。例如，1580c就是以s1 p5s00s999n6（環量1.5）作為吸力面的速度分布曲線和以s0p8s10s999n6（環量0.8）作為壓力面的速度分度曲線所得到的翼型面；相比于1508a和1508b而言，1508c的翼型厚度是最大的。

對于厚翼型（翼型編號c），6個翼型形狀及其相應的壓力面和吸力面速度分布曲線和升阻力系數曲線見表3-3，實線為升力曲線，虛線為阻力曲線，此6個翼型按照最大升阻比從高到低排序。

對于中等厚度翼型（翼型編號b），6個翼型形狀及其相應的壓力面和吸力面速度分布曲線和升阻力系數曲線見表3-4，此6個翼型按照最大升阻比從高到低排序。

對于薄翼型（翼型編號a），6個翼型形狀及其相應的壓力面和吸力面速度分布曲線和升阻力系數曲線見表3-5，此6個翼型按照最大升阻比從高到低排序。