基本介紹
- 中文名：鈍後緣
- 外文名：blunt trailing edge
- 定義：機翼後緣曲度大
- 套用：風力機葉片內側翼型
- 一級學科：航空科技
- 二級學科：航空器
研究背景,鈍後緣修型,直接截斷法,對稱增加厚度的修形,
研究背景
在風力機葉片分析和設計中，葉片展向使用翼型的空氣動力學特性是葉片分析和設計的重要參數，其準備通常是葉片設計準備階段花費時間最多的也是最困難的部分；氣動數據的準確性和完備性對葉片設計具有重要的意義，一般認為風輪載荷和性能估計中最大的誤差源自翼型氣動數據的誤差。
近年來，為改進厚翼型的氣動性能和結構效率，研究者提出了鈍後緣翼型的概念並發展了一系列的鈍後緣翼型，這類翼型表現出良好的氣動和結構方面的優點。在結構方面，這類翼型與最大厚度相同的翼型相比增加了截面面積和慣性力矩；氣動方面，鈍後緣增加了翼型的最大升力係數和升力線斜率，並減小了對前緣粗糙的敏感度。這些優點可以使一部分壓力恢復發生於尾跡部分，因此減小了上表面的逆壓梯度，從而減緩了附面層分離的趨勢，對光滑和粗糙翼面均提高了升力特性。
但是這類翼型的設計和套用還需要進一步的研究。首先，關於這類翼型的公開發表的實驗數據很少，且雷諾數低，而實際大型風力機翼型工作雷諾數在106～ 107之間；其次這類翼型的升力性能提高的同時，阻力成倍的增長，隨之而來的是升阻比的顯著減小；第三由於翼型後緣的渦脫落使流動表現為非定常；第四，沿鈍後緣的葉片表面的旋轉效應對鈍後緣翼型性能影響也需要進一步研究。
國外對此類翼型的研究較早，並已經使用於實際的葉片設計中；而國內對這類翼型的研究較少：沒有公開發表的實驗結果，多為基於商業軟體的數值計算，且一般其後緣厚度較小，在2%弦長左右；而實際厚度有時達到20%～ 50%。
鈍後緣修型
在鈍後緣翼型被提出後，陸續有人研究了鈍後緣的修型對氣動性能的影響。當前主要的修形方法有直接截斷的方法、Standish K J和van Dam C P發展的對稱加厚的方法等。
直接截斷法
在鈍後緣翼型研究初期，主要是使用直接截斷的方法來設計。Hoemer由Gö-490翼型使用截斷方式的修形翼型進行了風洞實驗研究。結果看出隨後緣厚度的增加帶來可觀的最大升力係數提高；但修形翼型與基本翼型可比性差，難以顯式地表明鈍後緣厚度對修形的氣動性能的影響。
對稱增加厚度的修形
為了研究鈍後緣厚度對翼型修形的影響，Standish KJ等提出了在不改變基本翼型最大厚度和中線分布的前提下對稱增加厚度的方法，所增加的厚度使用冪函式分布，以保證修形後外形的光順。
