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轴流通风机翼型基础知识培训轴流式风机得名于流体从轴向流人叶轮并沿轴向流出其工作原理基于叶翼型理论：机翼型理论：飞机机翼的横截面（机翼的截面形状都为三角形）的形状使得从机翼上表面流过的 的空气速度这样机翼上表面所受空气的压力就小于机翼下表面所受空气压力这个压力差就是飞机 成它们产生的气压不同，所以产生了向上的升力工作原理：气体以一个攻角进入叶轮，在翼背（工作面）上产生一个升力，同时必定在翼腹（非 向相反的作用力，使气体排出叶轮呈螺旋形沿轴向向前运动与此同时，风机进口处由于差压的作用 对动叶可调轴流式风机，攻角越大，翼背的周界越大，则升力越大，风机的压差就越大，而风量 体将离开翼背的型线而发生涡流，导致风机压力大幅度下降而产生失速现象轴流式风机中的流体不受离心力的作用，所以由于离心力作用而升高的静压能为零，因而它所产 一般适用于大流量低扬程的地方，属于高比转数范围I. .< I i dJETT片」IH，i -iSflO"OO"KHih!-3JOG-iJtiKIMfT曲旷H.5^1HMCttcny.J41K>O3第一章 通风机中的伯努利原理和翼型升力第一节 伯努利原理图1-两张纸在内外压强差作用下靠拢飞机机翼地翼剖面又叫做翼型，一般翼型的前端圆钝、后端尖锐，上表面拱 起、下表面较平，呈鱼侧形。

前端点叫做前缘，后端点叫做后缘，两点之间的连 线叫做翼弦当气流迎面流过机翼时，流线分布情况如图 2原来是一股气流， 由于机翼地插入，被分成上下两股通过机翼后，在后缘又重合成一股由于机 翼上表面拱起，是上方的那股气流的通道变窄根据气流的连续性原理和伯努利 定理可以得知，机翼上方的压强比机翼下方的压强小，也就是说，机翼下表面受 到向上的压力比机翼上表面受到向下的压力要大，这个压力差就是机翼产生的升 力图2-气流从机翼上下方流过的情况通风机叶片翼剖面又叫做翼型，一般翼型的前端（进气）圆钝、后端尖锐， 上表面拱起、下表面较平，呈鱼侧形前端点叫做前缘，后端点叫做后缘，两点 之间的连线叫做翼弦当气流迎面流过机翼时，流线分布情况如图2原来是一股 气流，由于机翼地插入，被分成上下两股通过机翼后，在后缘又重合成一股 由于机翼上表面拱起，是上方的那股气流的通道变窄根据气流的连续性原理和 伯努利定理可以得知，机翼上方的压强比机翼下方的压强小，也就是说，机翼下 表面受到向上的压力比机翼上表面受到向下的压力要大，这个压力差就是机翼产 生机翼产生升力的原理，公认的说法是大气施加与机翼下表面的压力（方向向 上）比施加于机翼上表面的压力（方向向下）大，二者的压力差便形成了飞机的升 力。

飞机向前飞行得越快，机翼产生的气动升力也就越大向个壺血的压骚卷产生甸上的升力甲LK下蹇舶弐漲推慨粗，说罡楼，匝幔建图3-气流从机翼上下方流过情况英国剑桥大学教授 Holger Babinsky 研究发现，现有的解释可能是重 要的误解他用最简单的办法来重新诠释，录制了这个一分钟的视频从气 流的形状来看，机翼上下表面的压力差与曲面的形状有关，较为弯曲的表面 能产生较高的压力这也是为什么操纵帆船时，只需略微弯曲船帆就能改变 速度简单说，机翼的升力应该与曲率相关，而不是（行驶）距离图4-气流从机翼上下方流过视频截图第二节 翼型各部分名称"ZL.中加线劭馮电 s卵m城距禺——Kii iiUL 图5-翼型的各部分名称翼型的各部分名称如图 5 所示翼弦是翼型的基准线，它是前缘点同后缘点的连线中弧线是指上弧线和下弧线之间的内切圆圆心的连线中弧线最大弯度用中弧线最高点到翼弦的距离来表示在一定的范围内，弯 度越大，升阻比越大但超过了这个范围，阻力就增大的很快，升阻比反而下降 中弧线最高点到翼弦的距离一般是翼弦长的4%〜8%中弧线最高点位置同机翼上 表面边界层的特性有很大关系翼型的最大厚度是指上弧线同下弧线之间内切圆 的最大直径。

一般来说，厚度越大，阻力也越大而且在低雷诺数情况下，机翼 表面容易保持层流边界层因此，高速高压力采用较薄的翼型翼型最大厚度一 股是翼弦的 6%、8%翼型最大厚度位置对机翼上表面边界层特性也有很大影 响翼型前缘半径决定了翼型前部的“尖”或“钝”，前缘半径小，在大迎角下 气流容易分离，使风机的稳定性变坏易喘振，前缘半径大对稳定性有好处，但阻 力又会增大第三节 翼型种类常用翼型有对称、双凸、平凸、凹凸等几种，如图 6 所示图6-常用的通风机翼型对称翼型的中弧线和翼弦重合，上弧线和下弧线对称这种翼型阻力系数比 较小，但升阻比也小常用有NACA65010系列、C4翼型属叶栅翼型，一般用 于高压力轴流风机（超音速）导叶双凸翼型的上弧线和下弧线都向外凸，但上弧线的弯度比下弧线大这种翼 型比对称翼型的升阻比大一般为NACA四位数系列、NACA65系列翼型与GA（W）， 属孤立翼型，一般用于低压力轴流风机（亚音速）平凸翼型的下弧线是一条直线这种翼型最大升阻比要比双凸翼型大凹凸 翼型的下弧线向内凹入这种翼型能产生较大的升力，升阻比也比较大代表有 RAF 6E、CLARK Y、葛廷根与LS翼型属孤立翼型，通风机中应用较多。

凹凸翼型的下弧线向内凹入这种翼型能产生较大的升力，升阻比也比较大 常用有前苏联-上-二、F族翼型属叶栅翼型，一般用于高压力轴流风机（超 音速）动叶及导叶平板和圆弧板翼型，由德国葛廷根大学提出属孤立翼型，适用于简单结构 的低成本、低效率轴流风机第四节 失速原理图7-气流在机翼上表面分离机翼迎角较小的范围内，升力随着迎角的加大而增大但是，当迎角加大到某个值时，升力就不再增加了这时候的迎角叫做临界迎角当超过临界迎角 后，迎角再加大，阻力增加，升力反而减小这现象就叫做失速产生失速的原因是：由于迎角的增加，机翼上表面从前缘到最高点压强 减小和从最高点到后缘压强增大的情况更加突出当超过临界迎角以后，气流在 流过机翼的最高点不多远，就从翼表面上分离了，在翼面后半部分产生很大的涡 流见图 7，造成阻力增加第五节 人工扰流方案要推迟失速的发生，就要想办法使气流晚些从机翼上分离机翼表面如果是 层流边界层，气流比较容易分离；如果是絮流边界层，气流比较难分离也就是 说，为了推迟失速，在机翼表面要造成絮流边界层一般来说，雷诺数增大，机 翼表面的层流边界层容易变成絮流边界层第二章 机翼阻力擦阻力：当空气流过机翼表面的时候，由于空气的粘性作用，在空气和机翼表面 之间会产生摩擦阻力。

如果机翼表面的边界层是层流边界层，空气粘性所引起的 摩擦阻力比较小，如果机翼表面的边界层是紊流边界层，空气粘性所引起的摩擦 阻力就比较大为了减少摩擦阻力，可以减少模型飞机同空气的接触面积，也可以把模型飞 机表面做光滑些但不是越光滑越好，因为表面太光滑，容易保持层流边界层， 而层流边界层的气流容易分离，会使压差阻力大大增加压差阻力：一块平板，平行于气流运动阻力比较小，垂直于气流运动阻力比较大， 如图 9 所示因为这种阻力是由于平板前后存在压力差而引起的，所以，我们把 这种阻力叫做压差阻力如果进行进一步的研究，可以看到，产生这个压力差的 根本原因还是由于空气的粘性垂玄故遺图9-平板的压差阻力压差阻力同物体的形状，物体在气流中的姿态以及物体的最大迎风面积等有 关，其中最主要的是同物体的形状有关如果在那块垂直于气流的平板前面和后 面都加上尖球形的罩，成为流线型的形状，见图 10，它的压差阻力就可大大减 小，有的可减小 90％所以，一般模型飞机的部件都采用流线型的在通常的情况下，机翼的阻力主要就是压差阻力和摩擦阻力它们的和几乎 就是总的阻力，叫做翼型阻力但是，这两种阻力在总阻力中所占的比例随物体 形状的不同而有所变化。

对于流线型好的物体摩擦阻力是主要的，对于流线型不 好的物体，压差阻力是主要的,如图 10凤阴力丄前流线型 阻力亠嚴后流线壁图 10-采用流线型可减小阻力l_T二1 -M1。