轴流通风机翼型基础知识

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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空气速度大于从机翼下表面流过的空气速度。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的上升力，上下面的弧度不同造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（非工作面）上产生一个大小相等方向相反的作用力，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，使气体不断地吸入。

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，而风量越小。当攻角达到临界值时，气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，因而它所产生的能头远低于离心式风机。故一般适用于大流量低扬程的地方，属于高比转数范围。

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。

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

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、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

图8-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。