柔性叶片越来越多地用于风能中，并且随着叶片长度的增加，叶片最大弦长处的变形和载荷也增加了。定形状的形状从叶片改变为最大弦长，降低了结构设计的难度。后缘上施加较厚的轴承表面已成为一种经济高效的选择。不仅增加了叶片的拦截面积和惯性矩，而且还突出了在空气动力学方向上的更多好处。心设计的粗尾空气动力学轮廓不仅可以改善最大升力系数和升力/阻力比，而且其良好的失速性能还可以使绳索在失速区域的最大位置处长期运行，从而达到运作良好。压力梯度反转到最厚点，以延迟或阻止气流分离，并在后缘的后缘处形成由边界层形成的自适应尖端的后缘，因此气流始终附着在型材表面，从而改善了空气动力学性能。种性能以及对后缘增厚的修改成为空调存储单元机翼发展的趋势。
　　文探讨了荷兰德尔福大学开发的DU40空气动力学轮廓的一些修改：后缘的厚度是原始空气动力学轮廓的两倍，以获得更好的空气动力学性能和良好的抗阻力性。构载荷。文对DU40轴承表面做了四个不同的修改，包括厚度分布曲线，旋转刚性表面的上下圆弧，轴承表面两侧厚度的对称增加。承表面和后缘的直接切口。四个不同的改进中，使用Xfoil软件计算了数百个新的空气动力学轮廓，并计算了空气动力学轮廓的空气动力学性能，从而使机翼具有出色的性能和结构特征。型在本文中，比较了不同的修改方法，以获得了一种修改轴承表面的好方法，该方法在修改过程中使用的指数幂等于1、2、3、4和6的表面指数函数。算性能是为了获得更好的功率价值并减少将来升级时的工作量。Xfoil是一个交互式程序，旨在设计和分析亚音速飞机的独立空气动力学曲线。可以在现有轴承表面上执行粘性或非粘性流动分析，从而实现自由过渡或强制过渡，过渡气泡分析和干扰压缩校正。了计算最大升力系数外，它还可以预测升力和阻力。关在钝尾边缘上处理Xfoil的信息，请参阅“ Drla钝端边缘的完整层限制公式”。片最大弦长的雷诺数在2E6至6E6之间，在大多数运行时间中雷诺数为4E6，因此为4E6，爬升阻力系数并测试了由空气动力学曲线DU40计算的有效测试。升阻力系数的比较更准确，失速角的预测更准确。失速之前，最大升力系数误差为±10％，其中Xfoil对升力系数10的估算较高，而对阻力系数的估算较低。

　　
　　于升力/阻力比对叶片的整体空气动力效率有很大的影响，因此升力/阻力比是本文件的主要参考目标，对空气动力负荷也有一定的影响。改厚度曲线的方法是通过指数函数来改善吸力方向和压力的支承面，从而可以平滑地修改原始支承面，从而获得可以在狭窄的轴承区域内获得所需的轴承表面，并且可以分度。动选择功率以获得各种新的空气动力学特性。中：n = 1、2、3、4、5，b表示后缘的增加的厚度，C表示弦的长度，xt表示厚度变化的起始位置，而λ表示厚度的百分比相对于可变厚度的上机翼。于可变的厚度分布曲线，x是最大厚度（链条的30％），链条的60％，链条的80％，后缘的厚度是链条厚度的两倍。始且λ等于10、8、2、0。们使用上面的公式修改DU40的空气动力学曲线，然后计算其空气动力学性能，以选择出色的新空气动力学曲线。过计算，得出以下结果：（1）当λ= 0、2、8、10，xt = 0.3时，初始空气动力学曲线的升阻比增加，而当n = 5时，阻力系数增加。梯更好。着n值的减小，阻力比曲线也开始减速，并且最大阻力比依次减小。（2）当λ= 0、2，xt = 0.6、0 8和n = 5时，提升阻力更好，此时，提升/阻力比最大。着n值的减小，升力/阻力比曲线也开始变化。慢，最大升力/阻力比依次减小。（3）当λ= 8、10，xt = 0.6、0.8和n = 1时，升力阻力较好，最大升力/阻力比较小，升程阻力较大。击角度广。过计算，将三个性能良好的新型材的剥离强度比与原始型材的剥离强度比进行了比较。λ= 10时，轮廓会产生高升力/阻力比以及较大的迎角，从而提高轮廓的性能。类型修改还可以改善翼型在吸力表面的后缘方向上的失速性能。择了三种类型的维修，拖拽比曲线非常出色，xt = 0.3，冷库安装n = 5，xt = 0，n = 1，xt = 0.8，n = 1。1示出了当叶片在绳索的0.6℃位置时，吸力表面的后缘线性地变厚以获得最佳的升力/阻力比。大升力/阻力比得到了极大的提高，在失速区域也可以产生更好的升力阻力特性。对提高十个刀片的功率具有积极影响。
　　性旋转轴承表面的两个圆弧，轴承表面的吸力和压力表面的曲线分布都被修改，包括轴承表面的最大厚度。图3所示，机翼的升力/阻力比得到了极大的改善，并且在大迎角下也提供了更好的性能。
　　生最大翼型升力/升力比的迎角不变。中：n = 1、2、3、4、5，b表示后缘的增加的厚度，C表示弦的长度，xt表示厚度变化的起始位置。于可变厚度分布曲线，xt是最大厚度（链位置的30％），链的60％和链的80％在边缘厚度处的修饰量是原来的两倍。漏。

　　们使用上述方法修改了DU40的轴承表面并计算了其空气动力学性能。算后，当xt = 0.3时，取n = 5；当xt = 0.6时，取n = 1;当xt = 0.8时，取n = 1，选择三个出色的轮廓，请参见图5，当xt = 0.6时，冷库安装将具有更好的升力/阻力比。割到轴承表面的绳索长度为0.95 *，后缘的厚度是原始厚度的两倍。获得标准的轴承表面，切割后的轴承表面沿以下方向扩大的绳子。改了刀片的最大厚度位置，厚度分布和外倾角分布。割后，刀片在后缘位置附近变化很大，并且刀片的曲率减小，这样截面的结构力分布更加均匀。据图7，切割后的轴承表面的升力阻力大于原始轴承表面的升力阻力，但是该曲线是适度的，并且对于气动性能低的叶片也是理想的。索的最大位置。角优于原始叶片的升力/阻力比曲线。过计算，选择了两种具有优异空气动力学性能的空气动力学表面作为中间弧的对称增加和厚度分布曲线的变化的依据，然后通过比较两种空气动力学表面的变化来确定空气动力学表面。种修改模式。
　　以看出，为了改变支承面，改变厚度分布曲线可以得到更好的支承面分布，这可以使吸力面的后缘变厚。改善压力方向的形状。n = 1时，该性能可以实现更好的分布。
　　了改变厚度分布曲线，在不改变施加在电弧上的压力的形状的情况下使翼型的吸入表面的后缘变厚，从而获得更有效的支承表面。xt = 0.6时，修改后的轮廓具有最佳的空气动力学性能。选择指数函数进行修改时，n的值将根据修复类型的起始位置进行修改：当n = 5或n = 1时，修改后的刀片的性能会更好。了改变刚性旋转轴承表面，可以提高翼型的空气动力学性能。了修改中弧线两侧的对称厚度增加，通常还可以增加叶片的空气动力学性能。xt = 0.6时，修改后的轮廓具有最佳的空气动力学性能。割的直接切割方法降低了切割的空气动力学轮廓的空气动力学性能。
　　种类型的修改具有显着的最大厚度的位置，外倾的分布和翼型件的厚度的分布，这对于修改已经非常好的轴承表面是不利的。
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