圖5 翼型不同設計點的弦長分部

表1 NACA 63-618在雷諾數(shù)3*106的部分氣動數(shù)據(jù)

　　從表1 中可以看到，最大升阻比處于攻角為5°的位置，此時CL=1.0733，升阻比=167.7。對比設計了取4°、5°、6°為設計攻角時的葉片外形和氣動特性，對應的升力系數(shù)分別為0.963、1.0733、1.1725，升阻比分別為160.5、167.7、158.45。圖5 為設計的弦長對比，隨著升力系數(shù)的增加，葉片弦長變窄。圖6 為設計的葉片功率系數(shù)曲線，從圖中可以看出，當設計點小范圍的偏離最大升阻比時，最大功率系數(shù)變化很小，而功率系數(shù)平穩(wěn)性隨著升力系數(shù)的降低而增加。由此得出結(jié)論：可以在偏離最佳升阻比的升力系數(shù)減小方向取設計點，從而通過適當增加弦長達到功率曲線更加平穩(wěn)的目的。同樣，也可以在偏離最佳升阻比的升力系數(shù)增加方向取設計點，從而能夠在保證最大功率系數(shù)沒有大幅降低的同時減小葉片的尺寸，但功率系數(shù)曲線頂部平緩度變差。

圖6 翼型不同設計點的風輪功率系數(shù)曲線

圖7 按不同翼型最佳升阻比設計的葉片弦長分布