Эффективность ветротурбины определяется как отношение мощ­ности PD, отбираемой на нагрузку, к располагаемой мощности ветрового потока (в некоторых случаях PD относят к полной мощности ветрового потока (I/2ри3)). Отсюда эффективность ветротурбины

Л = ^. (17)

В хорошо спроектированных ветротурбинах эффективность достигает значе­ния 0,7.

13.2. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ПРОФИЛИ

Крылья самолета, лопасти вертолета, поверхности хвостового оперения ракет, лопасти пропеллера — все это примеры аэродинамических про­филей. Аэродинамические профили должны обладать большой подъемной силой и небольшим коэффициентом сопротивления.

На рис. 13.10 показано сечение аэродинамического профиля. Линия АА' называется хордой профиля. Видно, что на рисунке участок профиля над хор-

дой отличается от участка под ней. Такие профили называются несимметричными. В симметричных профилях через хорду про­ходит секущая плоскость, разделяющая профиль на два симметричных участка над ней и под ней. При обтекании профиля потоком на него действует аэродинами­ческая сила, которую можно разделить на две составляющие: подъемную силу и силу сопротивления. Подъемная сила действует на профиль перпендикулярно направле­нию скорости натекания потока v. Сила сопротивления совпадает с направлени­ем вектора скорости натекающего потока. Эти силы обычно обозначаются pL и pD соответственно. Угол между направлением скорости натекающего потока и хордой профиля а называется углом атаки.

Для каждого профиля значения сил pL и pD определяются экспериментально при продувке в аэродинамических трубах. Рассматриваемые давления соотно­сятся со значением динамического давления ( I /2ргй, поэтому можно выделить коэффициенты пропорциональности CL (коэффициент подъемной силы) и CD (коэффициент сопротивления):

PL = pv2CL, (18)

_ 1 2^-1
Pd - ~^PV Cd •

Эти коэффициенты зависят от угла атаки1), и для каждого профиля существуют соответствующие таблицы, устанавливающие их зависимости от угла атаки. В США создана база данных характеристик профилей NACA (предшественник NASA). В Германии аналогичная база разработана для профилей Gottingen. Для само­летов наибольший практический интерес представляют значения аэродинамиче­ских коэффициентов при малых углах атаки. Однако для некоторых профилей табличные данные составлены для полного диапазона углов атаки (от нуля до 360°). На рис. 13.1] представлена зависимость аэродинамических коэффициен­тов CL и CD от угла атаки для профиля Gottingen 420.

Заметим, что у данного профиля подъемная сила возникает даже при не­больших отрицательных углах атаки. При нулевом угле атаки подъемная сила этого профиля в 16 раз больше силы сопротивления. Максимальное значение коэффициента подъемной силы имеет место при угле около 15°. При даль­нейшем увеличении угла атаки подъемная составляющая действующей силы уменьшается, а сила сопротивления, наоборот, увеличивается. Причиной по­явления подъемной силы является уменьшение давления на спинке профиля и его увеличение под ним.

Зависимость аэродинамических коэффициентов от скорости натекающего на профиль потока и его свойств определяется числом Рейнольдса.

В действительности эти коэффициенты зависят еще от числа Рейнольдса Re и от относи­тельного удлинения AR, которое будет определено позже.