由于葉片前緣損壞對(duì)流經(jīng)葉片表面的氣流影響很大，現(xiàn)通過(guò)氣流流動(dòng)狀態(tài)表述、葉片前緣損壞后的葉片性能數(shù)值模擬計(jì)算以及發(fā)生性能變化的原因解析三個(gè)方面來(lái)解析此問(wèn)題。
　　1.葉片表面氣流流動(dòng)
風(fēng)機(jī)葉片是風(fēng)力發(fā)電機(jī)最重要的部件之一，風(fēng)機(jī)葉片的性能直接決定了風(fēng)機(jī)性能。葉片是由一個(gè)個(gè)不同的翼型單元組合而成：衡量翼型性能的參數(shù)主要有三個(gè)：升力系數(shù)（Cl）、阻力系數(shù)（Cd）以及力矩系數(shù)（Cm），三者分別隨著攻角以及雷諾數(shù)的變化而變化。在此，需要明確幾個(gè)定義：
　　a)翼型：葉片沿弦長(zhǎng)方向的橫截面外形。
　　b)攻角：流來(lái)流方向與葉片翼型弦長(zhǎng)方向的夾角。
　　c)雷諾數(shù)：表征流體流動(dòng)狀態(tài)的參數(shù)，為慣性力與粘性力之比，即Re=ρvd/η。其中v、ρ、η分別為流體的流速、密度與黏性系數(shù)，d為一特征長(zhǎng)度，對(duì)葉片來(lái)講，即為葉片各個(gè)截面的弦向長(zhǎng)度。
　　d)附面層：低粘性流體（水、空氣等）沿固體表面流動(dòng)時(shí)，在高雷諾數(shù)時(shí)，附著于固體表面的一層流體稱為附面層。
　　在正常攻角范圍內(nèi)，翼型的升力系數(shù)和阻力系數(shù)會(huì)隨著攻角的增大而增大，而力矩系數(shù)基本保持不變。超過(guò)一定的攻角（所謂臨界攻角）后，翼型吸力面氣流開始開始大面積分離，導(dǎo)致升力系數(shù)逐漸減小，阻力系數(shù)急劇增大。翼型開始下降。在設(shè)計(jì)風(fēng)機(jī)葉片時(shí)，為了追求最大的功率系數(shù)（Cp），需要用升力系數(shù)和阻力系數(shù)的比值（即升阻比Cl/Cd）來(lái)進(jìn)行設(shè)計(jì)。
　　氣流在流經(jīng)葉片翼型表面的過(guò)程中，依照攻角的不同，會(huì)在前緣位置形成駐點(diǎn)，理論上駐點(diǎn)處氣流的流速為0，氣流在駐點(diǎn)處分離成兩股氣流，一股流過(guò)葉片翼型壓力面經(jīng)后緣流入大氣，另一股氣流則流過(guò)葉片吸力面，從后緣流入大氣。隨著攻角的增大，駐點(diǎn)位置逐漸偏向葉片壓力面，氣流在吸力面的流通距離增加。低靜壓區(qū)的面積增大，葉片翼型的升力系數(shù)增大，阻力系數(shù)小幅增大。但同時(shí)翼型吸力面后緣部分由于氣流分離所產(chǎn)生的渦流區(qū)也在不斷擴(kuò)大。當(dāng)攻角增大到一定程度時(shí)，升力下降，阻力急劇上升，此時(shí)翼型及進(jìn)入失速狀態(tài)。上述為翼型性能隨攻角變化的描述。
　　2.數(shù)據(jù)仿真計(jì)算
　　依照葉片前緣損壞后的外形，在數(shù)值模擬中對(duì)葉片前緣進(jìn)行不規(guī)則的改變，來(lái)驗(yàn)證葉片前緣損壞后以及修補(bǔ)后性能的變化。下圖二為計(jì)算時(shí)參考的葉片前緣損傷表征圖：

                              圖2 葉片前緣損傷表征圖

為了驗(yàn)證葉片前緣損壞對(duì)風(fēng)機(jī)葉片性能的影響，我們以NACA64XXX翼型為基準(zhǔn)進(jìn)行數(shù)值模擬，該翼型被廣泛應(yīng)用于風(fēng)機(jī)葉片靠近尖部的區(qū)域，分別計(jì)算葉片翼型在前緣損壞前后的升力系數(shù)與阻力系數(shù)的變化。同時(shí)考慮到風(fēng)機(jī)葉片翼型正常工作時(shí)攻角維持在4°~8°范圍內(nèi)，因此，數(shù)值模擬分析集中在此攻角范圍內(nèi)。具體數(shù)值模擬情況如下表1：

 表1 前緣損壞前后升力系數(shù)與阻力系數(shù)變化
　　由上述表格中我們可以看出在攻角4°~8°范圍內(nèi)，4°攻角下，前緣損壞前后，升力系數(shù)和阻力系數(shù)幾乎不變。在攻角為5°~8°時(shí)，前緣損壞后的翼型升力系數(shù)較損壞前下降，阻力系數(shù)上升，且隨著攻角的增加，性能下降的更為明顯。在攻角為8°時(shí)，升力系數(shù)下降了3.7%，阻力系數(shù)上升了25.6%，升阻比幾乎下降了25%。