随着风能的广泛应用以及风力机技术的不断发展,风力机叶片更纤长,展弦比和叶尖速比更大,在日常运行中或极端风况下,叶片在扭转至大攻角时往往会发生“失速”现象,从而引发叶片震颤,严重时甚至可能造成叶片结构的破坏。为确保风力机运行时的安全以及性能,有必要对该现象的机理进行探究。本文采用风洞实验和数值模拟的方法对NACA 64-418翼型的失速振荡特性进行研究,主要分析了翼型在“极限环振荡”状态下的气动特性,进而得出相关结论。本文主要完成了如下工作:1、振荡翼型风洞实验。传感器记录了翼型在振荡期间的瞬时表面压力分布、瞬时俯仰角和沉浮位移等,基于测量结果分析了振荡翼型的非稳态气动特性,包括动态响应特性、“极限环振荡”周期内瞬态升力的迟滞性以及压力分布特性;2、振荡翼型流场测量。采用PIV(粒子图像测速)方法对“极限环振荡”周期内的翼型前缘区域的流场进行了可视化测量,分析了非稳态振荡翼型在振荡周期内上仰与下俯过程中的流场变化与翼型瞬时表面压力分布变化的关联;3、振荡翼型数值模拟。作为风洞实验的对照与补充,借助Fluent软件进行了瞬态数值计算,编写UDF(用户自定义函数)给定二维翼型的振荡运动,结合动网格方法模拟了翼型在大攻角工况中“极限环振荡”的气动以及流场特性。本文验证了数值方法的可行性,实验中由于“三维效应”会导致翼型实测升力偏低,振荡翼型上表面压力分布变化本质是由上仰与下俯过程中的流动演化所造成。此外,尾缘涡的脱落是造成振荡翼型的升力在大攻角失速工况中呈周期性波动的主要原因。