其中，αAS 為失速開始時的攻角，CD,s 是攻角為αAS 時的阻力系數，CL,s 是攻角為αAS 時的升力系數，CD,max 為失速區域最大阻力系數,μ=r/R。
　　由于制造工藝的要求，葉片的相對厚度一般是單調變化的。因而所選的幾種翼型只是葉片中的幾個截面，而大部分截面則為這些翼型之間的過渡翼型。因此，確定過渡翼型的氣動特性和幾何外形在葉片設計中十分重要。可以采用基于厚度加權的過渡翼型計算方法。采用翼型坐標數據沿厚度的線性平均，過渡翼型的坐標數據為：y=y2 (t-t1)/(t2-t1)+y1(1-(t-t1)/(t2-t1))
　　其中t2 和t1 分別為所選過渡翼型兩側的設計翼型的截面相對厚度（實際厚度與弦長之比），且t2>t1，y2 和y1 分別為過渡翼型兩側的設計翼型的坐標數據或氣動數據，y 為計算得到的過渡翼型的坐標數據或氣動數據。圖3 為相對厚度為0.165 的過渡翼型外形，由圖4 可以看出，插值計算結果與Xfoil 計算結果非常接近。因此，能夠用設計翼型截面的數據插值得到過渡翼型的截面幾何形狀和氣動數據。

圖3過渡翼型幾何坐標

圖4 過渡翼型氣動特性實際計算結果與差值計算結果對比

　　2.3 翼型設計點的選擇
　　通常認為翼型設計點選擇在升阻比最大的位置，而對于多翼型設計而言，設計結果要兼顧幾何連續性等方面的要求。這里討論選取不同的設計點對葉片設計結果的影響。
　　A. 單翼型葉片設計
　　取NACA 63-618 翼型做單翼型的葉輪設計，風輪直徑取R=26.6m，設計葉尖速比為7。