一种大型水平轴风力机叶片翼型族制造技术

本发明专利技术属于水平轴风力机翼型设计领域，具体涉及大型水平轴风力机叶片翼型族，共包括5个翼型，每个翼型由前缘、尾缘、吸力面和压力面组成，其特征在于：所述翼型的相对厚度依次分别为0.15、0.18、0.21、0.25及0.30，相邻各翼型彼此光滑衔接；所述翼型的相对弯度依次分别为4.86％、5.11％、4.28％、3.38％及2.85％；所述翼型都有钝尾缘，其尾缘的相对厚度依次分别约是：0.30％、0.45％、0.60％、1.25％及2.0％；所述翼型均采用了S型压力面后加载，对于后加载的S型压力面，其各翼型的压力面与其弦线有二个交点，距前缘较近的交点距翼型前缘在60％～90％C之间。比现有对照翼型有更高的升阻比，更大的升力系数，可接受的粗糙度敏感性，且与现有对照翼型比较可以在更大的攻角范围内取得高升阻比。

【技术实现步骤摘要】
一种大型水平轴风力机叶片翼型族
本专利技术属于水平轴风力机翼型设计领域，具体涉及高雷诺数下工作的MW级以上大型风力机叶片中部和外侧翼型的大型水平轴风力机叶片翼型族。
技术介绍
叶片是风力机捕获风能以进行能量转换的核心部件，而翼型则是叶片最关键的组成要素，翼型的气动性能决定了风力机的输出功率和功率系数，影响叶片及相关部件的结构和载荷，从而影响风力机的制造成本、性价比和市场竞争力。目前风力机的发展趋势是向着超大型、海上风力机发展，低风区风力机的研发也竞争激烈。在现有技术基础上，其风力机的尺寸必然越做越大，目前Vestas海上8MW风力机直径已经超过164m；须知，风力机的功率正比于其叶轮半径的2次方，而叶片质量及成本却正比于其半径的2.4次方，即随着输出功率的继续增加，风力机载荷及成本比其收益增加更快，可见风力机单台功率增加已经接近瓶颈了。未来的出路在哪里？关键技术之一还是从最能影响风力机捕风能力的叶片翼型入手，从叶片创新设计新概念，也即新翼型的创新设计入手。一直以来，风力机一度采用NACA-系列航空翼型，发现它们对风力机并不适合后，人们陆续转向研发风力机专用翼型，最著名的如荷兰的DU-系列翼型，瑞典的FFA-系列翼型，美国的S-系列及丹麦的Risф系列翼型等；我国的西工大、北航、中科院热物理所及重庆大学等都曾先后分别开发出了各自的风力机翼型族，它们的性能都比其对照翼型有不同程度的提高。但是无论哪种翼型，其相对弯度均很小(＜4％)，这极大地限制了风力机做功潜能的发挥。风力机(windturbine)原意“风力涡轮”，与飞机发动机中的“燃气涡轮”本是同宗，而在发动机中一级涡轮可以带动多级压气机(类同螺旋桨)，可见单级涡轮的做功能力远比单级压气机大得多！涡轮与压气机叶型的根本差别在于其弯度不同，涡轮叶型的弯度比压气机的大得多！因此凡是增加翼型弯度的措施都有可能提高风力机的功率；本专利技术人曾在2005年提出了风力机“大弯度(涡轮化)翼型”的概念。现有的风力机专用翼型，特别是叶片外侧翼型，需要满足以下几点要求：(1)有尽可能高的升阻比，以提高其功率系数；(2)有尽可能高的升力系数，以减小叶片设计弦长，减小叶片重量和结构载荷以及生产成本等，而这二点由于现有翼型的弯度太小等原因而难于满足；(3)在大型风力机情况下，风剪切的影响显著，使得叶片翼型在不同运行高度时的尖速比λ变化大而频繁，工作攻角α变化范围加大，甚至变化2°以上，特别是在阵风条件下，攻角的变化会更大！许多现有翼型的升阻比曲线呈尖峰型，因而高性能工作攻角范围偏窄，尽管设计(尖速比λ)条件下尚可有较高性能，但(在非设计状态，例如风剪切或阵风)运行中很容易偏离这个本来很窄的高性能工作攻角范围使气动性能急剧下跌；(4)由于翼型适应攻角范围偏窄，则对风力机的控制系统要求很高，例如叶片变桨机构的反应能力不能实时跟随风况的变化，再好的翼型设计性能也会由于滞后的变桨(控制)能力而难以实现。因此开发一种有平坦的升阻比曲线，即在更宽的攻角范围内有更高升阻比、更大升力系数、有较低的粗糙度敏感性的翼型族非常必要。
技术实现思路
本专利技术所要解决的技术问题在于提供一种大型水平轴风力机叶片翼型族，比现有对照翼型有更高的升阻比，更大的升力系数，可接受的粗糙度敏感性，且与现有对照翼型比较可以在更大的攻角范围内取得高升阻比，即有更平坦的升阻比-攻角曲线，以此保证风力机在风况随时变化的非设计状态下有更好的性能本专利技术是这样实现的，一种大型水平轴风力机翼型族，共包括5个翼型，每个翼型由前缘、尾缘、吸力面和压力面组成，所述翼型的相对厚度依次分别为0.15、0.18、0.21、0.25及0.30，相邻各翼型彼此光滑衔接；所述翼型的相对弯度依次分别为4.86％、5.11％、4.28％、3.38％及2.85％；所述翼型都有钝尾缘，其尾缘的相对厚度依次分别约是：0.30％、0.45％、0.60％、1.25％及2.0％；所述翼型均采用了S型压力面后加载，对于后加载的S型压力面，其各翼型的压力面与其弦线有二个交点，距前缘较近的交点距翼型前缘在60％～90％C之间。本专利技术相对厚度分别为0.15、0.18、0.21、0.25及0.30的5个翼型，适用于大型风力机叶片的外侧和中部，通常在叶片半径的40％以上，而且随着半径的增加，翼型厚度越来越薄；相邻各翼型几何相容，彼此光滑衔接，保证叶片制造的工艺性及翼型性能的发挥。本专利技术的每个翼型比现有对照翼型有更高的升阻比，更大的升力系数，可接受的粗糙度敏感性，且与现有对照翼型比较可以在更大的攻角范围内取得高升阻比，即有更平坦的升阻比-攻角曲线，以此保证风力机在风况随时变化的非设计状态下有更好的性能，同时在现有控制系统(如叶片变桨机构)反应能力的情况下，尽量保证叶片在高性能区工作，并使得使用本专利技术翼型族的风力机叶片重量更轻，载荷更小，风力机的功率系数更高，输出功率更大，更稳定，生产成本降低。为实现上述目标，本专利技术针对上述翼型族中各个翼型，均采取了比现有对照翼型更大的相对弯度，特别是相对厚度为0.15、0.18及0.21弦长的翼型，其弯度均大于4％，分别约为4.86、5.11和4.28，即所谓“大弯度翼型”。根据上述基本理念，本专利技术分析了大量已有翼型的基本性能及其优缺点，使用基于Xfoil(由美国MIT开发的基于粘性-无粘迭代的涡面元方法的软件，在亚声速失速前状态下的翼型计算具有足够的精度)的ProfiliPro软件构造新的翼型，包括相对弯度的大小及位置变化、相对厚度大小及位置的变化、前缘半径及尾缘厚度的变化等，并在Re＝1e6、3e6及5e6工况下进行光滑及粗糙条件下的性能计算，最终用RFOIL软件(由DUT、ECN及NLR合作开发的Xfoil软件的扩展版，专门用于风力机翼型设计和气动特性分析的商业软件，比Xfoil有更强的功能，主要优点是改进了失速区域的翼型气动性能的计算稳定性和准确性，并能够求解风轮旋转过程中翼型的空气动力性能。)对多种现有的(通常用作比较基准的)优秀翼型进行对比计算，最终确定其性能。计算典型状态选定雷诺数Re＝3000000，马赫数Ma＝0.15，考虑自由转捩和人工转捩两种，对于人工转捩，翼型吸力面转捩点设在距前缘1％弦长位置，而压力面转捩点设在距前缘10％弦长位置。附图说明图1为由本专利技术翼型族构成的风力机叶片示意图。图2为本专利技术风力机翼型族的复合图。图3为本专利技术翼型族相对厚度0.15的翼型轮廓图。图4为本专利技术翼型族相对厚度0.18的翼型轮廓图。图5为本专利技术翼型族相对厚度0.21的翼型轮廓图。图6为本专利技术翼型族相对厚度0.25的翼型轮廓图。图7为本专利技术翼型族相对厚度0.30的翼型轮廓图。图8为相对厚度0.15翼型与NACA63615翼型升阻比特性的比较(RFOIL计算，Re＝3e6，Ma＝0.15，自由转捩)。图9为相对厚度0.15翼型与NACA63615翼型升力特性的比较(Rfoil计算，Re＝3e6，Ma＝0.15，自由转捩)。图10为相对厚度0.18翼型与DU96-W-180翼型升阻比特性的比较(Rfoil计算，Re＝3e6，Ma＝0.15，自由转捩)。图11为相对厚度0.18翼型与DU96-W-180翼型升力特性的比较(Rfoil计算，Re＝3e本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种大型水平轴风力机翼型族，共包括5个翼型，每个翼型由前缘、尾缘、吸力面和压力面组成，其特征在于：所述翼型的相对厚度依次分别为0.15、0.18、0.21、0.25及0.30，相邻各翼型彼此光滑衔接；所述翼型的相对弯度依次分别为4.86％、5.11％、4.28％、3.38％及2.85％；所述翼型都有钝尾缘，其尾缘的相对厚度依次分别约是：0.30％、0.45％、0.60％、1.25％及2.0％；所述翼型均采用了S型压力面后加载，对于后加载的S型压力面，其各翼型的压力面与其弦线有二个交点，距前缘较近的交点距翼型前缘在60％～90％C之间。

【技术特征摘要】
1.一种大型水平轴风力机翼型族，共包括5个翼型，每个翼型由前缘、尾缘、吸力面和压力面组成，其特征在于：所述翼型的相对厚度依次分别为0.15、0.18、0.21、0.25及0.30，相邻各翼型彼此光滑衔接；所述翼型的相对弯度依次分别为4.86％、5.11％、4.28％、3.38％及2.85％；所述翼型都有钝尾缘，其尾缘的相对厚度依次分别是：0.30％、0.45％、0.60％、1.25％及2.0％；所述翼型均采用了S型压力面后加载，对于后加载的S型压力面，其...

【专利技术属性】
技术研发人员：申振华，
申请(专利权)人：申振华，
类型：发明
国别省市：辽宁;21