CN105041582A - 用于风轮机机翼的机翼后缘修正 - Google Patents

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Abstract

一种风轮机叶片机翼后缘(TE)，其具有从后部看的第一波形轮廓(44B，44C，44E)，由褶边或者交替的脊(21)和凹谷(22)形成在机翼(20)和机翼后缘端部上。机翼后缘可进一步包括从上部看的第二波形轮廓(48B，48C，48E)，由机翼后缘的倾斜末端平面(32B)形成的锯齿状突起或者其它几何形状形成。该脊和/或锯齿状突起可不对称(44E，48E)，以增加机翼后缘吸力面(SS)脊的脱流翼刀效果。第一和第二波形可具有同样的周期(44B，48B)或者不同的周期(44C，48C)。

Description

用于风轮机机翼的机翼后缘修正
技术领域
本发明总体上涉及风轮机叶片设计，尤其涉及用于噪声衰减的机翼后缘修正。
背景技术
噪声补偿可限制风轮机的效率和最大尺寸；部分地因为必须限制叶片末端速度以减少噪音，因此减小了用于能量产生的电势。风轮机噪音的主要组成部分是机翼后缘空气动力学噪音(MatthewF.Barone，“SurveyofTechniquesforReductionofWindTurbineBladeTrailingEdgeNoise(风轮机叶片机翼后缘噪声减小的技术概述)”，SandiaNationalLaboratories，SAND20011-5252，2011年8月，第8页)。在此如图1所示，通过机翼后缘锯齿状突起或锯齿19，机翼后缘噪音可减小到某个范围。然而，锯齿状突起不是在所有条件下有效(Baronesupra，第20页)。
附图说明
为解释本发明，下文将参考以下附图做说明。
图1是具有附加的锯齿状突起机翼后缘的现有技术风轮机机翼的透视图。
图2是根据本发明实施例的方面，具有褶边机翼后缘的风轮机机翼的表面的透视图。
图3显示了图2的机翼的横向图。
图4显示了在多个位置的风轮机机翼用以模拟图2褶边的空气动力学效果。
图5显示了平均了图4的所有机翼位置的升力系数的空气动力学平滑效果。
图6显示了平均了图4的所有机翼位置的牵引系数的空气动力学平滑效果。
图7是具有机翼后缘褶边的机翼的透视图，具有独特的机翼后缘平面导致如上所述的锯齿状突起。
图8显示了表示了图7的机翼后缘的背部和顶部视图的两个投影平面。
图9显示了表示了图10的机翼后缘的背部和顶部视图的两个投影平面。
图10是具有褶边的一半周期的机翼后缘锯齿状突起的机翼的后缘部分的透视图。
图11是具有向叶片根部倾斜的吸力面顶点的机翼表面的透视图。
图12显示了具有锯齿状突起的机翼后缘的非对称波形的实施例的突起的背部和顶部视图。
具体实施方式
图1是具有锯齿状突起19或者锯齿机翼后缘的现有技术风轮机叶片机翼18的透视图。在一些条件下该装置将机翼后缘湍流噪音减小到一定范围，但在其它条件下不行。发明人认识到交错装置在条件的更宽范围内有效。他们还认识到在此例举的三维机翼后缘修正可在条件更宽的范围内提供噪音衰减，另外，可以提供协同结构的和空气动力学的益处。
图2显示了本发明的一个实施例的方面的风轮机机翼20的表面几何图形。叶片的机翼后部分具有褶边24A或者交替的脊21和凹谷22，其具有机翼后缘TE，从后部看，机翼后缘TE遵循锯齿形或者波形路径。在此“褶边”意味着在吸力面和压力面表面都具有交替的脊和凹谷。压力面的凹谷可与吸力面的脊相对，并且在机翼后缘与吸力面的脊堆叠，形成如机翼后部可见的波形机翼后缘轮廓。脊和凹谷可如图所示在波形机翼后缘和吸力面和压力面表面之间平滑地组合，从而脊和凹谷至少在机翼的前半侧去除。可替代地，褶边可做为副翼(没有显示)增加到机翼。
褶边平滑了从压力面PS和吸力面SS到滑流的气流过渡，通过增加机翼后缘到气流的有效角度，减小了滑流混合湍流的密度，因此使过渡渐变。除了噪音减小，该形状增加了在弦平面的叶片弹性，从而避免了机翼后缘的弯曲。“弦平面”在此意味着弦线平面和平行于叶片跨度的线。进一步地，褶边做为一系列分流翼刀，当叶片的一部分气流分离时，阻止气流分离的径向传播。因此褶边提供结构的、空气动力学的和噪声方面的三方面协同作用。在一些实施例中褶边可具有薄的机翼后缘TE，以避免冯卡门涡脱落。它们可具有如图所示锋利的脊和凹谷，或者，脊和凹谷可以是圆滑的。
图3显示了图2的机翼的横向剖面视图。褶边的机翼后缘TE可沿着平面32，如横断面所示，该平面32垂直于弦线26或者垂直于中曲面线28。在叶片变细处，此平面32可不平行于叶片的全部跨度，从而不需要垂直于指定的弦线。然而，在横断面图中所示，其被描述为垂直于或者倾斜于弦线或者中曲面线，在该图中平面32显示为一条线。褶边24A可从标称的非褶边机翼的压力面PS和吸力面SS形成横距34、36，并且形成标称的中叶片机翼后缘30。横距在机翼后缘可具有波峰到波峰的振幅31，在一些实施例中，从垂直于弦平面方向测量，该振幅最少是弦长的2％(图示是3.9％)，或者最少是3％或者5％。振幅31可相对于本地弦线28成比例，并因此可在渐缩的机翼的指定跨度内变化。可替代地，从机翼后部看，单个振幅31可在指定的机翼跨度内由机翼后缘的波形保持，此处该单个振幅具有上述所列的在指定跨度内相对于中弦长的至少一个最小振幅。
可替代地，褶边可具有附加的副翼(没有显示)，副翼在尾部延伸了机翼后缘尾。副翼可与弦线26或者中曲面线28在一条直线上或者可相对于它们形成角度或者可变角度。其可具有上述相对于弦线的振幅的最少一个的横距，经由该副翼延伸。
图4显示了在多个位置的机翼20，其用于模拟图2的褶边的空气动力学效果。在0度的第一或者中间位置20A(实线)以及可选的攻角(虚线)分析机翼。在随后的图中，升力系数曲线和牵引系数曲线在所有的机翼位置平均，并且平均曲线与用于中间位置20A的曲线相比较。褶边机翼后缘的空气动力学效果可由这些攻角(在此显示)小变化或者在曲面(没有显示)小变化的平均而近似估计。
图5显示了图4平均了所有机翼位置的升力系数的空气动力学平滑效果40。其显示了与中间机翼20A的非平均曲线42相比，在最大升力处的小跌落，最大升力区域的平滑和增宽，以及在曲线的底部附近的平滑。
图6显示了与中间机翼20A的非平均曲线46相比，图4的平均了所有机翼位置的牵引系数的空气动力学平滑效果。图5和6的平滑效果减小了附载于叶片上的疲劳，因为叶片截面本地攻角的无序扰动产生负载上的小变化。不希望的负载变化在空气动力的尖锐变化处发生。该益处与噪音衰减和空气动力学效率协同发生，因为在毗邻的空气动力学的尖锐不同导致了湍流，并且因此增加了噪音和牵引。
图7显示了具有倾斜的机翼后缘TE的机翼后缘褶边24B的实施例。机翼后缘可沿着平面32B，从叶片的横断面(图3)看过去，该平面相对于弦线或者中曲面线倾斜。该倾斜平面导致从上部可以看出的锯齿状突起，提供从压力面PS和吸力面SS到滑流的气流的双倍渐变的过渡。如图所示，相对于从横断面看过去的垂直于弦线或者中曲面线的平面，平面32B可以任何角度或者最小45度向吸力面倾斜。可选地，其可以任何角度或者最少45度角离开吸力面(没有显示)以用于相似的结果。叶片翼展方向41被显示。
图8显示了垂直于弦线并且平行于叶片的跨度的投影平面42，请注意，图8中示出了顶视平面46和和背视平面42。其显示了从机翼20的后部看，图7的机翼后缘TE的投影44B。该投影可形成三角波。可选地，脊可是圆滑的，使该投影是包括正弦波的圆滑或者平滑波。也是能是其它形式的波例如梯形波。第二投影平面46显示为平行于弦并且平行于叶片的跨度。其显示了从机翼后缘的上部看，图7的机翼后缘TE的投影48B。在各个波形投影44B、48B的每一个中的波峰到波峰的振幅可为机翼弦长的至少2％，或者如之前描述的一些实施例中，至少是3％或者5％。
图9显示了图10的实施例24C的机翼后缘的后视和顶视投影。在该实施例中，锯齿状突起48C具有褶边44C的1/2波周期，并且在其它实施例中，锯齿状突起48C可具有不超过褶边44C的1/2波周期。
图10是具有褶边的1/2周期的锯齿状突起的机翼后缘褶边24C的实施例的透视图。该比率提供了每个脊21的每个侧表面52的机翼后缘上的锯齿状突起50，当它们进入滑流时，提供更多的压力面和吸力面气流的角度过渡。锯齿状突起50如图所示可是V形的或者圆形的。图9显示了机翼后缘的后视投影44C和顶视投影48C。可使用其它锯齿状突起/褶边周期比率，例如1/4，以提供变化的机翼后缘几何图形，从而避免滑流中的结构干涉和共振。可选择在此两个功能之间的状态来作为机翼设计的部分，从而产生相应的申请中所期望的各种形状和效果。
图11是具有不对称吸力面波峰56的机翼后缘褶边24D的实施例的透视图，所述波峰向叶片根部倾斜或设置，其中符号R指示叶片的根部，符号T指示叶片的末端。该不对称增加了脊的有效性，因为在风轮机机翼运行期间，脱流翼刀阻止来自机翼脱流区域的分离气流急速向外抽吸。每个脊可具有面向叶片根部R的相对较狭窄的吸力面表面60和相对较宽的面向叶片末端T的吸力面表面62。这导致从机翼后部看，机翼后缘以不对称三角形波投影。
图12显示了背视投影平面(背视平面)42和顶视投影平面(顶视平面)46，两个平面在一个纸平面上。在该图12中，符号R指示叶片的根部，符号T指示叶片的末端。其显示了具有图11的不对称脊的实施例，这导致不对称三角形波投影44E。另外，从顶视可知，不对称锯齿状突起48E具有向叶片根部倾斜R的尾部点波峰66。垂直虚线显示了锯齿状突起波峰66可与脊波峰56重合，并且锯齿状突起凹谷可与脊凹谷重合。这些锯齿状突起可由图7所示的倾斜机翼后缘平面形成。该实施例提供四方面协同作用——结构增强，湍流牵引力减小，噪音减小，以及增加了脱流翼刀有效性。可选的轮廓58显示了用于比较的相应的对称脊。
虽然在此显示并详细描述了本发明的不同实施例，但是很显然在此只是以示例的形式提供这些实施例。在不脱离本发明的情况下，能够实现多种变形、修饰和替换。因此，本发明应只由所附权利要求书的精神和范围限定。

Claims (20)

1.一种风轮机机翼，包括：
后缘，包括从机翼顶部看的锯齿状突起；和
位于机翼吸力面的脊和位于机翼压力面的相对的凹谷，从机翼后部看，形成所述后缘的波形轮廓。
2.如权利要求1所述的风轮机机翼，其中，所述脊包括从机翼后部看的三角形波形。
3.如权利要求1所述的风轮机机翼，其中，所述锯齿状突起包括从机翼顶部看的三角形波形。
4.如权利要求1所述的风轮机机翼，其中，所述后缘沿着从机翼横断面看与机翼的弦线或者中曲面相垂直的平面。
5.如权利要求1所述的风轮机机翼，其中，所述后缘沿着从机翼横断面看与机翼弦线或者中曲面线的法线形成至少45度角的平面。
6.如权利要求1所述的风轮机机翼，其中，从机翼后部看，位于机翼吸力面的所述脊向着机翼根部端倾斜。
7.如权利要求1所述的风轮机机翼，其中，从机翼后部看，所述后缘的波形轮廓包括一系列具有向机翼根部端倾斜的吸力面波峰的三角形。
8.如权利要求1所述的风轮机机翼，其中，位于机翼吸力面的所述脊均包括相对较狭窄的面对机翼根部端的侧表面和相对较宽的面对机翼尖部端的侧表面。
9.如权利要求1所述的风轮机机翼，其中，位于机翼吸力面的所述脊向机翼根部端倾斜，并且每个所述锯齿状突起包括尾部波峰，该波峰分别与每个所述脊的吸力面波峰重合。
10.如权利要求1所述的风轮机机翼，其中，所述锯齿状突起的翼展周期不超过所述脊的翼展周期的1/2。
11.如权利要求1所述的风轮机机翼，其中，所述锯齿状突起的翼展周期不超过所述脊的翼展周期的1/4。
12.如权利要求1所述的风轮机机翼，其中，所述脊从机翼后缘向前并入机翼吸力面，并且所述凹谷从机翼后缘向前并入机翼压力面。
13.如权利要求1所述的风轮机机翼，其中，从机翼后部看，机翼后缘的波形轮廓包括波峰到波峰的振幅，该振幅至少是机翼弦长的2％。
14.如权利要求1所述的风轮机机翼，其中，从机翼上部看的锯齿状突起的周期率以及从机翼后部看的波形轮廓选择为，在风轮机机翼运行期间，有效地避免机翼后部的结构干涉和滑流共振。
15.如权利要求1所述的风轮机机翼，其中，所述脊从机翼后缘向前平滑并入机翼吸力面，并且，所述脊和所述凹谷至少在机翼的前半部分不存在。
16.一种具有跨度的风轮机叶片机翼，包括：
在叶片吸力面的交替的第一脊和第一凹谷；和
在叶片压力面的交替的第二脊和第二凹谷，
其中，第一脊和第二凹谷在机翼后缘处会聚并且堆叠，以形成从机翼后部看的机翼后缘的第一波形轮廓；并且
机翼后缘进一步形成从机翼后缘上部看的第二波形轮廓，第一和第二波形轮廓包括至少是机翼弦长2％的波峰到波峰的振幅。
17.如权利要求16所述的风轮机叶片机翼，其中，机翼沿着其跨度逐渐变细，并且，第一和第二波形轮廓的波峰到波峰的振幅沿着该跨度随着本地弦长变化。
18.如权利要求16所述的风轮机叶片机翼，其中，第一和第二波形轮廓均包括至少是机翼弦长3％的波峰到波峰的振幅。
19.如权利要求16所述的风轮机叶片机翼，其中，第一波形轮廓的周期与第二波形轮廓不同。
20.一种风轮机机翼，包括：
位于机翼吸力面的脊和相对的位于机翼压力面的凹谷，形成从机翼后部看的机翼后缘波形轮廓；
其中，位于机翼吸力面的所述脊包括不对称波峰，该波峰包括相对较狭窄的面向机翼根部端的侧表面和相对较宽的面向机翼尖部端的侧表面，在机翼运行期间，有效地阻止了从机翼脱流区域分离的气流的迅速向外抽吸。
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