CN105781873A - 一种大型水平轴风力机叶片翼型族 - Google Patents

Abstract

本发明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。

Description

一种大型水平轴风力机叶片翼型族

技术领域

本发明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。

背景技术

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；本发明人曾在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。

发明内容

本发明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

本发明是这样实现的，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。

本发明相对厚度分别为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。本发明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，并使得使用本发明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，本发明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，本发明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为由本发明翼型族构成的风力机叶片示意图。

图2为本发明风力机翼型族的复合图。

图3为本发明翼型族相对厚度0.15的翼型轮廓图。

图4为本发明翼型族相对厚度0.18的翼型轮廓图。

图5为本发明翼型族相对厚度0.21的翼型轮廓图。

图6为本发明翼型族相对厚度0.25的翼型轮廓图。

图7为本发明翼型族相对厚度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＝3e6，Ma＝0.15，自由转捩)。

图12为相对厚度0.21翼型与DU93-W-210翼型升阻比特性的比较(Rfoil计算，Re＝3e6，Ma＝0.15，自由转捩)。

图13为相对厚度0.21翼型与DU93-W-210翼型升力特性的比较(Rfoil计算，Re＝3e6，Ma＝0.15，自由转捩)。

图14为相对厚度0.18翼型与DU96-W-180翼型在前缘粗糙情况下的升阻比特性的比较(Rfoil计算，Re＝3e6，Ma＝0.15，固定转捩：吸力面转捩点位于1％C处；压力面转捩点位于10％C处)。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

本发明实施例中每个翼型都包括前缘、尾缘、吸力面和压力面。连接前缘和尾缘的连线即翼型的弦线，其长度即翼型的弦长C。为了便于比较，翼型的几何参数通常用相对值(无量纲数)的百分数表示，如(相对)厚度、(相对)厚度位置，(相对)弯度、(相对)弯度位置，前缘半径和尾缘半径也是指与弦长的比值的百分数；例如翼型(相对)厚度，即指翼型的(最大)厚度(例如若干mm)与其弦长(例如若干mm)的比值的百分数，例如翼型厚度为0.18，即表示该翼型的最大厚度是弦长的18％等。相对弯度为翼型的中弧线最高点距离弦线之间的距离与自身弦长C的百分数。尾缘的相对厚度指的是尾缘的厚度与所在翼型自身弦长的百分数。

本发明翼型族的目的是尽可能提高翼型的升阻比性能和升力系数，因此其中翼型弯度比通常的风力机翼型的弯度要大，如相对厚度0.15、0.18及0.21的翼型弯度都在4％以上，特别地，厚度0.18的翼型的弯度高达5.11％。

本发明翼型族的目的是尽可能加大翼型的高升阻比工作攻角范围，克服现有翼型“尖峰型”升阻比曲线的缺点，使能够在大型风力机阵风情况下的性能稳定，因此必须对翼型的各种几何参数进行精心的设计。

考虑到翼型的粗糙度敏感性，本发明翼型族的所有翼型保证在粗糙情况下的升阻比性能不低于对照翼型的升阻比。

考虑到翼型的结构设计及制造工艺问题，同时为了提高其升力系数并降低前缘粗糙度敏感性，本发明的所有翼型都采用了适当的钝尾缘翼型，因为尖尾缘翼型更多的是理论意义，实际生产是很难做到的。为了提高翼型的升阻比，本发明的所有翼型都采用了不同程度的“后弯”，即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，第一个(距前缘较近的)交点距翼型前缘约在60％～90％C之间，这里C指翼型的弦长。

下面结合附图对本发明进行详细说明，但须指出的是，所述具体实施例仅在于帮助理解本发明，而对其不起任何限定作用。

现在参照图1，图1显示了包含本发明翼型族的风力机叶片110。本发明的翼型族一般用于叶片110的展向长度的中部和外侧，基本在60％～100％的展长位置；从叶片外侧向中部，翼型越来越厚，依次为150、160、170、180和190，其相对厚度分别为0.15、0.18、0.21、0.25和0.30。

参照图2，图2显示了本发明翼型族100中各翼型的基本型线轮廓，共包括5各翼型(150、160、170、180和190)，它们有前缘101，尾缘104，弦线102，各自的吸力面和压力面。

参照图3，翼型150，包括前缘151，尾缘154，弦线152，吸力面153及压力面155，其相对厚度约为15％，适用于叶片外侧区，其吸力面和压力面随弦长的坐标如表2所示，表中坐标次序从翼型尾缘(X/C≈1.0)开始，沿吸力面向前到前缘(X/C＝0.0)，再从前缘沿压力面回到尾缘(X/C≈1.0)为止。尾缘154为钝尾缘，尾缘厚度如表1所示。

参照图4，翼型160，包括前缘161，尾缘164，弦线162，吸力面163及压力面165，其相对厚度为18％，适用于叶片外侧区，其吸力面和压力面随弦长的坐标如表2所示，表中坐标次序从翼型尾缘(X/C≈1.0)开始，沿吸力面向前到前缘(X/C＝0.0)，再从前缘沿压力面回到尾缘(X/C≈1.0)为止。尾缘164为钝尾缘，尾缘厚度如表1所示。

参照图5，翼型170，包括前缘171，尾缘174，弦线172，吸力面173及压力面175，其相对厚度为21％，适用于叶片外侧和中部，其吸力面和压力面随弦长的坐标如表2所示，表中坐标次序从翼型尾缘(X/C≈1.0)开始，沿吸力面向前到前缘(X/C＝0.0)，再从前缘沿压力面回到尾缘(X/C≈1.0)为止。尾缘174为钝尾缘，尾缘厚度如表1所示。

参照图6，翼型180，包括前缘181，尾缘184，弦线182，吸力面183及压力面185，其相对厚度为25％，适用于叶片中部区，其吸力面和压力面随弦长的坐标如表3所示，表中坐标次序从翼型尾缘(X/C≈1.0)开始，沿吸力面向前到前缘(X/C＝0.0)，再从前缘沿压力面回到尾缘(X/C≈1.0)为止。尾缘184为钝尾缘，尾缘厚度如表1所示。

参照图7，翼型190，包括前缘191，尾缘194，弦线192，吸力面193及压力面195，其相对厚度为30％，适用于叶片中部区，其吸力面和压力面随弦长的坐标如表3所示，表中坐标次序从翼型尾缘(X/C≈1.0)开始，沿吸力面向前到前缘(X/C＝0.0)，再从前缘沿压力面回到尾缘(X/C≈1.0)为止。尾缘194为钝尾缘，尾缘厚度如表1所示。

参照图8～13，这是在自由转捩，Re＝3,000,000，Ma＝0.15情况下，由Rfoil软件对各翼型气动性能的计算结果，图中曲线11是本发明翼型族中相对厚度为15％的翼型，曲线12是与其对照的同等厚度翼型NACA63615；类似地，图中曲线13是本发明翼型族中相对厚度为18％的翼型，曲线14是与其对照的同等厚度翼型DU96-W-180；同样，图中曲线15是本发明翼型族中相对厚度为21％的翼型，曲线16是与其对照的同等厚度翼型DU93-W-210。

参照图8，相对厚度0.15翼型与NACA63615翼型升阻比特性的比较。图中纵坐标是翼型的升阻比Cl/Cd，是翼型气动性能优劣的主要指标，横坐标是翼型的工作攻角，α＝-10°～20°，从中可见本发明翼型族中相对厚度15％的翼型150(图8中标号为曲线11)比对照翼型NACA63615(图8中标号为曲线12)的最大升阻比从158.0提高到184.5，提高了16.8％，而且升阻比曲线在高性能(例如Cl/Cd>150)区攻角范围比对照翼型也宽得多，从0.5°增加到6.5°。这就为本发明翼型提供了良好的非设计点性能，例如在大型风力机情况下，风剪切的影响显著，特别是在阵风条件下，使得叶片翼型在不同运行高度时的尖速比λ变化频繁，工作攻角α甚至变化2°～3°以上，本发明翼型平坦的升阻比曲线提供的宽广的攻角范围大大提高了风力机的性能，因而显著提高风力机的年发电能力，同时也降低了对叶片变桨机构对风况反应能力的要求，进一步保证了风力机的性能稳定，降低了风力机的生产成本。

参照图9，显示本发明相对厚度0.15翼型与NACA63615翼型升力特性的比较。图中纵坐标是翼型的升力系数Cl，横坐标是翼型的工作攻角，α＝-10°～20°，从中可见本发明翼型族中相对厚度15％的翼型150(图9中标号为曲线13)比对照翼型NACA63615(图9中标号为曲线14)的最大升力系数从1.54提高到1.80，提高了16.9％，按照叶片设计理论，高的翼型升力系数就可以减小叶片设计弦长，从而减小叶片重量和结构载荷以及生产成本等。

参照图10，显示本发明相对厚度0.18翼型与DU96-W-180翼型升阻比特性的比较。图中纵坐标是翼型的升阻比Cl/Cd，横坐标是翼型的工作攻角，α＝-10°～20°，从中可见本发明翼型族中相对厚度18％的翼型160(图10中标号为曲线15)比对照翼型DU96-W-180图10中标号为曲线16)的最大升阻比从158.1提高到184.5，提高了16.8％，而且升阻比曲线在高性能(例如Cl/Cd>150)区攻角范围比对照翼型也宽得多，从1.5°猛增到7.5°；而在Cl/Cd>100区，本发明翼型的高性能攻角范围则从6.5°增加到12°。这就为其提供了良好的非设计点性能，具有上述针对图8的说明中的一切优点。

参照图11，显示本发明相对厚度0.18翼型与DU96-W-180翼型升力特性的比较。图中纵坐标是翼型的升力系数Cl，横坐标是翼型的工作攻角，α＝-10°～20°，从中可见本发明翼型族中相对厚度18％的翼型160(图11中标号为曲线17)比对照翼型DU96-W-180(图11中标号为曲线18)的最大升力系数从1.62提高到1.96，提高了21.0％，按照叶片设计理论，高的翼型升力系数就可以减小叶片设计弦长，从而减小叶片重量和结构载荷以及生产成本等。

参照图12，显示本发明相对厚度0.21翼型与DU93-W-210翼型升阻比特性的比较。图中纵坐标是翼型的升阻比Cl/Cd，横坐标是翼型的工作攻角，α＝-10°～20°，从中可见本发明翼型族中相对厚度21％的翼型170(图12中标号为曲线19)比对照翼型DU93-W-210图12中标号为曲线20)的最大升阻比从155.4提高到176.6，提高了13.6％，而且升阻比曲线在高性能(例如Cl/Cd>150)区攻角范围比对照翼型也宽得多，从1.5°增加到6.5°；而在Cl/Cd>100区，本发明翼型的高性能攻角范围则从6.5°增加到11.5°。这就为其提供了良好的非设计点性能，具有上述针对图8的说明中的一切优点。

参照图13，显示本发明相对厚度0.21翼型与DU93-W-210翼型升力特性的比较。图中纵坐标是翼型的升力系数Cl，横坐标是翼型的工作攻角，α＝-10°～20°，从中可见本发明翼型族中相对厚度21％的翼型170(图13中标号为曲线21)比对照翼型DU93-W-210(图13中标号为曲线22)的最大升力系数从1.45提高到1.90，提高了31.0％，按照叶片设计理论，高的翼型升力系数就可以减小叶片设计弦长，从而减小叶片重量和结构载荷以及生产成本等。

参照图14，显示本发明相对厚度0.18翼型(图14中标号为曲线23)与DU96-W-180翼型(图14中标号为曲线24)在前缘粗糙情况下翼型升阻比的比较，表明本发明翼型对前缘粗糙度的敏感性程度，在固定转捩(吸力面1％C和压力面10％C)时，本发明翼型的升阻比为89.5，而对照翼型DU96-W-180仅为75.5，远高于对照翼型，表明本发明翼型对前缘粗糙度很不敏感。同样，本发明翼型族中其它翼型有着同样的设计思想，即保证前缘粗糙情况下的升阻比不低于与其同等厚度的对照翼型。

本发明翼型族中各翼型的几何参数如表1所示：

表1各翼型的几何参数

本发明翼型族中各翼型的无量纲坐标数据分别在下面表2和表3中给出，其中X/C值表示翼型上某点的横坐标，即该点在弦线方向上相对于前缘的距离；Y/C值则表示翼型上某点的纵坐标，即该点距弦线的垂直距离，在弦线上方为正，在弦线下方为负。表中无量纲坐标次序从翼型尾缘(X/C≈1.0)开始，沿吸力面向前到前缘(X/C＝0.0)，再从前缘沿压力面回到尾缘(X/C≈1.0)为止。

表2

表3

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (2)

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。

2.根据权利要求1所述的大型水平轴风力机翼型族，其特征在于：所述各翼型的无量纲坐标数据由下表规定：其中X/C值表示翼型上某点的横坐标，即该点在弦线方向上相对于前缘的距离；Y/C值则表示翼型上某点的纵坐标，该点距弦线的垂直距离，在弦线上方为正，在弦线下方为负，坐标次序从翼型尾缘X/C≈1.0开始，沿吸力面向前到前缘X/C＝0.0，再从前缘沿压力面回到尾缘X/C≈1.0为止，