CN106014853B - 一种大型风力机叶片的厚翼型族 - Google Patents

一种大型风力机叶片的厚翼型族 Download PDF

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Abstract

本发明属于水平轴风力机翼型设计领域，具体涉及一种大型风力机叶片的厚翼型族，共包括相对厚度分别为0.35、0.40、0.45、0.50、0.55、0.60、0.65及0.70的8种翼型，它们均有较厚的钝尾缘，适用于高雷诺数下工作的MW级以上大型风力机叶片的内侧和根部，它们比现有对照翼型有更大的升力系数，更高的升阻比，并且有更大的失速攻角，因此为叶片提供更大的升力和扭矩，使得风力机的启动风速更低，功率系数更高，输出功率更大，而且更大的设计攻角对减小叶片扭转角设计非常有利，这对叶片的结构设计和叶片大梁的刚性、强度及制造都十分有利，以此保证使用本发明厚翼型族的风力机叶片重量更轻，同时翼型的钝尾缘设计改善了叶片制造工艺性并有效降低生产成本。

Description

一种大型风力机叶片的厚翼型族
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内侧和根部翼型。
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，而翼型则是叶片最重要的组成要素，特别是叶片外侧和尖部翼型，它们对风力机气动性能有决定性的影响，因此人们通常只注重外侧和尖部薄翼型的研究。随着风力机设计技术的日渐成熟，近些年来人们也开始关注内侧和根部过渡段翼型的研究，而叶片根部过渡段的形状，通常往往通过叶片最厚(即靠根部的)翼型与根部圆柱段之间进行插值来造型。近年来风力机越做越大，叶片也越来越长，目前叶片长度已达80米，因而叶片根部承受的载荷越来越大，厚翼型的结构设计和气动性能都备受重视；同时其工作寿命要求20年以上，这就对叶片结构设计、制造工艺和重量也提出了更严格的要求。尽管这些内侧和根部过渡段厚翼型对整个风力机做功的贡献较少，但对于长叶片来说，每个截面翼型性能的稍许提高所产生的累积效应却不可忽视，它们在风力机整个寿命期内所产生的累积经济效益可能远远超出它们的制造成本。另外，由于叶片越来越长，为了适应不同的来流方向，要求叶片尖部与根部之间翼型的扭转角越大，这对叶片制造及结构强度和刚性都不利；依据叶片设计理论，根部扭转角往往很大，但由于制造方面的限制，目前一般都不超过20°，这就大大偏离了理论上入流角要求的最佳扭转角。而对于根部厚翼型，翼型实际工作攻角往往很大，而厚翼型本身(特别是尖尾缘)的设计攻角又很小，极易产生流动分离，因而翼型往往工作在失速状态，其性能自然很差。或是由于一直以来人们对于叶片根部翼型的关注不够等种种原因，此前世界上很少有相对厚度45％(包括45％)以上的厚翼型的研究成果公开，因此风力机技术的发展急需内侧特别是过渡段厚翼型的研究成果。近年来中科院工程热物理所先后开发并公开了3套相对厚度0.35-0.60的专利厚翼型，打破了厚翼型多年空缺的局面。这些厚翼型要求在更大攻角下有尽可能高的升力系数，有更高的升阻比，一是给风力机提供更大的扭矩，以降低启动风速，并提高其功率系数，再者是减少叶片的扭转角，以有利于叶片的结构设计，提高其强度和刚性，节省材料，减少叶片乃至整个风力机的重量，降低生产成本。另一方面，叶片从外侧的翼型区向内侧以及叶根圆柱段过渡，过去主要考虑的是满足结构设计需要，而对其气动性能没有要求，而现在不仅要求在大攻角的高度三维流动条件下有更好的气动性能，而且要求其更利于叶片结构强度、刚性的设计和制造，所以具有大厚度钝尾缘翼型的设计对于风力机的大型化具有重要意义。本发明公开了满足上述诸方面要求的厚翼型族。
发明内容
本发明的目的在于为大型风力机叶片内侧和根部过渡段提供一个大厚度专用翼型族，用以提供翼型更大的升力系数，以降低启动风速并提高风能利用效率。
为实现上述目的，本发明采用的技术方案是：一种大型风力机叶片的厚翼型族，所述翼型族包括相对厚度依次分别为0.35、0.40、0.45、0.50、0.55、0.60、0.65及0.70等8个翼型，每个翼型由前缘、尾缘、吸力面和压力面组成。
所述相邻各翼型彼此几何相容，可以彼此光滑衔接。
所述翼型的尾缘(相对)厚度依次约为2.8％，4.5％，8.0％，12％，16％，20％，24％和28％；
所述翼型均采用S型压力面后加载，对于所有后加载S型压力面，其各翼型的压力面均在其弦线下方，而不与弦线相交。
上述翼型适用于大型风力机叶片的内侧和根部过渡段，通常在叶片半径的40％以下，而且随着半径的减小，翼型厚度越来越厚；相邻各翼型彼此光滑衔接，保证叶片制造的工艺性及翼型性能的发挥。
本发明的有益效果及特点：每个翼型比现有对照翼型或叶片的(根部过渡段)几何截面有大得多的设计攻角，这就可能大大减小叶片外形的设计扭转角，从而有利于叶片大梁的结构设计，增加其强度和结构刚性，减轻叶片重量，节省材料用量和成本；同时在设计状态有更高的升阻比，这大大提高了叶片及风力机的气动性能；此外翼型更大的升力系数，则给风力机提供更大的扭矩，以降低启动风速，并提高其功率系数，并使得使用本发明厚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。另外，本发明厚翼型族的各个翼型均具有较厚的钝尾缘，这就减少了翼型吸力面后段的压力梯度，有利于提高翼型的升力系数和失速攻角，而且特别有利于进一步提高叶片的结构强度和刚性，并改善了叶片制造工艺性。
附图说明
图1为本发明厚翼型族的复合图。
图2为本发明厚翼型族相对厚度0.35的翼型沿其弦线各位置的无量纲坐标值的范围说明图。
图3为本发明厚翼型族相对厚度0.40的翼型沿其弦线各位置的无量纲坐标值的范围说明图。
图4为本发明厚翼型族相对厚度0.45的翼型沿其弦线各位置的无量纲坐标值的范围说明图。
图5为本发明厚翼型族相对厚度0.50的翼型沿其弦线各位置的无量纲坐标值的范围说明图。
图6为本发明厚翼型族相对厚度0.55的翼型沿其弦线各位置的无量纲坐标值的范围说明图。
图7为本发明厚翼型族相对厚度0.60的翼型沿其弦线各位置的无量纲坐标值的范围说明图。
图8为本发明厚翼型族相对厚度0.65的翼型沿其弦线各位置的无量纲坐标值的范围说明图。
图9为本发明厚翼型族相对厚度0.70的翼型沿其弦线各位置的无量纲坐标值的范围说明图。
图10和图11分别为本发明相对厚度0.35的翼型350与DU99-W-350翼型升阻比特性的比较以及升力特性的比较(RFOIL计算，Re＝3e6，Ma＝0.15，自由转捩)。
图12和图13分别为本发明相对厚度0.40的翼型400与DU99-W-405A翼型升阻比特性的比较以及升力特性的比较(RFOIL计算，Re＝3e6，Ma＝0.15，自由转捩)。
图14和图15分别为本发明相对厚度0.50的翼型500的升阻比特性以及升力特性(RFOIL计算，Re＝3e6，Ma＝0.15，自由转捩)。
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。
本发明的厚翼型族一般用于叶片展向长度的内侧和根部过渡段，基本在40％叶轮半径以内的位置；从叶片外侧向叶片轮毂部位，翼型越来越厚，依次分布为翼型350、400、450、500、550、600、650和700，其相对厚度分别为0.35、0.40、0.45、0.50、0.55、0.60、0.65和0.70。
参照图1，显示了本发明厚翼型族100中各翼型的基本型线轮廓，共包括8个翼型：350、400、450、500、550、600、650和700，它们有前缘101，尾缘102，弦线103以及各自的吸力面和压力面，位于叶片上的相邻二翼型之间有很好的几何相容性；本发明厚翼型族中所有翼型的尾缘102不再是吸力面与压力面在尾缘处交于一点的“尖尾缘”，而是吸力面与压力面在尾缘处不再相交且隔开一定距离的“钝尾缘”，本发明厚翼型族中各翼型的钝尾缘的厚度各有不同，翼型越厚，其尾缘的厚度也越大。翼型前缘101和尾缘102(平面中点)之间的连线叫弦线，其长度定义为翼型的弦长C，通常弦长也叫弦线。翼型的最大厚度与弦长C的比值叫做翼型的相对厚度(无量纲厚度)，如相对厚度0.50表示翼型的最大厚度为其弦长C的50％。图中，x/C值表示翼型表面上某点的无量纲横坐标，即相对于尾缘102而言该点处于弦线103上的位置；在前缘点101处，x/C＝0.0，在尾缘102处，x/C＝1.0，弦长103的无量纲长度为1.0，从前缘101到尾缘102，x/C依次为0，0.1，0.2，…，1.0；而y/C值则表示翼型表面上该点的无量纲纵坐标，即各自的吸力面或压力面上该点距弦线103的相对距离，在吸力面上的点一般是正值，而在压力面上的点一般是负值。在应用中，x,y的实际大小可根据设计需要按同等比例放大或缩小。对于翼型表面(吸力面或压力面)上的点的坐标给定方式一般是从尾缘102开始，x/C＝1.0，沿吸力面逆时针向前依次给定不同弦线位置，例如x/C＝0.9,0.8…一直到翼型前缘101的x/C＝0处对应点的纵坐标y/C，然后再从前缘101(x/C＝0)开始，同样逆时针方向沿压力面回到尾缘102，x/C＝1.0，完成对整个翼型的无量纲坐标数据给定，从而得到翼型的几何外形。
参照图2，为翼型350，其相对厚度约为35％，适用于叶片内侧区，其吸力面114和压力面115的无量纲坐标如表1所示，表中x/C值表示翼型表面上某点的无量纲横坐标，即在弦线103上相对于尾缘102的位置，而y/C值表示翼型表面上该点的无量纲纵坐标，即吸力面114或压力面115上的点距弦线103的距离。翼型350不必为表1中给定的精确数据，它可以上下浮动，表2中给定了翼型无量纲坐标y/C的上下浮动范围，图中351对应坐标上限的“翼型”，352则对应下限的“翼型”，其实“翼型”351、352不是精确的翼型，所给定的数据点间只用直线连接，而真实的翼型则需要在前缘101、尾缘102之间进行曲线拟合。
表1
表2
参照图3，为翼型400，其相对厚度约为40％，适用于叶片内侧区，其吸力面124和压力面125的无量纲坐标如表3所示，表中x/C值表示翼型表面上某点的无量纲横坐标，即在弦线103上相对于尾缘102的位置，而y/C值表示翼型表面上该点的无量纲纵坐标，即吸力面124或压力面125上的点距弦线103的距离。翼型400不必为表3中给定的精确数据，它可以上下浮动，表4中给定了翼型无量纲坐标y/C的上下浮动范围，图中401对应坐标上限的“翼型”，402则对应下限的“翼型”，其实“翼型”401、402不是精确的翼型，所给定的数据点间只用直线连接，而真实的翼型则需要在前缘101、尾缘102之间进行曲线拟合。
表3
表4
参照图4，为翼型450，其相对厚度约为45％，适用于叶片内侧区和根部过渡段，其吸力面134和压力面135的无量纲坐标如表5所示，表中x/C值表示翼型表面上某点的无量纲横坐标，即在弦线103上相对于尾缘102的位置，而y/C值表示翼型表面上该点的无量纲纵坐标，即吸力面134或压力面135上的点距弦线103的距离。翼型450不必为表5中给定的精确数据，它可以上下浮动，表6中给定了翼型无量纲坐标y/C的上下浮动范围，图中451对应坐标上限的“翼型”，452则对应下限的“翼型”，其实“翼型”451、452不是精确的翼型，所给定的数据点间只用直线连接，而真实的翼型则需要在前缘101、尾缘102之间进行曲线拟合。
表5
表6
参照图5，为翼型500，其相对厚度约为50％，适用于叶片内侧区和根部过渡段，其吸力面144和压力面145的无量纲坐标如表7所示，表中x/C值表示翼型表面上某点的无量纲横坐标，即在弦线103上相对于尾缘102的位置，而y/C值表示翼型表面上该点的无量纲纵坐标，即吸力面144或压力面145上的点距弦线103的距离。翼型500不必为表7中给定的精确数据，它可以上下浮动，表8中给定了翼型无量纲坐标y/C的上下浮动范围，图中501对应坐标上限的“翼型”，502则对应下限的“翼型”，其实“翼型”501、502不是精确的翼型，所给定的数据点间只用直线连接，而真实的翼型则需要在前缘101、尾缘102之间进行曲线拟合。
表7
表8
参照图6，为翼型550，其相对厚度约为55％，适用于叶片内侧区和根部过渡段，其吸力面154和压力面155的无量纲坐标如表9所示，表中x/C值表示翼型表面上某点的无量纲横坐标，即在弦线103上相对于尾缘102的位置，而y/C值表示翼型表面上该点的无量纲纵坐标，即吸力面154或压力面155上的点距弦线103的距离。翼型550不必为表9中给定的精确数据，它可以上下浮动，表10中给定了翼型无量纲坐标y/C的上下浮动范围，图中551对应坐标上限的“翼型”，552则对应下限的“翼型”，其实“翼型”551、552不是精确的翼型，所给定的数据点间只用直线连接，而真实的翼型则需要在前缘101、尾缘102之间进行曲线拟合。
表9
表10
参照图7，为翼型600，其相对厚度约为60％，适用于叶片内侧区和根部过渡段，其吸力面164和压力面165的无量纲坐标如表11所示，表中x/C值表示翼型表面上某点的无量纲横坐标，即在弦线103上相对于尾缘102的位置，而y/C值表示翼型表面上该点的无量纲纵坐标，即吸力面164或压力面165上的点距弦线103的距离。翼型600不必为表11中给定的精确数据，它可以上下浮动，表12中给定了翼型无量纲坐标y/C的上下浮动范围，图中601对应坐标上限的“翼型”，602则对应下限的“翼型”，其实“翼型”601、602不是精确的翼型，所给定的数据点间只用直线连接，而真实的翼型则需要在前缘101、尾缘102之间进行曲线拟合。
表11
表12
参照图8，为翼型650，其相对厚度约为65％，适用于叶片内侧区和根部过渡段，其吸力面174和压力面175的无量纲坐标如表13所示，表中x/C值表示翼型表面上某点的无量纲横坐标，即在弦线103上相对于尾缘102的位置，而y/C值表示翼型表面上该点的无量纲纵坐标，即吸力面174或压力面175上的点距弦线103的距离。翼型650不必为表13中给定的精确数据，它可以上下浮动，表14中给定了翼型无量纲坐标y/C的上下浮动范围，图中651对应坐标上限的“翼型”，652则对应下限的“翼型”，其实“翼型”651、652不是精确的翼型，所给定的数据点间只用直线连接，而真实的翼型则需要在前缘101、尾缘102之间进行曲线拟合。
表13
表14
参照图9，为翼型700，其相对厚度约为70％，适用于叶片内侧区和根部过渡段，其吸力面184和压力面185的无量纲坐标如表15所示，表中x/C值表示翼型表面上某点的无量纲横坐标，即在弦线103上相对于尾缘102的位置，而y/C值表示翼型表面上该点的无量纲纵坐标，即吸力面184或压力面185上的点距弦线103的距离。翼型700不必为表15中给定的精确数据，它可以上下浮动，表16中给定了翼型无量纲坐标y/C的上下浮动范围，图中701对应坐标上限的“翼型”，702则对应下限的“翼型”，其实“翼型”701、702不是精确的翼型，所给定的数据点间只用直线连接，而真实的翼型则需要在前缘101、尾缘102之间进行曲线拟合。
表15
表16
参照图10-15，这是在自由转捩状态，雷诺数Re＝3000000，马赫数Ma＝0.15情况下，由RFOIL软件对各翼型气动性能的计算结果。
参照图10和图11，分别是相对厚度0.35的本发明翼型350与对照翼型DU99-W-350的升阻比曲线的比较，见图10中的355与356，以及升力系数曲线的比较，见图11中的357与358。图中横坐标是翼型的工作攻角，α＝-10°-20°，纵坐标分别是决定翼型气动性能的升阻比及升力系数，从中可见本发明厚翼型族中相对厚度35％的翼型350比对照翼型DU99-W-350的最大升阻比从100.2(7°)提高到126.6(10°)，提高了26.3％，而且升阻比曲线在高性能(例如升阻比>100)区攻角范围比对照翼型也宽得多，从1°增加到6.5°；这就为本发明翼型提供了良好的设计状态及非设计点性能，因而提高风力机的年发电能力，进一步保证了风力机的性能稳定。同时，设计状态下升力系数从1.16(7°)提高到1.70(10°)，提高了47％，最大升力系数从1.38(10.5°)提高到1.85(12.5°)，提高了34％升力系数的显著提高及对应攻角的明显增大对提高风力机性能及启动能力非常有利，这不仅给风力机提供更大的扭矩，以降低启动风速，并提高其功率系数，而且还可能进一步减小叶片外形的设计扭转角，从而有利于叶片大梁的结构设计，增加其强度和结构刚性，减轻叶片重量，节省材料用量和成本。另外，本发明厚翼型族的各个翼型均具有较厚的钝尾缘，这不仅减少了翼型吸力面后段的压力梯度，有利于提高翼型的升力系数和失速攻角，而且特别有利于进一步提高叶片的结构强度和刚性，并改善了叶片制造工艺性。
参照图12和图13，分别是相对厚度0.40的本发明翼型400与对照翼型DU99-W-405A的升阻比曲线的比较，见图12中的405与406，以及升力系数曲线的比较，见图13中的407与408。图中横坐标是翼型的工作攻角，α＝-10°-20°，纵坐标分别是决定翼型气动性能的升阻比及升力系数，从中可见本发明厚翼型族中相对厚度40％的翼型400比对照翼型DU99-W-405的最大升阻比从64.5(6°)提高到111.7(10.5°)，提高了73.2％，而且升阻比曲线在较高性能(例如升阻比>50)区攻角范围比对照翼型也宽得多，从5°增加到10°；这就为本发明翼型提供了良好的设计状态及非设计点性能，因而提高风力机的年发电能力，进一步保证了风力机的性能稳定。同时，设计状态下升力系数从0.89(6°)提高到1.68(10.5°)，提高了88.8％，最大升力系数从1.12(10°)提高到1.78(11.5°)，提高了58.9％！升力系数的显著提高及对应攻角的明显增大对提高风力机性能及启动能力非常有利，这不仅给风力机提供更大的扭矩，以降低启动风速，并提高其功率系数，而且还可能进一步减小叶片外形的设计扭转角，从而有利于叶片大梁的结构设计，增加其强度和结构刚性，减轻叶片重量，节省材料用量和成本。另外，本发明厚翼型族的各个翼型均具有较厚的钝尾缘，这不仅减少了翼型吸力面后段的压力梯度，有利于提高翼型的升力系数和失速攻角，而且特别有利于进一步提高叶片的结构强度和刚性，并改善了叶片制造工艺性。
参照图14和图15，分别是相对厚度0.50的本发明翼型500的升阻比曲线505以及升力系数曲线507，因为如此大厚度的翼型没有可用的公开资料做比较，故这里仅仅公开本发明翼型的计算结果。图中横坐标是翼型的工作攻角，α＝-10°-20°，纵坐标分别是决定翼型气动性能的升阻比及升力系数，从中可见本发明厚翼型族中相对厚度50％的翼型500的最大升阻比达到54.4(10.5°)，而且升阻比>40的攻角范围仍然有5°；须知对这样大厚度的叶片过渡段的截面，一般没有什么翼型，通常是用椭圆或某种“流线体”来实现的，针对这样形状的非升力表面，只是在很小攻角时气流就分离了，更谈不上产生什么升力，而且阻力还很大，升阻比几乎为0，因而其对风力机启动力矩和功率的贡献微乎其微。本发明翼型500提供了宽攻角范围内的高升阻比，具有良好的设计状态及非设计点性能，因而提高风力机的年发电能力，进一步保证了风力机的性能稳定。同时，本发明翼型设计状态下升力系数达1.52(10.5°)，最大升力系数达到1.58(11°)升力系数的显著提高及对应攻角的明显增大对提高风力机性能及启动能力非常有利，这不仅给风力机提供更大的扭矩，以降低启动风速，并提高其功率系数，而且还可能进一步减小叶片外形的设计扭转角，从而有利于叶片大梁的结构设计，增加其强度和结构刚性，减轻叶片重量，节省材料用量和成本。另外，本发明厚翼型族的各个翼型均具有较厚的钝尾缘，这不仅减少了翼型吸力面后段的压力梯度，有利于提高翼型的升力系数和失速攻角，而且特别有利于进一步提高叶片的结构强度和刚性，并改善了叶片制造工艺性。
除上述厚翼型350、400及500之外，其它厚翼型的计算结果均未示出，但都有很好的结果，如本发明厚翼型族中相对厚度60％的翼型600的最大升阻比达到40.0(10°)，并且设计状态下升力系数达1.74(10°)，最大升力系数达到1.79(10.5°)；而相对厚度70％的翼型700的最大升阻比达到30.0，并且设计状态下升力系数和最大升力系数达到1.76(9.5°)。升力系数的显著提高及对应攻角的明显增大对提高风力机性能非常有利，这不仅给风力机提供更大的扭矩，以降低启动风速，并提高其功率系数，而且还可减小叶片外形的设计扭转角，从而有利于叶片的结构设计，增加其强度和结构刚性，减轻叶片重量，节省材料用量和成本。
具体实施方式
为实现上述目标，本发明针对上述翼型族中各个翼型，其特点是翼型的吸力面更低，压力面更凸，尾缘厚度更大，压力面呈S型后加载，同时前缘半径较大。根据上述基本理念，本发明使用基于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Profi l i Pro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＝3000000工况下进行光滑条件下的性能计算，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。)对多种方案进行对比计算，最终确定其性能。计算状态选定雷诺数Re＝3000000，马赫数Ma＝0.15。
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)弯度等；例如翼型厚度为0.45，即表示该翼型的最大厚度是弦长的45％等。
本发明厚翼型族的目的是尽可能提高翼型的最大升力系数，并在尽可能大的攻角下达到尽可能高的升阻比性能，以便减少叶片面积以减轻叶片重量和载荷，显著减小叶片外形的设计扭转角，从而增加叶片大梁的结构强度和刚性，并显著改善叶片根部的复杂的流动状态，提高其气动性能。同时为了提高叶片的尾缘制造工艺性及叶片结构强度和刚性，为了更方便从叶片外侧的薄翼型向根部圆柱段的过渡，本发明厚翼型族均采用了更大厚度的钝尾缘翼型，这大大减轻了翼型吸力面后段的逆压梯度，对进一步提高翼型的设计攻角及升阻比很有利。
为了最大限度提高翼型的设计攻角，本发明厚翼型族在厚翼型设计中，尽量压低吸力面而使得压力面更凸，而且必须对翼型的各种几何参数进行精心设计，以致本发明厚翼型族的厚翼型的中弧线不像传统翼型那样单调地位于弦线上方，而是在翼型的前部均有一定的负弯度，这一点在翼型坐标中都有反映。
考虑到翼型的结构设计、制造工艺问题，同时为了提高其升力系数和升阻比，本发明的所有厚翼型都采用了不同程度的“后弯”，即S型压力面后加载，但是对于后加载的S型压力面，由于翼型尾缘较厚，其各翼型的压力面与其弦线并不相交。
以上所述，仅为本发明的优选实施例，本发明的保护范围不局限于此，任何熟悉该技术的人员在本发明所披露的计算范围内可想到的任何变换或替换，都应涵盖在本发明的范围之内。

Claims (2)

1.一种大型风力机叶片的厚翼型族，共包括8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8个翼型的相对厚度分别为0.35、0.40、0.45、0.50、0.55、0.60、0.65及0.70，所述各翼型都有钝尾缘，所述翼型的钝尾缘厚度依次为2.8％，4.5％，8.0％，12％，16％，20％，24％和28％，且相邻各翼型彼此几何相容，可以彼此光滑衔接；
所述翼型的中弧线在翼型的前部均有负弯度；
所述翼型均采用S型压力面后加载，对于所有后加载S型压力面，其各翼型的压力面均在其弦线下方，而不与弦线相交。
2.如权利要求1所述的大型风力机叶片的厚翼型族，其特征在于：所述各翼型形状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尾缘的距离；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：
表1
表2
表3
表4
表5
表6
表7
表8
表9
表10
表11
表12
表13
表14
表15
表16
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