CN115879205A - 一种调整风力机翼型尾缘厚度的方法 - Google Patents

一种调整风力机翼型尾缘厚度的方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种调整风力机翼型尾缘厚度的方法，通过确定拟合翼型的调整区间并保留拟合钝尾缘翼型中拟合效果较好的部分后，对调整区间的上下弦进行了几何坐标变换，能够使区间变换后的坐标信息与原始翼型尾缘部分的原型数据基本相等，从而使得到的目标翼型尾缘与原始翼型的厚度基本相同，进而满足完全拟合钝尾缘翼型的需求，实现提高翼型拟合效果的目的。

Description

一种调整风力机翼型尾缘厚度的方法
技术领域
本发明涉及风力机叶片设计领域，尤其涉及一种调整风力机翼型尾缘厚度的方法。
背景技术
提高风力发电机发电功率一直是风力机叶片设计的关键部分，通常水平风力机越大，其叶片也越大。MW级水平风力发电机的叶片通常采用钝尾缘翼型，在保持高发电效率的情况下，兼顾了大型风力机叶片的结构稳定性。已有原始大型水平风力机的数据情况下，对其钝尾缘翼型进行拟合重设计，可以进一步提高该大型风力机的发电效率。
国际上常用的翼型拟合方法为解析函数线性叠加法、样条拟合方法、CST拟合法，国内也有研究人员提出了余弦函数法等方法去拟合翼型。惯用的翼型拟合方法对如NACA系列的尖尾缘翼型具有良好的精度，但对如DTU10MW风力机组成翼型的FFA-W3-301钝尾缘翼型的拟合效果较差，主要拟合误差集中在翼型靠后部分，特别是尾缘，其余部分的拟合情况相对较好。
在现有设计方案中，对于风力机尾缘翼型的拟合结果，无法在保留翼型拟合较好部分的情况下，将拟合较差的翼型靠后部分进行调整。
因此，现有技术还有待于改进和发展。
发明内容
鉴于上述现有技术的不足，本发明的目的在于提供一种调整风力机翼型尾缘厚度的方法，旨在解决如何对拟合较差的翼型靠后部分进行调整，进而如何提高翼型拟合效果的问题。
本发明的技术方案如下：
第一方面，本发明提供一种调整风力机翼型尾缘厚度的方法，其中，所述方法包括：
获取风力机原始翼型对应的拟合钝尾缘翼型；
确定所述拟合钝尾缘翼型的调整区间以及所述调整区间对应的参数信息；所述调整区间包括调整区间内各弦长各自分别对应的坐标信息；
根据所述参数信对所述调整区间内各个弦长各自分别对应的坐标信息进行坐标变换，得到区间变换后的坐标信息；
根据所述区间变换后的坐标信息和所述拟合钝尾缘翼型，得到目标翼型尾缘。
在一种实现方式中，所述调整区间内各个弦长各自分别对应的坐标信息、所述参数信息与所述区间变换后的坐标信息满足如下表达式：
Figure BDA0004021064200000021
/>
Figure BDA0004021064200000022
Figure BDA0004021064200000023
n1≥1,n2≥1；
其中，所述调整区间内各个弦长各自分别对应的坐标信息包括调整区间内各坐标点的相对弦长位置x0、对应的上弧线厚度值y0上以及对应的下弧线厚度值y0下；所述调整区间为起始坐标点的相对弦长位置ax到替代尾缘坐标点的相对弦长位置bx的区间；
所述参数信息包括坐标点x0在调整区间中的排列位置为Pi、调整区间内坐标点的个数为Pn、翼型上弦尾缘调整系数为ku、翼型下弦尾缘调整系数为kl、翼型上弦调整尾缘光滑度为n1和翼型下弦调整尾缘光滑度为n2；
所述区间变换后的坐标信息包括区间变换后各坐标点的横坐标x、对应的上弧线纵坐标为y上以及对应的下弧线纵坐标为y下。
在一种实现方式中，所述根据所述参数信对所述调整区间内各个弦长各自分别对应的坐标信息进行坐标变换，得到区间变换后的坐标信息，包括：
根据所述调整区间内各个弦长各自分别对应的坐标信息和所述参数信息，对所述调整区间内各坐标点进行坐标变换，得到区间变换后各坐标点；
当所述区间变换后各坐标点与原始翼型的原型数据满足预设拟合要求时，将所述区间变换后的各坐标点作为所述区间变换后的坐标信息。
在一种实现方式中，所述方法还包括：
当所述区间变换后各坐标点与原始翼型的原型数据不满足预设拟合要求时，对所述翼型上弦尾缘调整系数和所述翼型下弦尾缘调整系数进行调整，得到调整后的参数信息；
将所述调整后的参数信息作为所述参数信息，继续执行所述根据所述调整区间内各个弦长各自分别对应的坐标信息和所述参数信息，对所述调整区间内各坐标点进行坐标变换，得到区间变换后各坐标点的步骤，直至所述区间变换后各坐标点与原始翼型的原型数据的差值在预设阈值范围内时，将所述区间变换后的各坐标点作为所述区间变换后的坐标信息。
在一种实现方式中，所述调整区间内的替代尾缘坐标点在坐标变换后对应为区间变换后的尾缘终止点，所述原始翼型的原型数据包括位于原始翼型末端的原始末端点，所述尾缘终止点与所述原始末端点的横坐标相同；
所述当所述区间变换后各坐标点与原始翼型的原型数据不满足预设拟合要求时，对所述翼型上弦尾缘调整系数和所述翼型下弦尾缘调整系数进行调整，得到调整后的参数信息，包括：
当所述尾缘终止点对应的上弧线纵坐标大于所述原始末端点的上弧纵坐标，且所述尾缘终止点对应的下弧线纵坐标小于所述原始末端点的下弧纵坐标时；
缩小所述翼型上弦尾缘调整系数及所述翼型下弦尾缘调整系数，得到调整后的参数信息。
在一种实现方式中，所述拟合钝尾缘翼型包括所述调整区间和翼型保留区间；
所述根据所述区间变换后的坐标信息和所述拟合钝尾缘翼型，得到目标翼型尾缘，包括：
将所述翼型保留区间和所述区间变换后的坐标信息按顺序组合，得到目标翼型尾缘。
在一种实现方式中，所述方法还包括：
基于翼型优化模型分别对所述目标翼型尾缘、拟合钝尾缘翼型和原始翼型进行气动分析，得到目标翼型尾缘的气动特性、拟合钝尾缘翼型的气动特性和原始翼型的气动特性
根据所述目标翼型尾缘的气动特性、拟合钝尾缘翼型的气动特性和原始翼型的气动特性，判定所述目标翼型尾缘为所述原始翼型的最优拟合。
第二方面，本发明实施例提供了一种风力机翼型尾缘厚度调整系统，其包括：
获取模块，用于获取风力机原始翼型对应的拟合钝尾缘翼型；
数据确定模块，用于确定所述拟合钝尾缘翼型的调整区间以及所述调整区间对应的参数信息；所述调整区间包括调整区间内各弦长各自分别对应的坐标信息；
调整模块，用于根据所述参数信对所述调整区间内各个弦长各自分别对应的坐标信息进行坐标变换，得到区间变换后的坐标信息；
组合模块，用于根据所述区间变换后的坐标信息和所述拟合钝尾缘翼型，得到目标翼型尾缘。
第三方面，本发明实施例提供了一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现以下步骤：
获取风力机原始翼型对应的拟合钝尾缘翼型；
确定所述拟合钝尾缘翼型的调整区间以及所述调整区间对应的参数信息；所述调整区间包括调整区间内各弦长各自分别对应的坐标信息；
根据所述参数信对所述调整区间内各个弦长各自分别对应的坐标信息进行坐标变换，得到区间变换后的坐标信息；
根据所述区间变换后的坐标信息和所述拟合钝尾缘翼型，得到目标翼型尾缘。
第四方面，本发明实施例提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现以下步骤：
获取风力机原始翼型对应的拟合钝尾缘翼型；
确定所述拟合钝尾缘翼型的调整区间以及所述调整区间对应的参数信息；所述调整区间包括调整区间内各弦长各自分别对应的坐标信息；
根据所述参数信对所述调整区间内各个弦长各自分别对应的坐标信息进行坐标变换，得到区间变换后的坐标信息；
根据所述区间变换后的坐标信息和所述拟合钝尾缘翼型，得到目标翼型尾缘。
与现有技术相比，本发明实施例具有以下优点：
确定拟合翼型的调整区间并保留拟合钝尾缘翼型中拟合效果较好的部分后，对调整区间的上下弦进行了几何坐标变换，能够使区间变换后的坐标信息与原始翼型尾缘部分的原型数据基本相等，从而使得到的目标翼型尾缘与原始翼型的厚度基本相同，进而满足完全拟合钝尾缘翼型的需求，实现提高翼型拟合效果的目的。
附图说明
图1为本发明的调整风力机翼型尾缘厚度的方法的流程图；
图2为本发明的原始翼型的翼弦的概念图；
图3为本发明调整风力机翼型尾缘厚度的方法的一种实施例的流程图；
图4为本发明的余弦函数法拟合FFA-W3-301钝尾缘翼型的拟合结果与原翼型的对比图；
图5a和图5b为本发明的一种实施例中进行第一次坐标变换调整拟合翼型尾缘后的结果与原始翼型的对比图；
图6a和图6b为本发明的一种实施例中进行第二次坐标变换调整拟合翼型尾缘后的结果与原始翼型的对比图；
图7a、图7b和图7c分别为本发明的基于第一组气动特性测试环境参数计算出的升力系数变化图、阻力系数变化图和升阻比变化图；
图8a、图8b和图8c分别为本发明的基于第二组气动特性测试环境参数计算出的升力系数变化图、阻力系数变化图和升阻比变化图；
图9a、图9b和图9c分别为本发明的基于第三组气动特性测试环境参数计算出的升力系数变化图、阻力系数变化图和升阻比变化图；
图10为本发明实施例中计算机设备的内部结构图。
具体实施方式
本发明提供一种调整风力机翼型尾缘厚度的方法，为使本发明的目的、技术方案及效果更加清楚、明确，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
为了解决上述问题，本发明提供了一种调整风力机翼型尾缘厚度的方法，既能保留翼型拟合较好部分，又能调整拟合较差的翼型靠后部分。
图2为翼弦的概念图，风力机翼型的前缘点与后缘点的连线成为翼弦(即弦线)；图4为原始翼型的原型数据(即xy坐标点，raw未经处理的)与拟合钝尾缘翼型的拟合数据(即拟合xy坐标点，fit适配的)的关系图；
图5a和图6a均含有是采用本发明的调整风力机翼型尾缘厚度的方法后的目标翼型尾缘(fit所指示的线条)。
本发明的方法通过保留拟合钝尾缘翼型中拟合较好的部分，并将拟合钝尾缘翼型中拟合较差的靠后部分进行调整，具体地，通过将翼型拟合较差的靠后部分(即图4fit线条末端向弦线弯曲处)进行去除，并选取部分翼型拟合较好的部分至靠后部分之前的区间作为调整区间，从而将调整区间进行拉伸(即对坐标点进行坐标变换)，以使调整后的区间覆盖去除的部分，以使调整后的区间顺滑且与原始翼型相适配，并且将调整后的区间与保留的翼型拟合较好部分进行组合，从而使得到的目标尾缘翼型具有更好的拟合效果。如图1所示，所述方法包括：
步骤S100、获取风力机原始翼型对应的拟合钝尾缘翼型。
具体地，风力机原始翼型的原型数据已知的情况下，基于余弦函数法对所述原始翼型的原型数据(即横纵坐标数据)进行拟合，确定拟合数据(即拟合横纵坐标数据)；并根据所述拟合数据生成拟合钝尾缘翼型。本实施例中被拟合的原始翼型为DTU10MW风力机中的FFA-W3-301钝尾缘翼型，拟合方法为余弦函数法。
如图2所示，原始翼型的原型数据包括多个xy原型坐标点，拟合数据包括多个xy拟合坐标点，从而通过多个拟合坐标点(即拟合数据)依次顺滑连接生成拟合钝尾缘翼型。
步骤S200、确定所述拟合钝尾缘翼型的调整区间以及所述调整区间对应的参数信息；所述调整区间包括调整区间内各弦长各自分别对应的坐标信息。
所述步骤S200具体包括：
步骤S210、根据原始翼型和拟合钝尾缘翼型，确定调整区间的起始坐标点a的相对弦长位置和替代尾缘坐标点b的相对弦长位置，并保留拟合钝尾缘翼型前缘起点至翼型调整区间起始点部分(即起始坐标点a的相对弦长位置)。
具体地，拟合钝尾缘翼型包括多个拟合坐标点，即调整区间中包括多个坐标点(调整区间内各坐标点)就是所述调整区间内各弦长各自分别对应的坐标信息；由图4可知，拟合钝尾缘翼型中拟合较差的靠后部分，也就是横坐标(即相对弦长)在0.985～1范围中的翼型拟合效果较差，因此，将上述翼型拟合较差部分(横坐标0.985～1)去除，去掉拟合钝尾缘翼型0.985-1区间部分，从而将翼型拟合较差部分的起点(即0.985)作为调整区间的替换尾缘坐标点的横坐标；并且在图4中可看出，从弦长0.8之后原始翼型与拟合钝尾缘翼型开始偏离(即拟合效果从此开始不佳)，因此，将弦长0.8作为调整区间的起始坐标点的横坐标。
也就是说，起始坐标点的相对弦长位置(即弦长0.8)到替代尾缘坐标点的相对弦长位置(即弦长0.985)间(包括上述两点)为调整区间。以便在后续步骤中将调整区间(0.8～0.985)拉伸(或扩大/坐标变换)为区间变换后的区间(0.8～1)。需要注意，图4至图6中弦长与厚度无固定单位，本实施例中以弦线长度0～1(或100％)、对应比例厚度-0.15～0.15进行表示。
值得说明的是，如果调整区间较小，将调整后区间拉长(即后续步骤坐标变换)后，会导致整体目标尾缘翼型不协调，因此选取较长区间0.8-0.985，从而使调整后的区间并拉长覆盖0.985-1，进而达到得到的目标尾缘翼型更加协调的效果。
如图4所示，所述原始翼型的原型数据包括位于原始翼型末端的原始末端点，还包括图内其他没有连成线的点；拟合钝尾缘翼型的拟合数据包括位于拟合钝尾缘翼型末端的拟合末端点，还包括图内其他连成线的点。
步骤S220、根据拟合末端点和原始末端点，确定翼型上弦尾缘调整系数和翼型下弦尾缘调整系数。
具体地，确定调整区间后，继续确定对应的参数信息，参数信息包括调整区间内各坐标点在调整区间中的排列位置、调整区间内坐标点的个数、翼型上弦尾缘调整系数、翼型下弦尾缘调整系数、翼型上弦调整尾缘光滑度和翼型下弦调整尾缘光滑度。通过多个拟合坐标点的个数可确定上述调整区间内坐标点的个数。
需要说明的是，在一种实施例中，翼型上弦尾缘调整系数和翼型下弦尾缘调整系数可以根据0.985和1分别对应的纵坐标(厚度)根据公式进行逆求；但不限于此，在本实施例中，不通过公式逆求，仅根据拟合末端点和原始末端点的纵坐标进行判断确定一个尝试的数值。
步骤S300、根据所述参数信对所述调整区间内各个弦长各自分别对应的坐标信息进行坐标变换，得到区间变换后的坐标信息。
在本发明的较佳实施例中，所述调整区间内各个弦长各自分别对应的坐标信息、所述参数信息与所述区间变换后的坐标信息满足如下表达式：
Figure BDA0004021064200000091
Figure BDA0004021064200000092
Figure BDA0004021064200000093
n1≥1,n2≥1；
其中，所述调整区间内各个弦长各自分别对应的坐标信息包括调整区间内各坐标点的相对弦长位置x0、对应的上弧线厚度值y0上以及对应的下弧线厚度值y0下；所述调整区间为起始坐标点的相对弦长位置ax到替代尾缘坐标点的相对弦长位置bx的区间；
所述参数信息包括坐标点x0在调整区间中的排列位置为Pi、调整区间内坐标点的个数为Pn、翼型上弦尾缘调整系数为ku、翼型下弦尾缘调整系数为kl、翼型上弦调整尾缘光滑度为n1和翼型下弦调整尾缘光滑度为n2；
所述区间变换后的坐标信息包括区间变换后各坐标点的横坐标x、对应的上弧线纵坐标为y上以及对应的下弧线纵坐标为y下。
请同时参阅图5a、图5b、图6a和图6，利用上述表达式对调整区间的坐标点进行坐标变换，所述调整区间内的替代尾缘坐标点在坐标变换后对应为区间变换后的尾缘终止点，所述原始翼型的原型数据包括位于原始翼型末端的原始末端点，所述尾缘终止点与所述原始末端点的横坐标相同。
所述步骤S300具体包括：
步骤S310、根据所述调整区间内各个弦长各自分别对应的坐标信息和所述参数信息，对所述调整区间内各坐标点进行坐标变换，得到区间变换后各坐标点。
本发明的方法在步骤S200中确定的上弦尾缘调整系数ku为0.9，下弦尾缘调整系数kl为1.7，截取起始位置ax为0.8(即调整区间起始点的相对弦长位置)，截取终止位置bx为0.985(即替代尾缘坐标点的相对弦长位置)，上弦光滑度为3，下弦光滑度为3。光滑度在1或2时区间变换后的坐标信息(即区间变换后各坐标)生成的目标翼型尾缘粗糙，因此将光滑度设为3，但不限于此，也可设为3.5等其他值。
具体采用上述表达式，进行第一次坐标变换，得到第一次区间变换后各坐标点，并与原始翼型的多个原型坐标点(在0.8～1区间内)进行对比判断。
步骤S320、当所述区间变换后各坐标点与原始翼型的原型数据满足预设拟合要求时，将所述区间变换后的各坐标点作为所述区间变换后的坐标信息。
具体地，如图6a或图6b所示，当区间变换后各坐标点与原始翼型的原始数据(在0.8～1区间内)基本吻合时，判断满足要求，也就是调整后的拟合翼型尾缘末端厚度与原翼型基本相等，初步判定满足拟合要求。
在一种实现方式中，步骤S310之后，所述方法还包括如下步骤：
步骤S330、当所述区间变换后各坐标点与原始翼型的原型数据不满足预设拟合要求时，对所述翼型上弦尾缘调整系数和所述翼型下弦尾缘调整系数进行调整，得到调整后的参数信息。
具体地，当区间变换后各坐标点与原始翼型的原始数据(在0.8～1区间内)具有偏差时，判断不满足要求，也就是尾缘末端拟合效果得到显著提升，但与原翼型相比，上弦尾缘末端与下弦尾缘末端相较于原始翼型的原始末端点的上弧纵坐标与原始末端点的下弧纵坐标，具有明显偏差。
具体地，修改确定翼型上弦调整尾缘光滑度n1和翼型下弦调整尾缘光滑度n2可调整尾缘部分的曲线光滑度，其值越大，被调整的翼型尾缘部分越光滑。
在本实施例中，调整翼型上弦尾缘调整系数ku和翼型下弦尾缘调整系数kl可达到与被拟合翼型相等的尾缘厚度，ku>1上弦尾缘厚度被放大，ku<1上弦尾缘厚度被缩小，kl>1下弦尾缘厚度被放大，kl<1下弦尾缘厚度被缩小；所述步骤S330具体包括：
步骤S331、当所述尾缘终止点对应的上弧线纵坐标大于所述原始末端点的上弧纵坐标，且所述尾缘终止点对应的下弧线纵坐标小于所述原始末端点的下弧纵坐标时；也就是，与原翼型相比，上弦尾缘末端与下弦尾缘末端过厚。
步骤S332、缩小所述翼型上弦尾缘调整系数及所述翼型下弦尾缘调整系数，得到调整后的参数信息。具体地，上弦尾缘末端与下弦尾缘末端过厚(如图5所示)，需要进一步缩小上弦尾缘调整系数ku，缩小下弦尾缘调整系数kl。
在另一实施例中，所述步骤S330包括：
步骤S333、当所述尾缘终止点对应的上弧线纵坐标大于所述原始末端点的上弧纵坐标，且所述尾缘终止点对应的下弧线纵坐标大于所述原始末端点的下弧纵坐标时。
步骤S334、缩小所述翼型上弦尾缘调整系数，并增大所述翼型下弦尾缘调整系数，得到调整后的参数信息。具体地，缩小上弦尾缘调整系数ku，增大下弦尾缘调整系数kl。
在另一实施例中，所述步骤S330包括：
步骤S335、当所述尾缘终止点对应的上弧线纵坐标小于所述原始末端点的上弧纵坐标，且所述尾缘终止点对应的下弧线纵坐标小于所述原始末端点的下弧纵坐标时。
步骤S336、缩小所述翼型上弦尾缘调整系数及所述翼型下弦尾缘调整系数，得到调整后的参数信息。具体地，增大上弦尾缘调整系数ku，缩小下弦尾缘调整系数kl。
在另一实施例中，所述步骤S330包括：
步骤S337、当所述尾缘终止点对应的上弧线纵坐标小于所述原始末端点的上弧纵坐标，且所述尾缘终止点对应的下弧线纵坐标大于所述原始末端点的下弧纵坐标时。
步骤S338、缩小所述翼型上弦尾缘调整系数及所述翼型下弦尾缘调整系数，得到调整后的参数信息。增大上弦尾缘调整系数ku，增大下弦尾缘调整系数kl。
在一种实现方式中，所述步骤S300还包括：
步骤S340、将所述调整后的参数信息作为所述参数信息，继续执行所述根据所述调整区间内各个弦长各自分别对应的坐标信息和所述参数信息，对所述调整区间内各坐标点进行坐标变换，得到区间变换后各坐标点的步骤，直至所述区间变换后各坐标点与原始翼型的原型数据的差值在预设阈值范围内时，将所述区间变换后的各坐标点作为所述区间变换后的坐标信息。
具体地，在第一次区间变换后各坐标点不符合预设拟合要求时，继续进行第二次坐标变换，得到第二次区间变换后各坐标点，然后继续判断是否满足预设拟合要求，不满足时继续下一次坐标变换，直至最后一次坐标变换时，最后一次区间变换后各坐标点满足原始翼型的预设拟合要求。
进一步，在本实施例的步骤S332中，调整确定上弦尾缘调整系数ku为0.7，下弦尾缘调整系数kl为1.35，其余参数不变，即截取起始位置ax为0.8，截取终止位置bx为0.985，上弦光滑度为3，下弦光滑度为3。从而得到的第二次区间变换后各坐标点与原始翼型的原型坐标点(区间0.8～0.985)满足预设拟合要求，也就是尾缘末端拟合效果得到进一步提升，调整后的拟合翼型尾缘末端厚度与原翼型基本相等，判定满足拟合要求。
步骤S400、根据所述区间变换后的坐标信息和所述拟合钝尾缘翼型，得到目标翼型尾缘。
在一种实现方式中，所述拟合钝尾缘翼型包括所述调整区间和翼型保留区间；所述步骤S400具体包括：
步骤S410、将所述翼型保留区间和所述区间变换后的坐标信息按顺序组合，得到目标翼型尾缘。也就是将保留的翼型与变换坐标后的被调整部分按顺序组合。
在一种实现方式中，在完成步骤S400后，对调整尾缘后的翼型使用xfoil进行气动分析，与被拟合翼型的气动特性进行相似性验证，以此判定是否实现了原翼型的最优拟合，所述方法具体包括：
步骤S510、基于翼型优化模型(即xfoil)分别对所述目标翼型尾缘、拟合钝尾缘翼型和原始翼型进行气动分析，得到目标翼型尾缘的气动特性、拟合钝尾缘翼型的气动特性和原始翼型的气动特性。
步骤S520、根据所述目标翼型尾缘的气动特性、拟合钝尾缘翼型的气动特性和原始翼型的气动特性，判定所述目标翼型尾缘为所述原始翼型的最优拟合。
需要说明的是，在不同环境参数下分别对目标翼型尾缘、拟合钝尾缘翼型和原始翼型进行气动分析。
具体地，图7a、图7b和图7c为第一组基于xfoil的翼型气体动特性测试环境参数计算出的四个翼型(本实施例中坐标交换为两次)的升力系数、阻力系数、升阻比变化图，第一组环境参数下，雷诺数为20000，起始计算攻角为0°，终止计算攻角为40°，计算步长为0.8°，迭代100次，表1为原始翼型、余弦函数法拟合翼型、第一次使用本发明的方法调整余弦函数法拟合翼型尾缘后的翼型即尾缘1翼型的气动特性结果、第二次使用本发明的方法调整余弦函数法拟合翼型尾缘后的翼型即尾缘2翼型的气动特性结果，最佳攻角为最大升阻比对应攻角，尾缘2翼型与拟合翼型相比，最佳攻角、最佳攻角对应升阻力系数、最佳攻角对应升阻比、最大升力系数对应攻角、最大升力系数更接近原始翼型，与尾缘1翼型相比，最佳攻角对应升阻比、最大升力系数更接近原始翼型，最佳攻角对应升力系数、最佳攻角对应阻力系数相较尾缘1翼型误差仅处于1e-3量级(即0.001)。
表1
Figure BDA0004021064200000141
三个翼型在0°-10°攻角内与原始翼型的升力系数、阻力系数、升阻比变化有较好的相似度；10°-34°攻角内，第二次使用本发明的方法调整余弦函数法拟合翼型尾缘后的翼型即尾缘2翼型表现出与原翼型更相似的气动特性；34°-35°攻角内，第一次使用本发明的方法调整余弦函数法拟合翼型尾缘后的翼型即尾缘1翼型的升力系数、升阻比变化与原翼型更相似，尾缘2翼型的阻力系数变化与原翼型更相似；35°-40°攻角内，尾缘2翼型的气动特性与原翼型最为接近，总体而言，经本方法调整翼型尾缘后的翼型表现出比仅经拟合形成的翼型更接近原翼型的气动特性，经本方法二次调整后的尾缘2翼型整体气动特性最为接近原翼型。
具体地，图8a、图8b和图8c为第二组基于xfoil的翼型气体动特性测试环境参数计算出的四个翼型的升力系数、阻力系数、升阻比变化图，第二组环境参数下，雷诺数为30000，起始计算攻角为0°，终止计算攻角为40°，计算步长为0.8°，迭代100次，表2为原始翼型、余弦函数法拟合翼型、使用本发明的方法调整余弦函数法拟合翼型尾缘后的翼型的气动特性结果，最佳攻角为最大升阻比对应攻角，二次调整拟合翼型尾缘后的尾缘2翼型与拟合翼型相比，最佳攻角、最佳攻角对应阻力系数、最佳攻角对应升阻比、最大升力系数对应攻角、最大升力系数更接近原始翼型，与尾缘1翼型相比，最佳攻角对应升阻比更接近原始翼型，其余气动特性参数二者相等或尾缘2翼型误差略大于尾缘1翼型，但误差仅处于1e-3量级。
表2
Figure BDA0004021064200000151
三个翼型在0°-6°攻角内与原始翼型的升力系数、阻力系数、升阻比变化有较好的相似度；6°-34°攻角内，第二次使用本发明的方法调整余弦函数法拟合翼型尾缘后的翼型即尾缘2翼型表现出与原翼型更相似的气动特性；34°-37°攻角内，第一次使用本发明的方法调整余弦函数法拟合翼型尾缘后的翼型即尾缘1翼型的升力系数、阻力系书、升阻比变化与原翼型更相似；37°-40°攻角内，尾缘2翼型的气动特性与原翼型最为接近，总体而言，经本方法调整翼型尾缘后的翼型表现出比仅经拟合形成的翼型更接近原翼型的气动特性，经本方法二次调整后的尾缘2翼型整体气动特性最为接近原翼型。
具体地，图9a、图9b和图9c为第三组基于xfoil的翼型气体动特性测试环境参数计算出的四个翼型的升力系数、阻力系数、升阻比变化图，第三组环境参数下，具体雷诺数为40000，起始计算攻角为0°，终止计算攻角为40°，计算步长为0.8°，迭代100次，表3为原始翼型、余弦函数法拟合翼型、第一次使用本发明的方法调整余弦函数法拟合翼型尾缘后的翼型即尾缘1翼型的气动特性结果、第二次使用本发明的方法调整余弦函数法拟合翼型尾缘后的翼型即尾缘2翼型的气动特性结果，最佳攻角为最大升阻比对应攻角，尾缘2翼型与拟合翼型相比，前者的最佳攻角、最佳攻角对应升力系数、最佳攻角对应升阻比、最大升力系数攻角、最大升力系数更接近原始翼型，与尾缘1翼型相比，最佳攻角对应升阻比、最大升力系数对应攻角、最大升力系数更接近原始翼型。
表3
Figure BDA0004021064200000161
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经本发明的方法二次调整尾缘的尾缘2翼型的气动特性在0-40°攻角内与原翼型表现出高度相似性，三组不同环境条件的气动测试下，使用本发明的方法二次调整余弦函数法拟合翼型尾缘后的翼型的气动特性结果更接近原始翼型的气动特性，可以判定第二次调整后的翼型满足拟合要求，提升了翼型的拟合精度。
本发明利用坐标几何非线性变换建立尾缘形状、厚度调整的数学表达式。选取翼型调整区间的起始点与尾缘替代点，改变数学式中的尾缘调整参数与光滑度对截取起始点至尾缘的翼型坐标进行几何变换，使之与原翼型该区间内的上下弦相重合。进一步地对调整尾缘后的拟合翼型进行气动特性分析并与原始翼型对比，通过验证气动特性的相似性来确认尾缘调整的合理性。本发明的调整风力机翼型尾缘厚度的方法实践简单，用于提高拟合钝尾缘翼型精度时效果明显。
在本发明的较佳实施例中，正因为采用了上述的技术方案，在选取拟合翼型的调整区间、保留拟合精度较好部分后，对该部分的上下弦进行了几何坐标变换，通过反复调整翼型上弦尾缘调整系数、下弦尾缘调整系数，可以使拟合翼型的尾缘与原翼型尾缘厚度相等，进一步调整上弦尾缘光滑度、下弦尾缘光滑度，使得调整后的拟合翼型尾缘坐标与原翼型尾缘坐标更佳接近，最后再进一步使用xfoil验证调整后的拟合翼型与翼型的气动特性相等，满足了完全拟合钝尾缘翼型的需求。
在上述方法的基础上，本发明还提供了一种风力机翼型尾缘厚度调整系统，包括：
获取模块，用于获取风力机原始翼型对应的拟合钝尾缘翼型；其功能如步骤100所述；
数据确定模块，用于确定所述拟合钝尾缘翼型的调整区间以及所述调整区间对应的参数信息；所述调整区间包括调整区间内各弦长各自分别对应的坐标信息；其功能如步骤200所述；
调整模块，用于根据所述参数信对所述调整区间内各个弦长各自分别对应的坐标信息进行坐标变换，得到区间变换后的坐标信息；其功能如步骤3100所述；
组合模块，用于根据所述区间变换后的坐标信息和所述拟合钝尾缘翼型，得到目标翼型尾缘，其功能如步骤400所述.
在一个实施例中，本发明提供了一种计算机设备，该设备可以是终端，内部结构如图10所示。该计算机设备包括通过系统总线连接的处理器、存储器、网络接口、显示屏和输入装置。其中，该计算机设备的处理器用于提供计算和控制能力。该计算机设备的存储器包括非易失性存储介质、内存储器。该非易失性存储介质存储有操作系统和计算机程序。该内存储器为非易失性存储介质中的操作系统和计算机程序的运行提供环境。该计算机设备的网络接口用于与外部的终端通过网络连接通信。该计算机程序被处理器执行时以实现人脸姿态的确定方法。该计算机设备的显示屏可以是液晶显示屏或者电子墨水显示屏，该计算机设备的输入装置可以是显示屏上覆盖的触摸层，也可以是计算机设备外壳上设置的按键、轨迹球或触控板，还可以是外接的键盘、触控板或鼠标等。
本领域技术人员可以理解，图10所示的仅仅是与本申请方案相关的部分结构的框图，并不构成对本申请方案所应用于其上的计算机设备的限定，具体的计算机设备可以包括比图中所示更多或更少的部件，或者组合某些部件，或者具有不同的部件布置。
在一个实施例中，提供了一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现以下步骤：
获取风力机原始翼型对应的拟合钝尾缘翼型；
确定所述拟合钝尾缘翼型的调整区间以及所述调整区间对应的参数信息；所述调整区间包括调整区间内各弦长各自分别对应的坐标信息；
根据所述参数信对所述调整区间内各个弦长各自分别对应的坐标信息进行坐标变换，得到区间变换后的坐标信息；
根据所述区间变换后的坐标信息和所述拟合钝尾缘翼型，得到目标翼型尾缘。
在一个实施例中，提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现以下步骤：
获取风力机原始翼型对应的拟合钝尾缘翼型；
确定所述拟合钝尾缘翼型的调整区间以及所述调整区间对应的参数信息；所述调整区间包括调整区间内各弦长各自分别对应的坐标信息；
根据所述参数信对所述调整区间内各个弦长各自分别对应的坐标信息进行坐标变换，得到区间变换后的坐标信息；
根据所述区间变换后的坐标信息和所述拟合钝尾缘翼型，得到目标翼型尾缘。
应当理解的是，本发明的应用不限于上述的举例，对本领域普通技术人员来说，可以根据上述说明加以改进或变换，所有这些改进和变换都应属于本发明所附权利要求的保护范围。

Claims (10)

1.一种调整风力机翼型尾缘厚度的方法，其特征在于，包括：
获取风力机原始翼型对应的拟合钝尾缘翼型；
确定所述拟合钝尾缘翼型的调整区间以及所述调整区间对应的参数信息；所述调整区间包括调整区间内各弦长各自分别对应的坐标信息；
根据所述参数信对所述调整区间内各个弦长各自分别对应的坐标信息进行坐标变换，得到区间变换后的坐标信息；
根据所述区间变换后的坐标信息和所述拟合钝尾缘翼型，得到目标翼型尾缘。
2.根据权利要求1所述的调整风力机翼型尾缘厚度的方法，其特征在于，所述调整区间内各个弦长各自分别对应的坐标信息、所述参数信息与所述区间变换后的坐标信息满足如下表达式：
Figure FDA0004021064190000011
Figure FDA0004021064190000012
Figure FDA0004021064190000013
n1≥1,n2≥1；
其中，所述调整区间内各个弦长各自分别对应的坐标信息包括调整区间内各坐标点的相对弦长位置x0、对应的上弧线厚度值y0上以及对应的下弧线厚度值y0下；所述调整区间为起始坐标点的相对弦长位置ax到替代尾缘坐标点的相对弦长位置bx的区间；
所述参数信息包括坐标点x0在调整区间中的排列位置为Pi、调整区间内坐标点的个数为Pn、翼型上弦尾缘调整系数为ku、翼型下弦尾缘调整系数为kl、翼型上弦调整尾缘光滑度为n1和翼型下弦调整尾缘光滑度为n2；
所述区间变换后的坐标信息包括区间变换后各坐标点的横坐标x、对应的上弧线纵坐标为y上以及对应的下弧线纵坐标为y下。
3.根据权利要求2所述的调整风力机翼型尾缘厚度的方法，其特征在于，所述根据所述参数信对所述调整区间内各个弦长各自分别对应的坐标信息进行坐标变换，得到区间变换后的坐标信息，包括：
根据所述调整区间内各个弦长各自分别对应的坐标信息和所述参数信息，对所述调整区间内各坐标点进行坐标变换，得到区间变换后各坐标点；
当所述区间变换后各坐标点与原始翼型的原型数据满足预设拟合要求时，将所述区间变换后的各坐标点作为所述区间变换后的坐标信息。
4.根据权利要求3所述的调整风力机翼型尾缘厚度的方法，其特征在于，所述方法还包括：
当所述区间变换后各坐标点与原始翼型的原型数据不满足预设拟合要求时，对所述翼型上弦尾缘调整系数和所述翼型下弦尾缘调整系数进行调整，得到调整后的参数信息；
将所述调整后的参数信息作为所述参数信息，继续执行所述根据所述调整区间内各个弦长各自分别对应的坐标信息和所述参数信息，对所述调整区间内各坐标点进行坐标变换，得到区间变换后各坐标点的步骤，直至所述区间变换后各坐标点与原始翼型的原型数据的差值在预设阈值范围内时，将所述区间变换后的各坐标点作为所述区间变换后的坐标信息。
5.根据权利要求4所述的调整风力机翼型尾缘厚度的方法，其特征在于，所述调整区间内的替代尾缘坐标点在坐标变换后对应为区间变换后的尾缘终止点，所述原始翼型的原型数据包括位于原始翼型末端的原始末端点，所述尾缘终止点与所述原始末端点的横坐标相同；
所述当所述区间变换后各坐标点与原始翼型的原型数据不满足预设拟合要求时，对所述翼型上弦尾缘调整系数和所述翼型下弦尾缘调整系数进行调整，得到调整后的参数信息，包括：
当所述尾缘终止点对应的上弧线纵坐标大于所述原始末端点的上弧纵坐标，且所述尾缘终止点对应的下弧线纵坐标小于所述原始末端点的下弧纵坐标时；
缩小所述翼型上弦尾缘调整系数及所述翼型下弦尾缘调整系数，得到调整后的参数信息。
6.根据权利要求1所述的调整风力机翼型尾缘厚度的方法，其特征在于，所述拟合钝尾缘翼型包括所述调整区间和翼型保留区间；
所述根据所述区间变换后的坐标信息和所述拟合钝尾缘翼型，得到目标翼型尾缘，包括：
将所述翼型保留区间和所述区间变换后的坐标信息按顺序组合，得到目标翼型尾缘。
7.根据权利要求2所述的调整风力机翼型尾缘厚度的方法，其特征在于，所述方法还包括：
基于翼型优化模型分别对所述目标翼型尾缘、拟合钝尾缘翼型和原始翼型进行气动分析，得到目标翼型尾缘的气动特性、拟合钝尾缘翼型的气动特性和原始翼型的气动特性
根据所述目标翼型尾缘的气动特性、拟合钝尾缘翼型的气动特性和原始翼型的气动特性，判定所述目标翼型尾缘为所述原始翼型的最优拟合。
8.一种风力机翼型尾缘厚度调整系统，其特征在于，包括：
获取模块，用于获取风力机原始翼型对应的拟合钝尾缘翼型；
数据确定模块，用于确定所述拟合钝尾缘翼型的调整区间以及所述调整区间对应的参数信息；所述调整区间包括调整区间内各弦长各自分别对应的坐标信息；
调整模块，用于根据所述参数信对所述调整区间内各个弦长各自分别对应的坐标信息进行坐标变换，得到区间变换后的坐标信息；
组合模块，用于根据所述区间变换后的坐标信息和所述拟合钝尾缘翼型，得到目标翼型尾缘。
9.一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现权利要求1至7中任一项所述的调整风力机翼型尾缘厚度的方法的步骤。
10.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现权利要求1至7中任一项所述的调整风力机翼型尾缘厚度的方法的步骤。
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