CN1441876A

CN1441876A - 风轮机机翼结构

Info

Publication number: CN1441876A
Application number: CN01809903A
Authority: CN
Inventors: M·S·塞利格; K·K·韦策尔
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2000-05-01
Filing date: 2001-04-27
Publication date: 2003-09-10
Anticipated expiration: 2021-04-27
Also published as: CN1280538C; ES2237509T3; AU2001261081A1; WO2001083983A1; US6503058B1; EP1152148A1; DE60108195T2; EP1152148B1; DK1152148T3; DE60108195D1; ATE286569T1

Abstract

空气动力优化和结构优化的平衡提供了一种风轮机机翼，其性能明显提高。数学模型产生最大空气动力准则，其与结构分析结合把最优空气动力设计修正为平衡的、大大优化的机翼结构。这种合成机翼对GAEP具有显著的性能影响。该机翼基于理论最优化空气动力结构，按照需要修正该结构以使结构完整性最大化。用于最大化机翼性能的方法可使机翼的设计达到预定性能，同时使结构达到所需完整性。机翼族在操作和结构性能上明显提高，其包括从14％变化到45％的厚度/翼弦比。

Description

风轮机机翼结构

技术领域

本发明通常涉及风力涡轮机，尤其涉及一组用于风轮机性能优化的机翼结构。

背景技术

风力涡轮机是众所周知的。涡轮机桨叶或机翼是确定系统效率的主要因素之一，因此在优化性能方面是一个关键因素。通常，首先是识别一组要被使用的机翼；然后确定强度和扭曲的最佳翼展分布，以便优化翼展方向位置的功率系数，由此来进行涡轮机转子桨叶设计。这种过程所形成的桨叶在特殊应用场合通常不是最优结构。这些年已经进行了各种努力来优化桨叶结构，努力的结果各不相同。

作为实例，Zood Energy Systems，Inc.(本发明的受让人)已经使用一种比其欧洲对手更薄的机翼结构。例如，与Zond Z46/48/50桨叶的在24％处的厚度部分相比，由LM Glasfibre为Tacke的70米TW1.5秒系统制造的34米桨叶在翼展方向25％的位置上使用39％的厚部分。甚至在40％翼展处，机翼部分也是30％厚。这对阻力造成显著影响，从这些桨叶上获取的能量减少10％。

目前市场上IEC认证等级为1的的涡轮机具有约0.42-0.45kW/m²的转子负载，对于等级为2的来说为0.38-0.41kW/m²，对于等级为3的来说为0.33-0.38kW/m²。拿出已给的风轮机，然后彼此之间按比例缩放转子和驱动齿轮组，包括发电机，这时，确定桨叶负载对转子尺寸的关系是相当直接的一组计算。假定在对转子定标时，转子的空气动力性能和强度保持不变，那么对各种尺寸的机器来说，其额定风速将保持恒定。对于涡轮机例如Zood的750KW系列来说，85m/s的翼尖速度约是较高的极限。使用其作为固定的翼尖速度，可以确定额定轴速将与转子成反比：

Ω_额定＝V_翼尖/R (公式1)

这里Ω_额定是额定轴速，V_翼尖是固定的翼尖速度，而R是转子半径。

对于固定的转子负载来说，额定功率P_额定与转子直径的平方成比例，并且额定功率是额定转矩和额定轴速的乘积，因此额定转矩与转子直径的立方成比例，如下所示：

Q_额定＝P_额定/Ω_额定＝1/2(ρV³ _额定C_pπR²)(R/V_翼尖)-R³ (公式2)

这里ρ是_____________，V_额定是_____________，和C_p是__________。

额定转矩是由同一平面内作用在整个桨叶长度上的空气动力所产生。数学上，它由这些力与整个桨叶的力矩臂的积之和产生：(公式3)

这里F_x表示同一平面内每单位长度上的力。

所有风轮机机翼的数学模型都遵循这些公式。为了使机翼设计最大化，其余事情就是更好地理解这些模型。目前还不能清楚地理解设计的某些方面，和现有技术的合成机翼设计决不最优化。

本发明的概述

根据本发明公开的空气动力优化和结构优化所形成的一种新的和新颖的机翼设计，其相对于现有的机翼设计具有更好的性能。前述的数学模型产生了最大的空气动力准则(criteria)。然后与结构分析结合起来从而使优化的空气动力设计修正为平衡的、充分优化的机翼结构。当与现有技术的机翼相比时，本发明所形成的机翼具有对GAEP充分的性能影响。本发明是一种基于理论优化空气动力结构的机翼设计，其根据需要使该结构的一体性达到最大。

本发明是通过确定机翼数学定义的重要特征，来使机翼的结构和设计最大化和最优化的结果，其数学定义与上述现有技术公认的数学模型一致。

当把空气动力设计参数与结构需求平衡考虑时，这个程序为机翼性能的最大化从而实现最高的GAEP提供用一个准则。当实现必要的结构完整性时，本发明的方法在获得所需结构一体性的同时使机翼设计达到预定性能。

作为这种方法的结果，与相同或类似应用中所用的现有机翼相比本发明已经产生了一组操作和结构特性显著提高的机翼。这组机翼的厚度/翼弦比从14％到45％。

根据本发明，如果转子按比例地增加(也就是强度保持恒定)，然后把公式2置换进公式3可得，任何相同翼展位置上的F_x(也就是r/R)都等比于转子直径：

F_x≈R (公式4)

对于高升力阻力比来说，同一平面外侧区域内控制结构负载的力主要由动压、翼弦长度、升力系数和流入角的乘积产生：

F_x＝q_额定cC₁sinφ (公式5)

这里φ是流入角。

由于转子按比例增加，翼弦c等比于转子直径。由于转子负载保持恒定，q_额定和sinφ保持恒定，从公式4和5可得出：随着这些参数按比例增加，C₁沿着桨叶保持恒定。除了按比例增加外，流动角和桨叶的几何参数都不会变化，因此平面外每单位长度上的力也等比于转子直径，如下所示：

F_x＝q_额定cC₁sinφ≈R (公式6)

因此，副翼方向上桨叶根部弯矩My_额定也等比于直径的立方：(公式7)

本发明现已经确定当转子直径按比例增加(强度保持恒定)，并且额定功率和翼尖速度保持恒定时，额定风速根据下面公知的关系式将随转子直径的增加而降低：

P_额定＝(1/2)ρV³ _额定C_pπR² (公式8)

假设额定功率恒定，则得：

V_额定≈R^-2/3 (公式9)

由此得出：翼尖额定速度，或X随转子直径而增加：

X＝(V_翼尖/V_额定)≈R^-2/3 (公式10)

对于恒定的翼尖速度来说。

在这个实例中，公式2变为：

Q_额定＝P_额定/Ω_额定＝P_额定(R/V_翼尖)≈R (公式11)

把公式3代入公式11，可得：

F_x≈1/R (公式12)

其明显不同于前面的假设。再看公式5，在本发明的方法中.外侧位置上的动压受切向速度的影响，所以额定风速的降低对额定风速时的动压影响很小。因此，流入角随局部速率相反变化，公式5和12变为：

F_x≈q_额定cC₁sinφ≈R C₁(1/X)≈R C₁(1/X)≈C₁R^1/3 (公式13)

用公式10替换X，合并公式12和13，可得：

C₁≈R^-4/3 (公式14)

在额定风速下，把公式14代入公式6可得出：

F_y≈q_额定cC₁cosφ≈R^-1/3 (公式15)

F_x和F_y表示给定等效翼展位置上的值，即，每个桨叶上相同的r/R点。现在，把公式15代入公式7，结果为：

(公式16)

在上述的情况下，根部弯矩等比于半径的1.66次幂。

这个模型已被Bladed的三转子750KW涡轮机确认。(Bladed是由Garrad Hassan提供的商业设计程序)。其中的三个转子为50m转子、52m转子和55m转子。测量的比例系数在1.6的范围内，或与公式15计算出来的比例系数的理论值1.66非常接近，注意计算分析(公式16)忽略了一些次要因素的影响，例如，额定风速变化对动压和其它变量的影响，实际的测试基本确证了该计算分析。当确认疲劳负载来自于在上述分析中使用的相同的空气动力模型时，其用来计算静态(最大)负载，可以假定疲劳负载类似于在公式16中进行换算。

当使用其它研究导出的假设。即导叶片强度减少一半(偏移加倍)将使疲劳减少15％时，可以使用公式16来计算什么样的转子尺寸将使负载增加15％。例如，当使用70.5m转子和1500KW额定值的Tacke的TW1.5s涡轮机时，可从其它人的研究中确定：当桨叶硬度减少一半时，负载将减少15％。然后根据下列公式转子可以按比例增加，其从公式16中得出：

(M_额定)_{较大的，弹性的}＝(M_额定)_{基准，弹性的}(R_较大的/R_基准)^5/3

＝.85(M_额定)_基准(R_较大的/R_基准)^5/3

＝(M_额定)_基准 (公式17)

和，为求得新转子直径，可得：

R_较大的/R_基线＝(1/.85)/6＝1.10 (公式18)

因此，如果硬度下降两折，70.5m转子可以增加10％达到77m转子而不增加设计的关键疲劳负载。这就使扫过面积增加20％，假定50％能量的获取来自额定状态下的运行，每年的能量产量净增加10％。这个实例是0.32KW/m²转子负载的例子(用于IEC等级2)

作为这种分析的结果，当使用77m根圆直径时，已采取了许多转子优化的初步研究结果。这样在最后的尺寸分析中，成本更有效的1.8MW机器的转子直径将增加到85m。在优选实施例中，将使用更为保守的80.5m转子直径。

现在确定的研究的结果为：

1.在第一位置上(25％-30％半径)，可以使用达到30％厚的机翼而没有显著的GAEP损失(每年的能量毛产量)。

2.为了使GAEP最大，第二(55％-60％半径)、第三(75％-80％半径)和第四桨叶位置(90％-95％)的机翼t/c(厚度)应该分别不超过21％、18％和14％。

3.增加设计参数c₁来增加GAEP。业已发现在设计参数c₁范围内，值1.25对于所有桨叶位置来说是最优的。翼尖区域里较低的设计参数c₁有益于保持桨叶不失速。

4.沿着桨叶增加机翼t/c造成的GAEP损失可很容易地通过增加c1来得到补偿。在不牺牲能量获取的情况下可使用较厚的机翼。

这些空气动力研究已经与结构设计研究联合起来提供一种综合设计准则，其中机翼的厚度和升力范围得到优化。对于最优空气动力性能来说，最好是具有高升力/阻力比的薄机翼，而出于结构上的考虑，则优选较厚的机。与低升力机翼相比，高升力机翼在给定层流条件下产生较大的升力/阻力比，其增加了能量获取。然而高升力机翼也具有结构上的问题。因此，需要在空气动力和结构之间进行的平衡，从而为特定桨叶确定最优的机翼t/c和升力范围。

因此，最好对将机翼厚度(t/c)和升力范围对能量获取的影响进行量化。使用77m转子的1.63-MW NGT来对该信息量化从而进行权衡研究。对于单个桨叶径向位置上的不同分段来说，该分析产生的数据量化了机翼厚度(t/c)和升力范围对能量获取的影响的。然后把最好的机翼t/c和升力范围用于四个选择位置，从而将全部桨叶设计到最大能量获取点。截去桨叶内侧翼弦对能量产生的影响可以提供最小化根部区域内桨叶面积的影响数据。对于给它的一组机翼来说，业已发现翼弦的减少将导致实际厚度的减少，这对结构不利除非将机翼截平。

在优选实施例中，对桨叶几何结构进行设计从而得到最大的年产能量。在设计每个桨叶分段时，规定1/3最佳轴向流入和设计升力系数，用计算机程序PROPID的逆向设计能力得到相应的翼弦和扭曲/斜度，(PROPID是商业可获得的设计程序)。所选的设计c₁得出相同的翼弦长度，该长度独立于所考虑的机翼t/c，其中c₁是实现最大升力阻力比的c₁。在用于确认这个分析的实例中，使用下列设计条件：

·机械额定功率为1.8MW

·系统效率为90％，产生1.62MW的额定电功率

·三个桨叶，直径为77m的逆风转子

·设计翼尖速比为7.68，其对应于额定功率下的翼尖速率为80m/s

·海平面大气条件

为了在这个模型上确定能量的年产量，还要考虑IEC风等级II(在毂高度上平均风速为8.5m/s)和Rayleigh风速分布。考虑除90％的系统效率外没有其它损失。以100％实用性来计算GAEP。

在径向位置上四个桨叶分段上执行设计程序，即25％-30％半径，55％-60％半径，75％-80％半径，90％-95％半径。设计参数c₁规定为1.05并且径向位置上四个位置的机翼厚度是不同的。还有，在每个径向位置上，其机翼厚度是固定的，其设计参数c₁是变化的。为了研究设计c₁对能量获取的影响，机翼t/c对于位置1来说固定在27％，对于位置2来说在21％，对于位置3来说在16％和对于位置4来说在12％。同段的设计一样，用四个位置上的桨叶机翼来设计整个桨叶，将毂模型化为圆柱体。

在该研究之外，已经开发了一种基准情形，由于它使用比现有技术Z-48桨叶更高升力的机翼，其代表能量获取最大时的最好情形，并具有相似的机翼t/c分布。

除此之外，已经确定在第一位置上(25％-30％半径)可以使用达到30％厚的机翼，而不会有明显的GAEP损失。截去30％厚机翼将明显地减少GAEP，其损失达到未截30％机翼的12倍。由于截平30％厚机翼造成的GAEP损失大于截取后给结构带来的优点。

对第二(55％-60％半径)、第三(75％-80％半径)和第四桨叶位置(90％-95％)来说，当机翼t/c(厚度)不超过21％、18％和14％时，GAEP达到最大。

提高设计参数c₁来增加GAEP。业已发现，值1.25对于所有桨叶位置来说都是最优的，尽管根据控制器保持桨叶不失速的能力，翼尖区域里可能需要较低的设计c₁。

沿着桨叶提高机翼t/c造成的GAEP损失可轻易地通过设计参数c₁的提高而得到补偿。因此，可以使用比现有技术Z-48桨叶厚的机翼而不牺牲能量获取。

截平或缩短内侧翼弦应限定到翼弦最大标称长度值的25％-30％。翼弦的这种截平对GAEP只有很小的影响，尤其是如果不截平根部机翼更是如此。

根据这个准则，可通过最大化的空气动力和最大化结构要求之间的平衡，来优化机翼设计从而提供可靠的、有效的机翼，相对于现有技术结构来说其GAEP更高。

因此本发明的目的和特征是提供一种用于设计增强的机翼结构的设备和方法，该机翼结构用于空气动力设计参数最大化的风轮机。

本发明的另一目的和特征是提供一种用于设计增强的机翼结构的设备和方法，该机翼结构用于结构设计参数最大化的风轮机。

本发明的又一目的和特征是提供一种用于设计增强的机翼结构的设备和方法，该机翼结构具有平衡的空气动力和结构特性。

本发明的附加目的和特征是提供一种机翼，该机翼在设计上具有更高的GAEP性能。

在附图和优选实施例的详细说明中，本发明的其它目的和特征将是显而易见的。

附图的简要说明

图1是一个图表，示出在分段设计中考虑的每个径向位置的机翼厚度。

图2是一个图表，示出图1每个径向位置的升力系数。

图3是一个图表，示出用于整个桨叶设计的每个位置上的机翼厚度和设计升力系数。

图4是一个图表，示出不同机翼厚度和桨叶位置的年度能量总产量(GAEP)。

图5是一个曲线图，示出25％-30％半径的第一位置处不同机翼厚度的GAEP。

图6是一个曲线图，示出55％-60％半径的第二位置处，不同机翼厚度的GAEP。

图7是一个曲线图，示出75％-80％半径的第三位置处，不同机翼厚度的GAEP。

图8是一个曲线图，示出90％一95％半径上的第四位置处，不同机翼厚度的GAEP。

图9是一个图表，示出不同的机翼设计升力系数和桨叶位置的GAEP。

图10是一个曲线图，示出25％-30％半径的第一位置处，不同设计升力系数的GAEP。

图11是一个曲线图，示出55％-60％半径的第二位置处，不同设计升力系数的GAEP。

图12是一个曲线图，示出75％-80％半径的第三位置处，不同设计升力系数的GAEP。

图13是一个曲线图，示出90％-95％半径的第四位置处，不同设计升力系数的GAEP。

图14是一个图表，示出每年收入中的最大损耗表，其由不同位置上一个桨叶分段的设计升力系数的差值0.4所产生。

图15是一个图表，示出在没有弦内截平的情况下，基准情形(7,336.7MWh)和1b情形(7,320.6MWh)的GAEP获取差。

图16是表示桨叶设计的翼弦分布图。

图17是表示桨叶设计的实际厚度分布图。

图18是表示在有和没有截平的情况下，桨叶设计1b、2b和3b的翼弦分布图。

图19是表示在有和没有截平的情况下桨叶设计1b、2b和3b的厚度分布图。

图20是一个图表，示出在弦内截平的情况下，基准情形(7,336.7MWh)和1b情形(7,320.6MWh)的GAEP获取差。

图21是一个图表，示出在2b情形没有机翼截平的条件下，基准情形(7,336.7MWh)和具有递增内侧翼弦的2b情形(7,320.6MWh)的GAEP获取差。

图22是一个图表，示出在2b情形具有机翼截平的条件下，基准情形(7,336.7MWh)和具有递增内侧翼弦的2b情形(7,320.6MWh)的GAEP获取差。

图23是用按比例分隔的所有机翼合成图。

优选实施例的详细描述

如上所述，使用公式：(公式16)

来导出最佳机翼的最大空气动力准则。

其中公式16可以用来计算负载减少15％时的转子尺寸。例如，使有70.5m转子和1500KW额定功率的Tackes的TW1.5s涡轮，可以确定当桨叶硬度减半时负载将减少15％。然后根据下列公式可以按比例放大转子，这些公式来自于公式16：

(M_额定)_{较大的，可变的}＝(M_额定)_{基准，可变的}(R_较大的/R_基准)^5/3

＝.85(M_额定)_基准(R_较大的/R_基准)^5/3

＝(M_额定)_基准 (公式17)

并且，为了求取新转子的直径，可得：

R_较大的/R_基准＝(1/.85)/6＝1.10 (公式18)

一旦完成，就可根据例图1-13中收集的图表信息确定结构特征修改优化的空气动力设计，从而对设计进行修改。应该注意用于图1-13所示列表的实例是示例性的。相同的方法可用于其它结构配置。本发明的要点是使用这种结构数据来修改优化的空气动力设计以便用最佳空气动力来平衡机翼的结构完整性。

图1示出每个径向位置1-4的t/c厚度v＼。图1中表示了十五种情形。图2中每个机翼厚度都是固定的并且设计参数c₁是变化的。在确定设计c₁对能量获取影响的实例中，机翼t/c对于位置1来说固定在27％，对于位置2来说固定在21％，对于位置3来说固定在16％，对于位置4来说固定在12％。

相同的方法可以连同整个桨叶设计(桨叶设计)一起使用，这些结果示于图3中。图3一共示出了七种桨叶设计情形。沿着桨叶使用的机翼在相同的四个位置上定义为分段设计，并且将毂看作圆柱体。用25米/秒(m/s)的切断速度用来计算GAEP。图3示出七种桨叶设计情形，每个位置上的机翼t/c和设计参数c₁。基准情形表示在能量获取最大化方面的最好情形的方案。现有技术Z-48桨叶的机翼t/c和设计c₁分布是情形1b。情形1a表示具有Z-48桨叶中的翼下沉，其中机翼t/c随设计参数c₁的增加而增加以便平衡由于使用高升力机翼造成的桨叶弦的减少。

在情形1b、2b、3b中，将截平或缩短内侧翼弦对能量获取的影响进行量化。在截平翼弦中，考虑两种情形。首先，使用相同的机翼t/c并由此随翼弦减少成比例地减少实际桨叶厚度。其次，截平机翼相同的翼弦量，由此保持桨叶物理厚度恒定。

把分段设计细分为两组情形，第一组覆盖了一组给定设计参数c₁为1.05时的机翼t/c，第二组则考虑增加设计参数c₁而固定机翼t/c不变。对于所给出的设计参数c₁和位置来说，翼弦长度是相同的，并且转子推力独立于设计参数c₁和机翼t/c在给定位置下是相同的。

图4图示了图1中所有情形GAEP之间比较结果。第一位置的产量约为第四位置GAEP的1/3。相反，第二和第三位置分别提供约为第四位置GAEP的70％和93％。给定位置的GAEP的差异示于图5-8中。

图5所示为GAEP随第一位置机翼t/c的变化情况。GAEP轴表示10％的差。对于非截平机翼来说，GAEP随机翼t/c的降低相对较小，因此尽管损耗GAEP，但增加机翼t/c带来的结构优势可能更为有益。截平30％厚机翼导致GAEP迅速损失。使用$0.05/kWh，图4中描述的GAEP最大差相应于每年的收入损失$416.00，考虑到这仅是单个桨叶分段，因而这一损失非常大。因此，截平30％厚机翼造成的GAEP损失应该用截平提供的结构优势来平衡。

图6示出第二位置的GAEP结果，从中可以看出24％的机翼t/c相应于最佳点(收益递减点)。GAEP轴表示2％的差。在$0.05/kWh时，每年收益的最大差是$129.00。21％-24％的机翼t/c对于这个位置来说是最佳的。

在图7中描述了第三位置的GAEP结果，图7中的GAEP轴又表示2％的差。18％的机翼t/c是最大的。

图8表示第四位置的GAEP结果，GAEP轴也标定为2％的差。最大机翼t/c是14％。

图9表示图2中所示十二种情形的GAEP。这些结果之间的相对差类似于机翼t/c变化的差。图10-13表示每个位置的GAEP，其中GAEP轴相应于2％的最大差。前面每个位置，增加c₁则提高GAEP，并且1.25是设计参数c₁的收益递减点。随着c₁增加而增加GAEP的趋势可以追溯到固定量的机翼层流。

图14表示当价格为$0.05/kWh时每个位置年收益的差。对于内侧位置来说该差较小，因此增加内侧设计参数c₁的价值受到减少翼弦对结构影响的控制。对于外侧位置来说，增加设计参数c₁的代价较大。

在图15-23中概述了桨叶设计。图15图示了六种情形中的基准情形和情形1b的GAEP百分比差。情形1b是基准，其基于现有技术Z-48桨叶的机翼t/c和设计c₁分布。

图1中GAEP减少0.1％将使每个涡轮在$0.05/kWh的情况下每年损失约$367。如图8所示，与其它情形相比，基准情形提供大量能量。基准情形在能量获取方面是最好的方案，但在结构方面是最差设计之一。因此，当目的是平衡结构和空气动力需求时，最佳情形不是基准情形。在这些情形的每个情形中相似的GAEP说明通过增加设计c而增加GAEP可以补偿由于递增机翼t/c造成的能量获取的减少。

在图16和18中图示了每种情形的结构，其分别描述了相应的翼弦和实际厚度分布。在所有情形中，内侧翼弦长度大，这增加了桨叶成本。因此，截平内侧翼弦长度是吸引人的选择。图18示出用于情形1b、2b和3b的截平和未截平内侧翼弦长度的翼弦分布。在图19中描述了相应的实际桨叶厚度分布。Tc代表截平的翼弦和Ta代表截平的机翼。图19清楚地说明了截平翼弦时截平机翼的结构优势。

图20中示出情形1b、2b和3b中把内侧翼弦截平到最大长度2.2m(或比毂直径大10％的情形中)的效果。图中展示了两种方案的结果。在具有延长“Tc22”(最大翼弦为2.2m)的那些情形中，没有截平根机翼，而对于具有延长“Tc22Ta”的情形来说，则使用截平的根机翼。截平程度直接与翼弦长度的减少成比例。较大程度截平的情形GAEP减少较大，并且截平机翼会进一步减少GAEP。翼弦截平的减少导致在$0.05/kWh时GAEP减少$293-$624。除翼弦之外的根机翼的截平使GAEP年损失增加$2055-$3707。然而，根据该申请的结构显示，这种方法仍是合意的。

图21示出内侧翼弦截平更少的情形2b，其中没有截平机翼，而图22中则截平了机翼。最大翼弦长度是2.4m、2.6m、2.8m和3.0m。如图21中所示，2.4m的最大翼弦长度(或约为截平前最大翼弦长度的70％)是收益递减点。当截平根机翼时，参见图22，截平的最佳翼弦长度达到2.6m。注意，将翼弦限定为2.6m实际上实现了与没有翼弦截平相同的GAEP。

当考虑空气动力设计参数来平衡结构条件时，这些测试结果提供了一个用于最大化机翼性能从而实现最高GAEP的准则。本发明的方法可使机翼设计达到预定结果，同时使结构达到必须的完整性。

作为这种方法的结果，本发明已经产生了一组操作和结构特性更好的机翼，该性能超过在相同或类似申请中使用的现有机翼。这组机翼包括从14％变化到45％的厚度/翼弦比。在图23中示出使用这些标准配置的所有机翼的组合。

第一机翼包括厚度/翼弦比为14％，其最大t/c位于30％翼弦附近。当最大升力/阻力出现时，设计升力系数是1.10-1.25。设计雷诺数是8百万。在实施中，这个机翼已经表明相对较弱的失速特征。该机翼相对来说不受前缘表面最大粗糙度和设计升力系数的影响。这个机翼容易与其它机翼组合在本发明的机翼组中。

该组的另一机翼包括厚度/翼弦比为18％，其最大t/c位于30％翼弦附近。当最大升力/阻力出现时，设计升力系数是1.10-1.25。设计雷诺数是8百万。在实施中，这个机翼已经表明相对较弱的失速特征。该机翼相对来说不受前缘表面最大粗糙度和设计升力系数的影响。这个机翼容易与其它机翼组合在本发明的机翼组中。

另外的机翼包括厚度/翼弦比为24％，其最大t/c位于30％翼弦附近。当最大升力/阻力出现时，设计升力系数是1.20-1.25。设计雷诺数是7百万。在实施中，这个机翼已经表明相对较弱的失速特征。该机翼相对来说不受前缘表面最大粗糙度和设计升力系数的影响。这个机翼容易与其它机翼组合在本发明的机翼组中。

另外的机翼包括厚度对翼弦比为27％，其最大的t/c位于30％翼弦附近。当最大升力对阻力出现时，设计升力系数是1.20-1.30。设计雷诺数是5百万。在实施中，这个机翼已经表明相对软的失速特征。该机翼相对不受前缘表面最大粗糙度和设计升力系数的影响。这个机翼容易与其它机翼混合在根据本发明的机翼组中。

另外的机翼包括厚度对翼弦比为30％，其最大t/c位于20％翼弦附近。当最大升力/阻力出现时，设计升力系数是1.25-1.45。设计雷诺数是4百万。在实施中，这个机翼已经表明相对较弱的失速特征。该机翼相对来说不受前缘表面最大粗糙度和设计升力系数的影响。这个机翼容易与其它机翼组合在本发明的机翼组中。

另外的机翼包括厚度对翼弦比为45％，其最大t/c位于30％翼弦附近。当最大升力/阻力出现时，设计升力系数是1.25。设计雷诺数是3百万。在实施中，这个机翼已经表明相对较弱的失速特征。该机翼相对不受前缘表面最大粗糙度和设计升力系数的影响。这个机翼容易与其它机翼组合在根据发明的机翼组中。

这些机翼形成了一族其能够在物理上混入光滑转子桨叶表面的机翼。在某些应用中，最厚的(45％)机翼可以是截平的机翼。主机翼(18％)和厚的翼尖(14)增加了层流。这促进了较弱的失速，是我们需要的。它也提高了转子性能。在顶端机翼设计中还考虑到了噪音。对于具有高尾端负载(大的后底舱)的机翼来说，它们很可能与机翼尾流中增加的不稳定相关，从而增加了噪音。因此在设计顶端机翼时，机翼后缘应没有后负载。尾流几乎不可能是不稳定的，因此桨叶运行更安静。

关于内侧根部区域机翼，更多工作是对获取满意的升力性能而不是低阻力。通过研究桨叶根部区域的扭矩分布可达到这个目的。在发电方面，更大重点应该放在升力而不是升力/阻力比上。对于这种厚机翼来说，难题是避免过多粗糙损失。因此采取两个措施：(1)只允许短程层流，和(2)吸气表面的压力分布不要达到极限。然而，为了保持上表面良好的压力分布并实现高升力，30％厚机翼的下表面包括相当大的下舱。在45％厚机翼设计中，上表面和下表面压力分布变得更为极端，并且性能进一步如预期那样受到限制，尤其是在粗糙条件下。

最初的45％厚机翼包括9％尾缘厚度，以便进一步减轻上表面上的强压力恢复，其仅是高厚度的结果。在最终的设计中考虑到加工使用较薄的1.2％机翼尾缘，这些机翼的另一特征是钝前缘，当机翼在90°或接近90°运行时，其将形成更有利的启动扭矩。

虽然本文中已经详细描述了本发明的某些特征和实施例，应该理解本发明包括了权利要求书范围和精神实质内的所有改进、修改和增加。

Claims

1.一种用于电力风轮机的机翼，所述机翼具有毂、外翼尖和位于毂上的内侧翼弦长度、位于翼尖上的外侧翼弦长度和中间翼弦长度，以及厚度，从毂进行测量，中间翼弦长度在0％到100％之间变化，其在测量上以特定翼弦位置上的厚度和翼弦长度之间的比率作出，所述机翼包含：

a.大约在30％翼弦处，厚度/翼弦比在14％-45％范围内；

b.设计升力系数在1.10-1.25范围内；和

c.设计雷诺数在3-8百万范围内。

2.根据权利要求1所述的机翼，还包括钝前缘。

3.根据权利要求1所述的机翼，还包括截平的内侧翼弦，其大约是截平前翼弦长度的70％。

4.根据权利要求1所述的机翼，还包括截平的内侧翼弦，其大约大于毂直径10％。

5.根据权利要求1所述的机翼，其特征在于：45％厚的机翼包括大约9％的机翼尾缘厚度。

6.根据权利要求1所述的机翼，其特征在于：45％厚的机翼包括大约1.2％的机翼尾缘厚度。

7.一种用于电力风轮机的机翼，所述机翼具有毂、外翼尖和位于毂上的内侧翼弦长度、位于翼尖上的外侧翼弦长度和中间翼弦长度，以及厚度，从毂进行测量，中间翼弦长度在0％到100％之间变化，其在测量上以特定翼弦位置上的厚度和翼弦长度之间的比率作出，所述机翼包含：

a.大约在30％翼弦处，厚度/翼弦比约在14％范围内；

b.设计升力系数在1.10-1.25范围内；和

c.设计雷诺数约为8百万。

8.一种用于电力风轮机的机翼，所述机翼具有毂、外翼尖和位于毂上的内侧翼弦长度、位于翼尖上的外侧翼弦长度和中间翼弦长度，以及厚度，从毂进行测量，中间翼弦长度在0％到100％之间变化，其在测量上以特定翼弦位置上的厚度和翼弦长度之间的比率作出，所述机翼包含：

a.大约在30％翼弦处，厚度/翼弦比约在18％范围内；

b.设计升力系数在1.10-1.25范围内；和

c.设计雷诺数约为8百万。

9.一种用于电力风轮机的机翼，所述机翼具有毂、外翼尖和位于毂上的内侧翼弦长度、位于翼尖上的外侧翼弦长度和中间翼弦长度，以及厚度，从毂进行测量，中间翼弦长度从0％到100％之间变化，其在测量上以特定翼弦位置上的厚度和翼弦长度之间的比率作出，所述机翼包含：

a.大约在30％翼弦处，厚度/翼弦比约在24％范围内；

b.设计升力系数在1.20-1.25范围内；和

c.设计雷诺数约为7百万。

10.一种用于电力风轮机的机翼，所述机翼具有毂、外翼尖和位于毂上的内侧翼弦长度、位于翼尖上的外侧翼弦长度和中间翼弦长度，以及厚度，从毂进行测量，中间翼弦长度从0％到100％之间变化，其在测量上以特定翼弦位置上的厚度和翼弦长度之间的比率作出，所述机翼包含：

a.大约在30％翼弦处，厚度/翼弦比约在27％范围内；

b.设计升力系数在1.20-1.30范围内；和

c.设计雷诺数约为5百万。

11.一种用于电力风轮机的机翼，所述机翼具有毂、外翼尖和位于毂上的内侧翼弦长度、位于翼尖上的外侧翼弦长度和中间翼弦长度，以及厚度，从毂进行测量，中间翼弦长度从0％到100％之间变化，其在测量上以特定翼弦位置上的厚度和翼弦长度之间的比率作出，所述机翼包含：

a.大约在30％翼弦处，厚度/翼弦比约在30％范围内；

b.设计升力系数在1.25-1.40范围内；和

c.设计雷诺数约为4百万。

12.一种用于电力风轮机的机翼，所述机翼具有毂、外翼尖和位于毂上的内侧翼弦长度、位于翼尖上的外侧翼弦长度和中间翼弦长度。以及厚度，从毂进行测量，中间翼弦长度从0％到100％之间变化，其在测量上以特殊翼弦位置上的厚度和翼弦长度之间的比率作出，所述机翼包含：

a.大约位于30％翼弦处，厚度对翼弦的比约在45％范围内；

b.设计升力系数在1.25范围内；和

c.设计雷诺数约为3百万。

13.一族用于电力风轮机的机翼，每个机翼具有毂、外翼尖和位于毂上的内侧翼弦长度、位于翼尖上的外侧翼弦长度和中间翼弦长度，以及厚度，从毂进行测量，中间翼弦长度在0％到100％之间变化，其在测量上以特定翼弦位置上的厚度和翼弦长度之间的比率作出，所述一族包含：

a.大约在30％翼弦处，第一机翼具有约为14％的厚度/翼弦比，设计升力系数在1.10-1.25范围内，和设计雷诺数约为8百万；

b.大约在20％翼弦处，最后机翼具有约为45％的厚度/翼弦比，设计升力系数约为1.25，和设计雷诺数约为3百万。

14.如在权利要求13中所述的该族机翼，在第一和最后机翼之间还包括至少一个中间机翼，所述中间机翼包含：

a.厚度/翼弦比大于14％并小于45％；

b.设计升力系数大于1.10并且不超过1.25；

c.设计雷诺数大于3百万并且不超过8百万。