WO2015165140A1

WO2015165140A1 - 垂直轴风力机专用高效叶片

Info

Publication number: WO2015165140A1
Application number: PCT/CN2014/078738
Authority: WO
Inventors: 李锋; 李宏春
Original assignee: 苏州飞能可再生能源科技有限公司
Priority date: 2014-04-29
Filing date: 2014-05-29
Publication date: 2015-11-05
Also published as: CN103939283B; CN103939283A

Abstract

一种垂直轴风力机专用高效叶片，该叶片具有流线形状的截面，截面边缘由前缘点（a）、后缘点（b）、上翼面边缘（y ₊(x)）和下翼面边缘（y _-(x)）构成，上翼面边缘的一端与下翼面边缘的一端在前缘点接合，上翼面边缘的另一端与下翼面边缘的另一端在后缘点接合。连接前缘点和后缘点的直线段为翼弦，上翼面边缘位于翼弦和下翼面边缘的上方。以垂直于翼弦的方向作为垂直方向，在垂直方向上截面厚度最大处在翼弦上的垂足与前缘点之间的距离为翼弦长度的0.12-0.29倍。该垂直轴风力机叶片具有优良的风能利用性能。

Description

垂直轴风力机专用高效叶片

相关申请

本专利申请要求 2014年 4月 29日申请的，申请号为 201410178052.8 , 名称为 "垂直轴风力机专用高效叶片"的中国专利申请的优先权，在此将其全文引入作为参考。技术领域

本发明涉及一种风力机用叶片，尤其是一种垂直轴风力机专用高效叶片，属于风力发电叶片翼型技术领域。背景技术

据申请人所知，传统风力机叶片的翼型通常沿用航空翼型 (如 NACA系列、 DVL系列、 RAE系列等），其中用的最多的是 NACA系列翼型，很多水平轴风力机采用 NACA230ZZ 和 NACA44ZZ 翼型 (ZZ表示最大厚度与弦长比值的 100 倍整数），垂直轴风力机采用 NACA00ZZ翼型和其它的航空翼型。

由于航空翼型是针对飞行器设计的，而风力机的流场状态及其变化与飞行器并不相同，因此航空翼型并不是风力机叶片的最佳翼型，研发适合风力机叶片的翼型是提高风力机风能利用效率最有效的关键技术。

然而，目前业已研发的风力机叶片专用翼型均针对水平轴风力机，如 SERI系列、 NREL 系列、 RIS<D-A系列、 FFA-W系列等，还没有专门针对垂直轴风力机研发的翼型，导致垂直轴风力机只能继续采用航空翼型，这就是目前垂直轴风力机的风能利用效率低于水平轴风力机的主要原因。

水平轴风力机运行在定常流场或考虑了螺旋形尾流因素的准定常流场中，而垂直轴风力机运行时流场的变化比水平轴风力机复杂很多，其特点是叶片大分离运行并激发涡流形成¾流状态很强的非定常流场，叶片之间彼此的影响很大，叶片气动性能的瞬态性很强 (风洞实验 4艮难测量瞬态过程中叶片的力学参数)。因此，针对水平轴风力机可以用稳态条件的传统方法获得叶片性能数据或参量信息，但是针对垂直轴风力机则传统方法很难奏效，由此可见，垂直轴风力机叶片翼型研发的难点是：传统的翼型研究方法不适合研发垂直轴风力机叶片翼型。发明内容

本发明所要解决的技术问题是：克服现有技术存在的问题，提供一种垂直轴风力机专用高效叶片，专门针对垂直轴风力机的特点而设计，具有优良的风能利用性能。

本发明解决其技术问题的基本技术方案如下：

一种垂直轴风力机专用高效叶片，具有流线形状的截面，所述截面边缘由前缘点、后缘点、上翼面边缘、下翼面边缘构成，所述上翼面边缘的一端与下翼面边缘的一端在前缘点接合，所述上翼面边缘的另一端与下翼面边缘的另一端在后缘点接合；以连接前缘点和后缘点的直线段为翼弦，所述上翼面边缘位于翼弦和下翼面边缘的上方；其特征是，以垂直于翼弦的方向为竖直方向，所述截面在竖直方向上厚度最大处在翼弦上的垂足与前缘点之间的距离为翼弦长度的 0.12-0.29倍。

采用该结构后，即可使叶片在垂直轴风力机运行的非定常流场中具有优良的风能利用性能。

具体描述时，以翼弦长度为标度建立相对坐标系：以前缘点为原点、翼弦所处直线为 X轴、垂直于翼弦且过前缘点的直线为 y轴，所述 X轴朝向后缘点的方向为 X轴正向，所述 y轴朝上为 y轴正向；以翼弦长度为单位长度，即以翼弦长度为 1 ;

所述截面在 y轴方向上厚度最大处的厚度为翼弦长度的 t倍， t即为翼型相对厚度，该厚度最大处在 X轴上的垂足与前缘点之间的距离为翼弦长度的 x_t倍，即 x_t=0.12-0.29; 所述截面的翼型中弧线弯度最大处的弯度为翼弦长度的 f倍， f 即为翼型相对弯度，该弯度最大处在 X轴上的垂足与前缘点之间的距离为翼弦长度的 x_f倍；

所述截面前缘处为圆头，其内切圆半径为翼弦长度的 r_a倍， r_a即为翼型前缘半径；所述上翼面边缘和下翼面边缘在截面后缘点处的外延切线之间的夹角为 γ， γ即为翼型后缘角。

所述上翼面边缘、下翼面边缘的曲线函数分别为 y₊(x)、 y.(x):

y.(x)=y_c(x)-y_t(x)cos6 II

其中， y_t(x)为翼型厚度分布函数， y_c(x)为翼型弯度分布函数； δ为 y_c(x)在 X处的切线与翼弦之间的夹角， ify_c(x)/ife=tan5为相应切线的斜率；

y_t(x)在 x_t前后分别为：

yt( ≤ t)=yti( )=t( o °'⁵+ i + 2 ²+ 3 ³) III

y_t(x)的边界条件为：

y_tl(x_t)=yt2(x_t), JL dy_n(x)/dx \ x=x_t=dy_G(x)/dx \ x=_xt=0 V

III、 IV式中, ζ。、 ζι、 ζ2、 ζ3以及 σο、 σ、 σ2、 03分别为各式中对应项的权重系数；且 r_a=½(¾)²、 y=2dy_t(x)/dx I _χ→ι=2 ΐσι VI y_c(x)在 x_f前后分别为：

yc(x≤Xf)⁼ycl(^x)^=K0+KlX+K2X²+K₃X³+K4X⁴+K₅X⁵+K₆X⁶+K7X^ W

W式中 0.5 <ξ< 1;

当 ξ值确定且 K_q和 ηο均为 0时， y_c(x)在 x_f前后分别为：

yc(x≤Xf)⁼yci(x)⁼six+e2x²+63x³+84x⁴+66x⁶+e7x^2/3+6sx³⁴ IX

y_e 的边界条件为：

y_cl(Xf)=y_c2(Xf)、 dy_ci(x)/dx \ _x=xf = dy_c2(x)/dx \ _x=xf=0 XI

W、 WI、 IX、 ) (式中 κ₀、 Kis κ₂、 K₃ κ₄、 κ₅ 、 κ₆ 、 κ₇, ε【、 ε₂、 ε₃、 ε₄、 ε₅、 ε₆、 ε₇、 ε₈以及 η₀、 η!, η₂、 η₃、 η₄分别为各式中对应项的权重系数。

优选地，所述叶片为第一类翼型或第二类翼型或第三类翼型；当叶片为第一类翼型时，所述上翼面边缘和下翼面边缘分别向外侧凸出、且关于翼弦对称， t=0.08-0.25; 当叶片为第二类翼型时，所述上翼面边缘和下翼面边缘分别向外側凸出、且非对称地分布于翼弦两侧， f=0.006-0.08, _Xf=0.12-0.40, 且 t=0+08-0.25; 当叶片为第三类翼型时，所述上翼面边缘向外侧凸出，所述下翼面边缘具有拱向上翼面边缘内側的凹陷， f=0.02-0.10, Xf=0.10-0.60, 且 t=0.08-0.25。

更优选地，当叶片为第一类翼型时， t=0.12-0.20 且 x_t=0.14-0.28; 当叶片为第二类翼型时， f=0.008-0.05, Xf=0.14-0.38, t=0.12-0.20, JL x_t=0.14-0.28；当叶片为第三类翼型时， f=0.03-0.09, Xf=0.15-0.55, t=0.12-0.20, 且 x_t=0.14-0.28。

更优选地，当叶片为第一类翼型时， t=0.14-0.18 且 x_t=0.16-0.26; 当叶片为第二类翼型时， f=0.01-0.03, xf=0.16-0.36, t=0.14-0.18, JL x_t=0.16-0.26; 当叶片为第三类翼型时， f=0.04-0.08, _Xf=0.16-0.50, t=0.14-0.18, 且 x_t=0.16-0.26。

更优选地，当叶片为第一类翼型时，所述上翼面边缘曲线函数 y₊(x)=y_t(x), 所述下翼面边缘曲线函数 y.(x)=-y_t(x); 当叶片为第二类或第三类翼型时，在利用 ify_c(x)/i/x=tan5计算 δ时，以 χ=0.005为的 X坐标起始点。

更优选地，当叶片为第一类或第二类或第三类翼型时，所述截面后缘处钝化后以圆角过渡。

更优选地，当叶片为第一类或第二类或第三类翼型时，所述叶片为垂直于旋转轴的截面沿旋转轴以预设路径上下延伸形成的三维叶片。

此外，经申请人研究，具有以下要点的叶片能具有更优化的性能：

对于 y_t(x)而言：当 t=0.12-0.20时，

若 X_t为 0.16, 则 III式中 ζ。、 ζι. ζ₂、 ζ₃分别为 1.9186、 -1.0568 -4.7589、 5.2423 ; 且 IV式中 σ₀、 σι^ σ₂、 σ₃分别为 0.0006、 1 + 1477、 -0+3744、 -0.3539;

若 X_t为 0.18, 则 III式中 ζ₀、 ζι, 、 ζ₃分别为 1.9520、 -0.8270、 -8.7357、 17.9319; IV式中 σ₀、 σι^ σ₂、 σ₃分别为 0.0009、 0.9178、 -0.1172、 -0.3135;

若 X_t为 0.20, 则 III式中 ζ。、 ζι, ζ₂、 ζ₃分别为 1.8189、 -0.9535、 -3.8384、 3.7532;

IV式中 σ。、 σι> σ₂ σ₃分别为 0.0011 , 1.1308、 -0.3078、 -0.4176；

若 X_t为 0.22, 则 in式中 ζ₀、 ς、 ζ₂、 ζ₃分别为 1.5047、 -0.8289、 0.3887、 -3.9833；且 IV式中 σ₀、 σι, σ₂ σ₃分别为 0.0008 1.1434、 -0.3553、 -0.3799；

若 X_t为 0.23 , 则 in式中 ζ₀、 ς、 ζ₂、 ζ₃分别为 2.0188、 -1.5083、 -4.3190、 8.9379；且 IV式中 σ₀、 σι. σ₂ σ₃分别为 0.0021 , 1.0263、 -0.2049、 -0.3650;

若 X_t为 0.25 , 则 III式中 ζ。、 ζ_χ, ζ₂、 ζ₃分别为 1.5789、 -0.7049、 -2+2474、 1.8778; IV式申 σ。、 σι、。2 σ₃分别为 0.0010, 1.1326、 -0.4138、 -0.2660;

若 X_t为 0.26, 则 ΙΠ式中 ζ₀、 ζ ζ₂、 ζ₃分别为 1.4781、 -0.583 -2.1353、 2.3576; 且 IV式中 σ。、 σι、 σ₂ σ₃分别为 0.0014, 1.1248、 -0.2835、 -0.4368;

对于 y_c(x)而言：

若 f为 0+0145 , X_f为 0.28 , IX式中 ε【、 ε₂、 ε₃、 ε₄、 ε₅、 ε₆、 ε₇、 ε₈分别为 -0.1612、 2.4334、 -22.1087、 112.0009、 -290.0895、 298.4389、 0.3881. -0.3764；且 X式中 η₂、 η₃、 η₄分别为 0+0302、 -0.0152、 0.0233、 -0.0301；

若 f为 0+0150, X_f为 0.29, IX式中 ει, ε₂、 ε₃、 ε₄、 ε₅、 ε₆、 ε₇、 ε₈分别为 0.2688、 -0.3013、 -0.0790、 6.1460、 -26.5137、 36.7832、 0.4981、 -0.6702; 且 X式中、 η₂、 η₃、 η₄分别为 0.0315、 -0.0142、 0.0200、 -0.0295;

若 f为 0.0155 , X_f为 0.36, IX式中 ε【、 ε₂、 ε₃、 ε₄、 ε₅、 ε₆、 ε₇、 ε₈分别为 -0.1690、 1.7701、 -14.6827、 58.9612、 -114.4102、 86.5877、 0.2023、 -0.1237; 且 X式中 1^、 η₂、 η₃、 η₄分别为 0.0590、 -0.0642、 0.0035、 0.0180；

若 f为 0+0160, X_f为 0.37, IX式中 ε【、 ε₂、 ε₃、 ε₄、 ε₅、 ε₆、 ε₇、 ε₈分别为 -0.0881、 1.4017、 -9.8287. 37.9182、 -74.5058. 58.0582, 0.3830、 -0.3916；且 X式中、 η₂、 η₃、 η₄分别为 0.0381、 -0.0220、 0.0386、 -0.0567; 若 f为 0.0700, X_f为 0.38 , IX式中 ε₂、 ε₃、 ε₄、 ε₅、 ε₆、 ε₇、 ε₈分别为 0.7264、 0.1020、 -19.3687、 90.3541、 -170.8980. 119.5011、 0.1130、 -0.2205; 且 X式中 T]L、 η₂、 η₃、 η₄分另' J为 0.2264、 -0.1486、 -0 1073、 0.0854；

若 f为 0.0800, X_f为 0.45 , IX式中 ε₂、 ε₃、 ε₄、 ε₅、 ε₆、 ε₇、 ε₈分别为 0.8190、 -1.4473、 -3.7479、 27.9825、 -56.9694、 39.6996、 0.1292、 -0.2803; 且 X式中 ru、 η₂、 η₃、 η₄分别为 0.2624 -0.1704 -0.1336 0.1223

与现有技术中垂直轴风力机常釆用的 NACAOOZZ翼型叶片相比，本发明叶片专门针对垂直轴风力机运行的非定常流场而设计，具有高于 NACAOOZZ 翼型的风能利用系数，性能优良。附图说明

图 1至图 3分别为本发明以第一类、第二类、第三类翼型叶片建立坐标系的示意图。图 4为本发明所用 CFD方法中的翼型方位参数示意图。

图 5至图 8分别为本发明实施例 1 中，以 CFD方法计算所得的在静止参照系中、由本发明某一翼型以相同半径组成的三、四、五、六叶片风轮在某一时刻的流线分布图。

图 9为本发明实施例 2所举第一类 LF00ZZPP翼型的示意图。

图 10和图 11分别为本发明实施例 3所举第二类翼型的示意图。

图 12为本发明实施例 4所举第三类翼型的示意图。

图 13为本发明第一类 LF00ZZ Y¹翼型的 y₊(x)和 y.(x)的范围边界线 811₊₁₁₁₃与 B l l_{+1 w} 和 B l l._Up与 B l l._lQW的图示及其对应之间形成的域由竖线阴影区所示。

图 14为本发明第一类 LFOOZZPP翼型的 y₊(x)和 y.(x)的范围边界线 B12_+lip与 B 12 和 B 12_-up与 B 12_-tow的图示及其对应之间形成的域由横线阴影区所示。

图 15为本发明第二类 LF /ZZPP翼型的 y+(x)和 y.(x)的范围边界线 B21_+up与 B21_{+1 w} 和 B2L_up与 B2L_lm^々图示及其对应之间形成的域由竖线阴影区所示。

图 16为本发明第二类 LFIJZZPP翼型的 y₊(x)和 y.(x)的范围边界线 B22_+up与 B22_{+1 w} 和 B22 与 B22^。_w的图示及其对应之间形成的域由横线阴影区所示。

图 17为本发明第三类 LFIJZZPP翼型的 y+(x)和 y.(x)的范围边界线 B31_+up与 B31_{+1 w} 和 831.₁₁₁₎与 B31._tow的图示及其对应之间形成的域由竖线阴影区所示。

图 18为本发明第三类 LFIJZZPP翼型的 y₊(x)和 y.(x)的范围边界线 B32坤与 B32_+low 和 B32._up与 B32._tow的图示及其对应之间形成的域由横线阴影区所示。

图 19为本发明实施例 1中，以 CFD方法计算三叶片风轮的风能利用系数 Cp(e)随风轮旋转角 Θ旋转五转 (m为周转次序数)的变化示意图。

图 20为本发明实施例 1中，以 CFD方法计算风能利用系数的每转平均值 Cp随周转次序数 m的变化示意图。

图 21和图 22分别为本发明实施例 5中在风速 W=5m/s或 10m/s下， t值相同的第一类 LF00ZZ/ 翼型和 NACAOOZZ翼型的 Cp随风轮转速 V的变化示意图。

图 23和图 24分别为本发明实施例 5 中在风速 W=5m/s或 10m/s下， t值、 f值和 x_f 值均相同的第二类 LFIJZZPP翼型和 NACA ZZ翼型的 Cp随风轮转速 V的变化示意图。图 25和图 26分别为本发明实施例 5中在风速 W=5m/s或 10m/s下， t值、 f值和 x_f 值均相同的第三类 l^IJZZPP翼型和 NACA/JZZ翼型的 Cp随风轮转速 V的变化示意图。

图 27至图 29分别为本发明实施例 6中第一类、第二类、第三类翼型与其后缘角钝化后所得叶片截面的比较示意图。

图 30至图 32分别为本发明实施例 7中三维叶片的示意图。具体实施方式

1. 本发明的研究思路如下：

在现有理论中，叶片翼型应由空气动力学给出，但是空气动力学的复杂性导致无法数学解析出性能与翼型的对应关系，也即由空气动力学无法获知要达到预设性能时翼型应该采用何种形状，这意味着翼型研发没有通用的理论设计标准，也即无法在空气动力学规律的直接规范下实施翼型设计，那就只能针对气流的变化性质——流场状态 (在空气动力学规律的间接规范下;)来设计翼型。

申请人采用的研究方法如下：先以几何方法构形并做出叶片，再由实验和 CFD方法检测效果并寻找改进的线索，如此循环直至获得性能良好 (符合空气动力学规律)的翼型出现。

本发明所用 CFD 方法利用了能产生非定常流场环境模拟的计算流体力学 (Computational Fluid Dynamics,简称 CFD)软件，该方法通过数值模拟计算得出含有特定翼型叶片组成风轮的风力机的功率、力矩和风能利用系数 Cp , 这三个性能参数与过程无关，且可在风洞测试中获得，其中 Cp与叶片翼型直接相关。

具体研究过程如下：

第一步、以几何参数描述叶片翼型：

如图 1至图 3所示，以叶片的流线形截面为对象，截面边缘由前缘点 a、后缘点 b、上翼面边缘 y₊(x)和下翼面边缘 y.(x) (亦称上、下表面）构成，上翼面边缘的一端与下翼面边缘的一端在前缘点 _a接合，上翼面边缘的另一端与下翼面边缘的另一端在后缘点 b接合；以连接前缘点 a和后缘点 b的直线段为翼弦，上翼面边缘位于翼弦和下翼面边缘的上方。

以翼弦长度为标度建立相对坐标系：以前缘点 a为原点、翼弦所处直线为 X轴、垂直于翼弦且过前缘点 a的直线为 y轴， X轴朝向后缘点 b的方向为 X轴正向， y轴朝上为 y 轴正向；以翼弦长度为单位长度，即以翼弦长度为 1 ,则 a点坐标为 (0,0) , b点坐标为（1,0)。

截面在 y轴方向上厚度最大处的厚度为翼弦长度的 t倍， t即为翼型相对厚度，该厚度最大处在 X轴上的垂足与前缘点 a之间的距离为翼弦长度的 x_t倍；截面的翼型中弧线弯度最大处的弯度为翼弦长度的 f倍， f即为翼型相对弯度，该弯度最大处在 X轴上的垂足与前缘点 a之间的距离为翼弦长度的 x_f倍；截面前缘处为圆头，其内切圓半径为翼弦长度的 r_a倍， r_a即为翼型前缘半径；上翼面边缘和下翼面边缘在截面后缘点 b处的外延切线之间的夹角为 γ , γ即为翼型后缘角。

上翼面边缘 y₊(x)和下翼面边缘 y .(X)与翼型弯度分布函数 y_c(x)和翼型厚度分布函数 y_t(x) 的关系式为：

y_c(x)=½y₊(x)+½y.(x)

y_t(x)=½[(y₊-y.)²+(x₊-x.)²]^½

即： y_c(x)是相同 X值的上、下翼面边缘高度之和的一半（即反映翼型弯曲程度的翼型中弧线弯度）随 X的变化。当 X=Xf时、 yc^Xf fma^f为翼型的最大相对弯度、简称相对弯度。

y_t(x)是任选的上翼面边缘一点 y₊(x₊)与下翼面边缘一点 y.(x.)之差的一半。当 y₊(x₊ 前缘点 a、 y x.)取后缘点 b时， y_t=½(即翼弦长度的一半)、反映翼型 x轴向的 "厚度"；当 y.(_X.)取 x₊=x.的点时， y_t(x)=½[y₊(x)-y.(x)]、反映翼型平行 y轴向的厚度随 x的变化。当 x=x_t时、

t为翼型平行 y轴向的最大相对厚度、简称相对厚度。

导数 ify_c(x)/i x=tan5是 y_c(x)在 x处的切线斜率 , δ表示该切线与翼弦之间的夹角。

风力机叶片的翼型属低速翼型，上述 f、 x_f、 t、 x_t这四个参数描述的翼型几何特征对翼型的气动性能影响较大。

y_t(x)、 y_c(x ¾ y₊(x)、 y.(x)的关系式为：

y+(x)=y_c(x)+y_t(x)cos5 (1)

y.(x)=y_c(x)-y_t(x)cos5 (2)

针对设计目标构造 y_c(x)和 y_t(x)而获得翼型和几何参数 x_f、 t、 x_t。

具体构造 y_c(x)和 y_t(x)分别进行比较便捷，首先令 y_c(x)=0、则 δ=0 , 由（1)式和 (2)式得 y_±(x)=+y_t(x) ,先在对称翼型上用上述的方法构造 y_t(x) ,再将确定的 y_t(x)代入 (1)式和 (2)式，在非对称翼型上用上述的方法构造 y_c(x)。

y_t( »的两种构造方式：

一是 y t(x)=Tox^½+x ix+T2X²+T3X³+T4X⁴ (3)

二是以 x=x_t为界，

yt(x≤xt)=yti (χ)=τ₀χ^½+τ ιχ+τ₂χ²+τ₃χ³ (4)

其边界条件是

y_ti(x_t)=yt2(x_t)、 dy_ti(x)/dx I x=_xt= dy_t2(x)/dx I x=_xt=0 (6)

上述的 Ti(i=0，l，2，3,4)和 Vi(i=0，l，2，3)是对应变量项的权重系数，它们是调整 y_t(x)的具体修改对象。

前缘半径 r_a=½i¾²、后缘角

_ο

y_c(x)的构造方式为：

以 x=x_f为界， y_c(x≤xf)=y_cl(x)和 y_c(x≥xf)=y_c2(x),

其边界条件是

y_ci(Xf)=yc2(Xf)、 dy_ci(x)/dx I

(7)

y_ci(x)和 y_c2(x)可由不同指数常量的冪函数叠加构成。

以现有 NACA 翼型为例：四位数 NACA 翼型的

和

和 y_c2(x)=Ti。+rii(i-x)+ 2(i-x)²+ 3(i-x)³;六位数 NACA翼型属屋流翼型因而不适作风力机的叶片，此处不再赘述。

需要指出的是：目前垂直轴风力机上广泛使用的叶片类型是 NACAHZZ翼型（即四位数 NACA翼型），其中 /表示相对弯度 f的 100倍整数、表示 f对应 X坐标的位置 x_f的 10 倍整数、 ZZ表示相对厚度 t的 100倍整数，由于所有四位数 NACA翼型的 x_T=0.30(五、六位数 NACA翼型的 x_t依次是 0.30和 > 0.35),故 NACAHZZ翼型的表示符号中没有 x_t的信息。

第二步、设计一系列叶片翼型，并进行 CFD计算和风洞测试

首先，校正 y_t(x)和 y_c(x):先设定一组翼型几何参数 f、 x_f、 t、 x_t的值并构造 y_t(x)和 y_c(x) 函数；再将 y_c(x)和 y_t(x)代入 (1)式和 (2)式得出 y₊(x)和 y.(x)形成初步翼型，在初步翼型上测量各几何参数的值并与设定值比较，根据比较结果对现有 y_t(x)和 y_c(x)函数进行调整；然后将调整后的 y_t(X)和 y_e(x)代入 (1)式和 (2)式形成新翼型，在新翼型上测量各几何参数的值并与前次形成翼型上测得的值比较；如此循环迭代直到能使至少两次测得的 f、 x_f、 t、 x_t值基本一致的 y_t(_X y_c(_X)产生。

申请人在构造并校正 y_t(x)和 y_c(x)后的结果为：

y_t(x)为：

Υ,(χ≤Χ,)=Υ,ι(χΗ(ζ₀Χ⁰'⁵+ζ₁Χ+ζ₂Χ²+ζ3Χ³) ( 8 )

yt(x≥Xt)=yt2(x)=t[oo+Oi( 1 -χ)+σ₂( 1 -χ)²+σ₃(1 -x)³] ( 9 )

y_t(x)的边界条件为（6 )式。

式中 i=0, l,2,3)和 σί(ί=0, 1,2，3)是对应项的权重系数，在校正 y_t(x)时以调整这些系数为主；且

y_c(x)为：

y_c(x≤Xf)=ycl(x)⁼ Κο+ΚιΧ+Κ2Χ²+Κ3Χ³+Κ4Χ⁴+Κ5Χ⁵+Κ6Χ⁶+Κ₇Χ^ξ ( 11 ) y_c(x>Xf)=y_C2(x)= η₀+ηι(1-χ)+η₂(1-χ)²+η₃(1-χ)³+η₄(1 -χ)⁴ ( 12 )

y_c(x)的边界条件为（7 )式。

式中 Ki(i=0, l, ... ,7)和 η^=0，1，... ,4)是对应项的权重系数， ( 11 )式中 ξ为指数常数，且 0.5 < ξ < 1 , 可结合（7 )式通过调整权重系数和指数常数来校正 y_c(x)。

当 ξ值确定且 κ₀和 η₀均为 0时， y_c(x)为：

y_c(x≤Xf)=y_ci(x)= ειχ+ε2χ²+ε3χ³+ε4χ⁴+ε6χ⁶+ε7χ^2/3+ε χ^3/4 (13)

y_c(x≥Xf)=yc2(x)= η ι( 1 -χ)+η₂( 1 -χ)²+η₃( 1 -x)³^l₄(l -x)⁴ (14)

式中 (i= 1 , ... , 8)和 η = 1 , ... ,4)是对应项的权重系数；

以 ε₇χ^2/3+ε₈χ^3/4取代 (11)式中 κ₇χ^ξ项 , 这样可仅通过调整权重系数来校正 y_c(x)。

以上各式中，权重系数的取值范围为：能在将满足边界条件 (6)式、（7)式的 y_t(x)和 y_c(x) 代入 (1)式、（2)式后，使所得翼型的几何参数值与设定值基本一致的任何数值。

其次，预设一系列叶片翼型的 x_f、 t、 x_t的值，通过校正后的 y_t(x)和 y_c(x)函数，获得对应的 y₊(x)和 y.(x)形成一系列叶片翼型并构成风轮，编制计算网格植入 CFD中进行数值模拟 (或称仿真)计算出 Cp、力矩和功率随转速 V或风速 w变化的结果；然后，根据 Cp(v) 或 Cp(w)曲线与翼型的几何参数 f、 x_f、 t、 x_t值的关系分析，调整 f、 x_f、 t、 x_t值，构造新翼型组成风轮再进行 CFD数值计算，如此循环直到具有最大的 Cp_max值的翼型确定。

CFD方法中翼型方位参数如图 4所示，以三叶片风轮为例，风轮半径 R为旋转轴心 0 点到翼型气动中心 G点间的距离；叶片安装角 φ为翼弦与半径 R切线方向之间的夹角，即翼弦与半径 R之间夹角为 φ+90。；在旋转角 θ=0°的起始位置，上端叶片的翼弦与风速 W 的方向平行并且翼型前缘迎风。

申请人按上述方法，对设计的近百种翼型的风轮 (半径 R≥100mm、叶片数 n=3至 6、安装角 φ=-10。至 30。等)进行 CFD计算，并从中挑选出十多种翼型的风轮 (半径 R=300至 400mm, 风轮叶片数 n=3至 6、叶片安装角 φ=0°至 20°等)进行风洞测试。所得结果表明：一方面，将 CFD方法模拟计算结果与风洞测试所得 Cp曲线进行比较，两者的变化趋势一致且两者的 Cp_max值相差≤10% (存在差值的原因为：风洞测试中轮架对气流有影响)，这证明 CFD方法的成效性和切实性，可采用 CFD方法评价垂直轴风力机叶片翼型的性能；另一方面，申请人由此确定了适合垂直轴风力机叶片的翼型系列。

2. 本发明的研究结果：

申请人按上述研究过程所得结果表明，本发明垂直轴风力机叶片翼型的最主要的特征为： x_t值均小于 NACA翼型的对应的 x_t值；且 x_t=0.12-0.29, 优选 x_t=0.14-0.28 , 更优选 x_t=0.16-0.26。

为能体现本发明翼型的特点，并方便与 NAC /ZZ翼型比较，本发明翼型表示符号定为 LFIJZZPP, 其含义是： LF代表本发明翼型系列， / ZZ表示的含义与 NAC /ZZ的相同 (即 /表示相对弯度 f的 100倍整数、 J表示 f对应 X坐标的位置 x_f的 10倍整数、 ZZ表示相对厚度 t的 100倍整数）， PP是相对厚度 t对应 X坐标位置 x_t的 100倍整数。

在计算上述所有整数时，小数点后的数四舍五入，例如两个相对弯度 f=0.012和 f=0.018的翼型，其 /依次为 / =1(即 100=1.2)和 / =2(即 f* 100=1.8)。

本发明翼型系列进一步分为三类翼型，各翼型的具体特征如下：

第一类翼型：上翼面边缘 y₊(x)和下翼面边缘 y.(x)分别向外侧凸出、且关于翼弦对称。该类翼型的符号为 LF00ZZPP(/=0、 /=0；)。

该类翼型的具体特征为： t=0.08-0.25且 x_t=0.12-0.29 , 即 ZZ为 08至 25且 ^为 12至 29。如图 13所示， y₊(x)的范围由边界线 Bl l_+up与 Bl l₊₁。_w之间形成的域构成， y₊(x)的范围由边界线 Bl l_-up与 B l l_-tow之间形成的域构成，即图中由 B11坤与 811₊₁ 和811_-1113与 Bl l_-low 交会于 a和 b点之间的竖线阴影区。

优选地， 1=0.12-0.20且 x_t=0.14-0.28 , 即 ZZ为 12至 20且 /^为 14至 28。如图 14所示， y₊(x)的范围由边界线 B12_+up与 B 12₊₁。_w之间形成的域构成， y₊(x)的范围由边界线 B 12._up 与 B 12₄。_w之间形成的域构成，即图中由 B 12_+up与 B12₊₁。_w 812 与 B12._tow交会于 a和 b 点之间的横线阴影区。图 14所示横线阴影区包含于图 13所示竖线阴影区之内。

更优选地， t=0.14-0.18且 x_t=0.16-0.26, 即 ZZ为 14至 18且 ^为 16至 26。

第二类翼型：上翼面边缘 y₊(x)和下翼面边缘 y.(x)分别向外侧凸出、且非对称地分布于翼弦两侧。该类翼型的符号为 LFHZZP

该类翼型的具体特征为： f=0.006-0肌 Xf=0.12-0.40, t=0.08-0.25. JL x_t=0.12-0.29, 即 /为 1至 8、 J为\至 4、 ZZ为 08至 25、且 ^为 12至 29。如图 15所示， y₊(x)的范围由边界线 B21_+up与 B21₊₁。_w之间形成的域构成， y₊(x)的范围由边界线 B21._up与 B21._tow之间形成的域构成，即图中由 B21_+up与 B21₊₁。_w和 B21._up与 B21._1()w交会于 a和 b点之间的竖线阴影区。

优选地， f=0.008-0.05、 0.14-0+38、 1-0.12-0.20^ 且 x_t=0.14-0.28 , 即 /为 1至 5、 J 为 1至 4、 ZZ为 12至 20、且 ^为 14至 28。如图 16所示， y₊(x)的范围由边界线 B22_+up 与 B22₊₁。_w之间形成的域构成， y₊(x)的范围由边界线 B22._up与 Β22.^之间形成的域构成，即图中由 Β²² 与 Β²²十 _tow和 B²² _-up与 B²² _-low交会于 a和 b点之间的横线阴影区。图 16所示横线阴影区包含于图 15所示竖线阴影区之内。

更优选地， f=0.01-0.03、 Xf=0.16-0.36、 t=0.14-0.18、且 x_t=0.16-0.26 , 即 /为 1至 3、 J 为 2至 4、 ZZ为 14至 18、且 ^为 16至 26。

第三类翼型：上翼面边缘 y₊(x)向外侧凸出，下翼面边缘 y.(x)具有拱向上翼面边缘内侧的凹陷。该类翼型的符号为 LF//ZZPP。

该类翼型的具体特征为： f=0.02-0.10、 Xf=0.10-0.60. t=0.08-0.25、且 x_t=0.12-0.29，即 /为 2至 10、 1至 6、 ZZ为 08至 25、且尸 *为 12至 29。如图 17所示， y₊(x)的范围由边界线 B31_+up与 B31₊₁。_w之间形成的域构成， y₊(x)的范围由边界线 831.₁₁₁₎与 B31._tow之间形成的域构成，即图中由 B31_+up与

B3L_up与 B31₄。_w交会于 a和 b点之间的竖线阴影区。

优选地， f=0.03-0.09、 Xf=0.15-0.55、 t=0.12-0.20、且 x_t=0.14-0.28 , 即 /为 3至 9、 J 2至 6、 ZZ为 12至 20、且为 14至 28。如图 18所示， y₊(x)的范围由边界线 B32_+up 与 B32₊₁。_w之间形成的域构成， y₊(x)的范围由边界线 B32._up与 B32._tow之间形成的域构成，即图中由 B32_+up与 B32₊₁。_w和 B32._up与 B32._tow交会于 a和 b点之间的横线阴影区。图 18所示横线阴影区包含于图 17所示竖线阴影区之内。

更优选地， f=0.04-0.08、 X尸 0.16-0.50、 t=(X 14-0.18、且 x_t=0.16-0.26，即 /为 4至 8、 J 为 2至 5、 ZZ为 14至 18、 ΙΨ为 16至 26。

第一类翼型的上翼面边缘 y₊(x)=y_t(x), 下翼面边缘 y.(_X)=-y_t(x)。

第二类和第三类翼型的上翼面边缘 y₊(x)和下翼面边缘 y.(x)分别为（1)和 (2)式， y_t(x)为 (8)和 (9)式且边界条件为 (6)式， y_c(x)为（13)和 (14)式且边界条件为 (7)式。

由任一组几何参数 f、 _Xf、 t、 x_t可确定 y_t(x)的系数和值 (两者 i=0,l,2,3)与 y_c(x)的系数 Si(i=l,...,8)和 ηι(ί=1, ...,4)值，则能得到的 LF//ZZ ^翼型的 y+(x)和 y.(x)。

在计算角度 δ时，选 χ=0.005(即翼弦长度的 0.5%)为 ify_c(xy =tanS的 x坐标起始点。研究结果表明，当采用表 1、表 2所列具体权重系数值，结合其几何参数计算各翼型的 y₊(x)和 y x)时，所得翼型可实现更加优化的性能。

表 1、一些 LFIJZZPP翼型厚度分布 y_t(x)的系数 ζ和 _0i值与 t和 X_t值

表 2、一些 L¥IJZZPP翼型弯度分布 y_c(x)的系数和值与 f和 X_f值

实施例 1 垂直轴风力机起转后的平衡状态及其周围空气流线分布状态

以如图 4所示的三叶片风轮为例，以 CFD方法计算随风轮旋转角 Θ旋转 m转时其风能利用系数 Cp(e)和风能利用系数的每转平均值 Cp_m的变化。

c_Pm与 cp(e)的关系为：

Cp_m = -∑Cp(0_jm ) = -∑Cp(0_m + θ_ί ) =-∑ Cp(360' ( m-D + ^ ;)

n o n o n n

上式中 n为每转内 Cp(e)采集点的总数、 Cp( _m)是在第 m转第 j个采集点的 Cp(9；)、第 m转（已转)的圓周角 6_m为 360。(m-l)、每转内第 j个采集点的旋转角 = 360 j/n=A6j、相邻采集点的转角步长 Δθ=360°/η

计算结果示意图如图 19和图 20所示。图 19中 m最大值为 5 ;图 20中 m最大值为 8 如图 20所示，前五转的每转平均风能利用系数 Cp_lst Cp_2nd Cp_3rd Cp他和。她依次降低，第五转后的每转平均风能利用系数 Cp_5th Cp她、

Cp她基本相同，这说明垂直轴风力机起转后经过五转旋转才能达到每转平均的稳定性能。

此外，本发明上下文及各附图中，均以第五转的平均风能利用系数 Cp_5th代表风轮转动一周的平均风能利用系数 Cp，也即 Cp=Cp_5th Cp_max=Cp_max5th, 除非有特别说明。

以上述结果为基础，以 CFD方法计算所得的在静止参照系中、由本发明某一翼型以相同半径组成的三、四、五、六叶片风轮某一时刻的流线分布图，如图 5至图 8所示。由此可知，垂直轴风力机叶片周围的空气流线是按曲线流线进行分布的，而飞机机翼周围的空气流线是按直线流线进行分布的，此即导致本发明 LF翼型与 NACA翼型之间最主要不同之处的原因所在。

本发明 LF翼型的 x_t小于 NACA翼型，意味着 LF翼型在 x≤x_t部分翼面的弯曲率大于 NACA翼型相应部位翼面的弯曲率，而垂直轴风力机叶片周围的空气流线的弯曲率也大于飞机机翼周围的空气流线的弯曲率，因此在用作垂直轴风力机叶片时， LF翼型的 Cp大于 NACA 翼型。随垂直轴风力机叶片安装半径的不同，对应最佳性能的翼型有所不同,这是 LF翼型形成系列的原因。综合其他因素，如自起转能力、最佳径弦比等，第二类 LF翼型系列最合适作垂直轴风力机叶片的翼型。

实施例 2 第一类翼型叶片

本实施例的第一类翼型叶片如图 9 所示，其中包含了第一类翼型中的 LF001516、 LF001518、 LF001520、 LF001522、 LF001523、 LF001524、 LF001526、 LF001716、 LF001618、 LF001820, LF001422、 LF001823、 LF001624、 LF001826翼型。

实施例 3 第二类翼型叶片

本实施例的第二类翼型叶片如图 10 至图 11 所示，其中共包含了第二类翼型中的 LF131514, LF131516、 LF131518、 LF131520、 LF131525 > LF231518 , LF231520, LF231522、 LF231718 , LF231526, LF241526, LF241723 , LF241825 , LF231618, LF231820翼型。

图 10中包含了 t值相近、 x_t值不同的第二类翼型。

图 11中包含了 x_t值相近、 t值不同的第二类翼型。

实施例 4 第三类翼型叶片

本实施例的第三类翼型叶片如图 12 所示，其中包含了第三类翼型中的 LF851623、 LF851626、 LF741625 , LF741523、 LF751725、 LF851723、 LF741529、 LF75162K LF631523 等二十三种翼型。

实施例 5 以 CFD方法计算第一类、第二类、第三类翼型叶片的 Cp

本实施例以 CFD方法分别模拟计算第一类、第二类、第三类翼型叶片的 Cp随风轮转速 V的变化曲线。

第一类翼型：分别在风速 W=5m/s、 10m/s下，计算 t值相同的第一类 LF00ZZPP翼型和 NACA00ZZ翼型的 Cp随风轮转速 V的变化曲线，两种翼型所得结果的比较如图 21和图 22所示。

第二类翼型：分别在风速 W=5m/s、 10m/s下，计算 t值、 f值和 x_f值均相同的第二类 LYIJZZPP翼型和 NACA/ ZZ翼型的 Cp随风轮转速 V的变化曲线，两种翼型所得结果的比较如图 23和图 24所示。

第三类翼型：分别在风速 W=5m/s、 10m/s下，计算 t值、 f值和 x_f值均相同的第三类 LFIJZZPP翼型和 NACA//ZZ翼型的 Cp随风轮转速 V的变化曲线，两种翼型所得结果的比较如图 25和图 26所示。

由上述结果可知，本发明 LF翼型的 Cp_max和低 V側的 Cp高于 NACA翼型；尤其是在中低风速下， LF翼型低 V侧的 Cp均高于 NACA翼型、且第一类和第二类 LF翼型的 Cp显著高于 NACA翼型。

实施例 6 叶片翼型截面后缘角的钝化

在制做叶片时，由于材料性质和制造工艺的限制以及叶片后缘强度的要求，叶片翼型截面后缘角需要做钝化处理。

叶片翼型截面后缘角钝化后，叶片弦长 (即叶弦长度)小于翼型弦长 (即翼弦长度；)，如图 27至图 29分别依次示出了翼型截面后缘角钝化后，本发明第一类、第二类、第三类翼型弦长 S_f与叶片弦长 S_b的差别。其中，图 27中第一类翼型的叶弦与翼弦平行；图 28和图 29中，第二类、第三类翼型的叶弦与翼弦不平行。

除钝化的后缘角外，叶片截面的轮廊与其翼型截面相同、且这部分轮廊决定着叶片的空气动力学性质。此外，虽然叶片轮廓的几何参数在不同坐标系中表述的值是不同的，但叶片轮的形状是确定的、不以选择坐标系的不同而变化。

实施例 7 具有本发明翼型的三维叶片

本发明翼型截面沿旋转轴上下延伸形成的叶片可应用于任意的垂直轴风力机，能以高于现有翼型叶片的 Cp (见实施例 5以及图 21至图 26)将风能转换为旋转机械能。

具体而言，翼型截面在垂直于旋转轴的基础上，沿旋转轴以不同路径上下延伸后可形成多种三维叶片，列举其中的三种典型形态：图 30是由三个沿旋转轴 O_a以弧线路径上下延伸形成的弧形或"跳绳曲线"形叶片构成风轮；图 31是由三个沿旋转轴 O_a以垂直路径上下延伸形成的竖直叶片构成风轮；图 32是由三个沿旋转轴 O_a以螺旋线路径上下延伸形成的螺旋形叶片构成风轮。

此外，本发明翼型也能用于其它垂直轴流体动力机的叶片，如垂直轴水力机叶片。除上述实施例外，本发明还可以有其他实施方式，凡釆用等同替换或等效变换形成的技术方案，均落在本发明要求的保护范围。

Claims

权利要求

1. 一种垂直轴风力机专用高效叶片，具有流线形状的截面，所述截面边缘由前缘点、后缘点、上翼面边缘、下翼面边缘构成，所述上翼面边缘的一端与下翼面边缘的一端在前缘点接合，所述上翼面边缘的另一端与下翼面边缘的另一端在后缘点接合；以连接前缘点和后缘点的直线段为翼弦，所述上翼面边缘位于翼弦和下翼面边缘的上方；其特征是，以垂直于翼弦的方向为竖直方向，所述截面在竖直方向上厚度最大处在翼弦上的垂足与前缘点之间的距离为翼弦长度的 0. 12-0. 29倍。

2. 根据权利要求 1所述垂直轴风力机专用高效叶片，其特征是，以翼弦长度为标度建立相对坐标系：以前缘点为原点、翼弦所处直线为 X轴、垂直于翼弦且过前缘点的直线为 y轴，所述 X轴朝向后缘点的方向为 X轴正向，所述 y轴朝上为 y轴正向；以翼弦长度为单位长度，即以翼弦长度为 1 ;

所述截面在 y轴方向上厚度最大处的厚度为翼弦长度的 t倍， t即为翼型相对厚度，该厚度最大处在 X轴上的垂足与前缘点之间的距离为翼弦长度的 x_t倍，即 x_t= 0. 1 2-0. 29 ; 所述截面的翼型中弧线弯度最大处的弯度为翼弦长度的 f 倍， f 即为翼型相对弯度，该弯度最大处在 X轴上的垂足与前缘点之间的距离为翼弦长度的 x_f倍；

所述截面前缘处为圆头，其内切圆半径为翼弦长度的 r_a倍， r_a即为翼型前缘半径；所述上翼面边缘和下翼面边缘在截面后缘点处的外延切线之间的夹角为 γ , γ即为翼型后缘角。

3. 根据权利要求 2所述垂直轴风力机专用高效叶片，其特征是，所述上翼面边缘、下翼面边缘的曲线函数分别为 y. (x)、 y- (x)：

y₊ (x) (χ) +y_t (χ) co s5 I

y- (χ) =y_c (χ) -y_t (χ) co s5 II

其中， y_t (x)为翼型厚度分布函数， y。(x)为翼型弯度分布函数 δ为 y。（x) 在 x处的切线与翼弦之间的夹角， dy x) / c6(=t an5为相应切线的斜率；

y_t (X)在 x_t前后分别为：

y_t (X < x_t)

(χ) = t ( ζ。χ。.⁵+ ζ _tx+ ζ ₂χ²+ ζ ₃χ³) III

y, (x > x_t) =y_t2 (x) = t [ σ。+ σ ! (1 -χ) + σ ₂ (1 - χ) ²+ σ ₃ (1 - χ) ³] IV

y_t (χ)的边界条件为：

y_ti (x_t)

V

III、 IV式中， ζ。、 ζ ₂、 ζ ₃以及 σ。、 _{σ ι}、 σ ₂、 σ ₃分别为各式中对应项的权重系数；且

t o , VI y。（x)在 x_f前后分别为：

y₀ (x < x_f) =y (x) = K ₀+ K iX+ K ₂x²+ κ ₃x³+ ₄x⁴+ ₅x⁵+ κ ₆x+ κ ₇ ^ξ VII

y。 (x > x_f) =y_o2 (x) = η o+ η (1一 x) + η ₂ (1一 χ) ²+ η ₃ (1一 χ) ³+ η (1一 χ) ⁴ VIII

VII式中 0.5 < ξ <1;

当 ξ值确定且 κ。和 η。均为 0时， y。（x)在 x_f前后分别为：

y_c (x < x_f) =y_cl (x) = ε ιχ+ ε ₂x²+ ε ₃x³+ ε ₄x⁴+ ε ₆x⁺ ε ε ₈χ^3/4 IX

Yc (x Xf) =y (x) = η (1- ) + η (1— x) ²+ η ₃ (1— x) '+ η ₄ (1— x) X

y。 (χ)的边界条件为：

Yd (χ =y (χ 、 (x) I dx y^ (x) /dx | _x=_Xf=0 XI

VII、 VIII、 IX、 X式中 κ。、 K !> κ₂、 K ₃、 κ ₄、 κ₅、 κ₆、 κ ₇, ε丄、 ε ₂、 ε ₃、 ε ₄、 ε 、 ε 、 ε 、 ε ₈以及 η。、 η 、 η ₂、 η ₃、 η 分另 'J为各式中对应项的权重系数。

4. 根据权利要求 3 所述垂直轴风力机专用高效叶片，其特征是，所述叶片为第一类翼型或第二类翼型或第三类翼型；当叶片为第一类翼型时，所述上翼面边缘和下翼面边缘分别向外侧凸出、且关于翼弦对称， t=0.08-0.25; 当叶片为第二类翼型时，所述上翼面边缘和下翼面边缘分别向外侧凸出、且非对称地分布于翼弦两侧， f=0.006-0.08, x_f=0.12-0.40, 且 t=0.08-0.25; 当叶片为第三类翼型时，所述上翼面边缘向外侧凸出，所述下翼面边缘具有拱向上翼面边缘内侧的凹陷， f=0.02-0.10, x_f=0.10-0.60, 且 t=0.08-0.25。

5. 根据权利要求 4 所述垂直轴风力机专用高效叶片，其特征是，当叶片为第一类翼型时， t=0.12-0.20且 x_t=0, 14-0.28;当叶片为第二类翼型时， f=0.008-0.05,x_f=0.14-0.38, t=0.12-0.20, JL x_t=0.14-0.28; 当叶片为第三类翼型时， f=0.03-0.09, x_f=0.15-0.55, t=0.12-0.20, 且 x_t=0.14-0.28。

6. 根据权利要求 5 所述垂直轴风力机专用高效叶片，其特征是，当叶片为第一类翼型时， t=0.14-0.18且 x_t=0.16-0.26;当叶片为第二类翼型时， f=0.01-0.03,x_f=0.16-0.36, t=0.14-0.18, JL x_t=0.16-0.26; 当叶片为第三类翼型时， f=0.04-0.08, x_f=0.16-0.50, t=0.14-0.18, 且 x_t=0.16-0.26。

7. 根据权利要求 4或 5或 6所述垂直轴风力机专用高效叶片，其特征是，当叶片为第一类翼型时，所述上翼面边缘曲线函数 y₊(_X)=y_t(x)，所述下翼面边缘曲线函数 y_ (x) =-y_t (x)；当叶片为第二类或第三类翼型时，在利用 oy。（x)/i_X=tan5计算 δ时，以 χ=0.005为的 X坐标起始点。

8. 根据权利要求 4或 5或 6所述垂直轴风力机专用高效叶片，其特征是，当叶片为第一类或第二类或第三类翼型时，所述截面后缘处钝化后以圓角过渡。

9. 根据权利要求 4或 5或 6所述垂直轴风力机专用高效叶片，其特征是，当叶片为第一类或第二类或第三类翼型时，所述叶片为垂直于旋转轴的截面沿旋转轴以预设路径上下延伸形成的三维叶片。

10. 根据权利要求 4或 5或 6所述垂直轴风力机专用高效叶片，其特征是，对于 y_t (X)而言：

当 t=0.12-0.20时，

若 X_t为 0. 16 ,则 III式中 ζ。、 ζ,, ζ₂、 ζ₃分别为 1.9186、 - 1. 0568、 -4.7589、 5. 2423; 且 IV式中 σ。、 σ 、 σ₂、 σ₃分别为 0.0006、 1.1477、 -0.3744、 -0.3539;

若 X_t为 0. 18 ,则 III式中 ζ。、 ζ₂、 ζ₃分别为 1.9520、 -0.8270、 -8. 7357、 17. 9319; 且 IV式中 σ。、 σ 、 σ₂、 σ₃分别为 0. 0009、 0.9178、 -0.1172、 -0.3135;

若 X_t为 0. 20 ,则 III式中 ζ。、 ζ,. ζ₂、 ζ₃分别为 1.8189、 -0. 9535、 -3. , 8384、 3. 7532; 且 IV式中 σ。、 σ 、 σ₂、 σ₃分别为 0. 0011、 1.1308、 -0.3078、 -0.4176;

若 X_t为 0. 22 ,则 ΠΙ式中 ζ。、 ζ,, ζ₃分别为 1.5047、 -0. 8289、 0.3887, - -3. 9833; 且 IV式中 σ。、 σ 、 σ₂、 σ₃分别为 0. 0008、 1.1434、 -0.3553, -0.3799;

若 X_t为 0. 23 ,则 ΠΙ式中 ζ。、 ζ„ ζ₂、 ζ₃分别为 2· 0188、 -1. 5083、 -4. , 3190、 8. 9379; 且 IV式中 σ。、 σ 、 σ₂、 σ₃分别为 0. 0021、 1.0263、 -0.2049、 -0.3650;

若 X_t为 0. 25 ,则 III式中 ζ。、 ζ,, ζ₂、 ζ₃分别为 1.5789、 -0. 7049、 -2. , 2474、 1. 8778; 且 IV式中 σ。、 σ 、 σ₂、 σ₃分别为 0. 0010、 1.1326、 -0.4138、 -0.2660;

若 X_t为 0. 26 ，则 III式中 ζ。、 ζ,. ζ₂、 ζ₃分别为 1.4781、 -0. 5831、 -2. , 1353、 2. 3576; 且 IV式中 σ。、 σ 、 σ₂、 σ₃分别为 0. 0014、 1.1248、 -0.2835、 -0.4368;

对于 y₀ (χ)而言：

若 f 为 0· 0145, X_f为 0· 28, IX式中 ε 、 ε ₂、 ε ₃、 ε ₄、 ε ₅、 ε ₆、 ε₇、 5₈分别为-0.1612、 2.4334、 -22.1087、 112.0009、 -290.0895, 298.4389、 0.3881, -0.3764; 且 X式中 η η₂、 η₃、 η₄分别为 0.0302、 -0.0152、 0.0233、 -0.0301;

若 f 为 0· 0150, X_f为 0· 29, IX式中 ε 、 ε ₂、 ε ₃、 ε ₄、 ε₅、 ε ₆、 ε ₇、 ε₈分别为 0.2688、 -0.3013、 -0.0790、 6.1460、 -26.5137、 36.7832, 0.4981、 -0.6702; 且 X式中 _{η ι}、 η ₂、 η₃、 η₄分别为 0.0315、 —0.0142、 0.0200、 -0.0295;

若 f 为 0· 0155, X_f为 0· 36, IX式中 ε 、 ε ₂、 ε ₃、 ε ₄、 ε ₅、 ε ₆、 ε ₇、 ε ₈分别为 - 0.1690、 1.7701、 -14.6827、 58.9612、 -114.4102、 86.5877. 0.2023、 -0.1237；且 X式中 η ^ η ₂、 η₃、 η ₄分别为 0.0590、 -0.0642、 0.0035、 0.0180;

若 f 为 0· 0160, X_f为 0· 37, IX式中 ε 、 ε ₂、 ε ₃、 ε ₄、 ε ₅、 ε ₆、 ε ₇、 ε _s分别为 -0.0881、 1.4017、 -9.8287、 37.9182、 -74.5058、 58.0582、 0.3830、 -0.3916; 且 X式中 η η₃ η 分别为 0.0381 -0.0220 0.0386 -0.0567;

若 f 为 0· 0700, X_f为 0.38, IX式中 ε ε ₂ ε ₃ ε ₄ ε₅ ε ₆ ε ₇ ε₈分别为 0.7264 0.1020 —19.3687 90.3541 -170.8980 119.5011 0.1130 -0.2205; 且 X式中 η₂ η₃ η₄分别为 0.2264 -0.1486 -0.1073 0.0854;

若 f 为 0· 0800, X_f为 0· 45, IX式中 ε ε ₂ ε ₃ ε ₄ ε₅ ε ₆ ε ₇ ε₈分别为 0.8190 -1.4473 —3.7479 27.9825 —56.9694 39.6996 0.1292 -0.2803; 且 X式中 η _t η ₂ η₃ η ₄分别为 0.2624 -0.1704 -0.1336 0.1223