小功率风力发电机的叶片翼型
阅读：338发布：2020-11-26
专利汇可以提供小功率风力发电机的叶片翼型专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本 发明 公开了一种小功率 风 力 发 电机 的 叶片 翼型 ，通过采用 生物 翼型仿真技术以及fluent 软件 数值模拟进行设计，该叶片翼型的最大厚度d与翼型的弦长c之比为d/c＝9.83％，最大厚度 位置 为：xd/c＝23.4％，该翼型的最大弯度f与翼型的弦长c之比为f/c＝9.91％，最大弯度位置为：xf/c＝43.6％的弦长处；其中xd为翼型的最大厚度处翼型的横坐标值，xf为翼型的最大弯度处翼型的横坐标值，坐标轴原点为翼型前缘点，横坐标x轴与弦长c重合，方向从翼型前缘指向翼型 后缘 ，因此，与 现有技术 中常规翼型相比，本发明最大厚度位置xd和最大弯度位置xf后移，具有更好的升力特性和更高的 升阻比 ，即本发明所述叶片翼型的性能从总体上得到改善。，下面是小功率风力发电机的叶片翼型专利的具体信息内容。
技术领域
本发明涉及一种风力发电机翼型，尤其涉及一种小功率风力发电机的叶片翼型，其针对较小发电功率的特殊要求而设计。
背景技术
随着小型风电机组的推广运用范围逐渐扩大，小型风电机组已从传统的农、牧、渔应用逐步转向了工业生产和居民生活。然而传统的小功率风力发电机翼型已越来越不适应现在追求高效、节能和低噪音的要求。
小功率风力发电机具有桨叶短小，工作雷诺系数低等特殊性，因此，空气粘性对风力发电机桨叶的影响就上升到一个较为重要的因素。目前常用的翼型，如：S809翼型、S822翼型、S823翼型、FFA-W1翼型、FFA-W2翼型、FFA-W3翼型、NACA4409翼型、NACA4412翼型、NACA4415翼型、NACA4418翼型、NACA63-018翼型、NACA63-210翼型、NACA63-212翼型、NACA63-215翼型、NACA63-412翼型、NACA63A010翼型、NACA63A018翼型、NACA63A612翼型、NACA64-012A翼型、NACA64-008A翼型、GOE361翼型、GOE402翼型、AH-6-40-7翼型等，在小功率发电机低雷诺系数、大攻角的特殊工况下，气流很快地在叶片表面出现分离。此时，叶片升力系数将大幅下降，阻力系数急剧增大，风力发电机效率将大大降低，很难达到小功率发电机的设计要求，即使用传统的翼型很难在这种恶劣的条件下正常工作。
小功率风力发电机具有桨叶短小，工作雷诺系数低等特殊性，因此，空气粘性对风力发电机桨叶的影响就上升到一个较为重要的因素。目前常用的翼型，如：S809翼型、S822翼型、S823翼型、FFA-W1翼型、FFA-W2翼型、FFA-W3翼型、NACA4409翼型、NACA4412翼型、NACA4415翼型、NACA4418翼型、NACA63-018翼型、NACA63-210翼型、NACA63-212翼型、NACA63-215翼型、NACA63-412翼型、NACA63A010翼型、NACA63A018翼型、NACA63A612翼型、NACA64-012A翼型、NACA64-008A翼型、GOE361翼型、GOE402翼型、AH-6-40-7翼型等，在小功率发电机低雷诺系数、大攻角的特殊工况下，气流很快地在叶片表面出现分离。此时，叶片升力系数将大幅下降，阻力系数急剧增大，风力发电机效率将大大降低，很难达到小功率发电机的设计要求，即使用传统的翼型很难在这种恶劣的条件下正常工作。
发明内容
本发明针对现有技术的不足，提供一种小功率风力发电机的叶片翼型，能够适用于小功率发电机工作雷诺系数小、空气方向流动性不确定的特殊工况，即使在很大的攻角下，也能保证本发明具有较大的升力系数和较小的阻力系数，满足小功率发电机的设计要求，本，能够保证小功率发电机的正常工作。
为实现以上的技术目的，本发明将采用以下的技术方案：
一种小功率风力发电机的叶片翼型，翼型的最大厚度d与翼型的弦长c之比为d/c＝9.83％，最大厚度位置为：xd/c＝23.4％，该翼型的最大弯度f与翼型的弦长c之比为f/c＝9.91％，最大弯度位置为：xf/c＝43.6％的弦长处；其中xd为翼型的最大厚度处翼型的横坐标值，xf为翼型的最大弯度处翼型的横坐标值，坐标轴原点为翼型前缘点，横坐标x轴与弦长c重合，方向从翼型前缘指向翼型后缘。
本发明所述小功率风力发电机的叶片翼型，与现有技术中的常规翼型相比，增加了翼型的弯度，减小了翼型的厚度，在攻角范围为0°～20°，雷诺数为10000至800000时，具有更好的升力特性和更高的升阻比。同时，与普通翼型设计相比，考虑到小功率风力发电机翼型的特殊工况性能，在设计该翼型时，将最大厚度位置在x轴上后移，防止了气流在叶片翼型上表面过早地出现气流分离而导致升力损失。通过不断调整最大弯度和最大厚度位置，将压力最小值的位置尽可能推向翼型的后部，使得翼型前段边界层稳定，分离点推迟，有利于翼型前段背弧面做功，从而使翼型的性能从总体上可以得到改善。
根据以上的技术方案，可以实现以下的有益效果：
1、本发明所述叶片翼型的最大厚d度与翼型的弦长c之比为d/c＝9.83％，最大弯度f与翼型的弦长c之比为f/c＝9.91％，则在攻角范围为0°～20°，雷诺系数为10000至800000时，该叶片翼型具有更好的升力特性和更高的升阻比；
2、本发明所述叶片翼型的最大厚度位置为：xd/c＝23.4％，最大弯度位置为：xf/c＝43.6％，与现有技术中常规翼型相比，最大厚度位置xd和最大弯度位置xf后移，从而使本发明所述叶片翼型的性能从总体上可以得到改善。
附图说明
图1为本发明用于小功率风力发电机的翼型形状示意图；
图2是雷诺系数为100000、350000以及600000时，本发明所述叶片翼型与NACA4412翼型在攻角0～20°范围内的升力系数变化对比曲线；
图3是雷诺系数为100000、350000以及600000时，本发明所述叶片翼型与NACA4412翼型在攻角0～20°范围内的阻力系数变化对比曲线；
图4是雷诺系数为100000、350000以及600000时，本发明所述叶片翼型与NACA4412翼型在攻角0～20°范围内的升阻比变化对比曲线；
图5是雷诺系数Re＝350000，攻角18°时，本发明所述叶片翼型与NACA4412翼型的上表面压力分布对比图；
图中，1为翼型上表面，2为翼型中弧线，3为翼型下表面，c为翼型的弦长，d为翼型的最大厚度，xd为翼型最大厚度处对应的翼型横坐标值，f为翼型的最大弯度，xf为翼型最大弯度处对应的翼型横坐标值。
为实现以上的技术目的，本发明将采用以下的技术方案：
一种小功率风力发电机的叶片翼型，翼型的最大厚度d与翼型的弦长c之比为d/c＝9.83％，最大厚度位置为：xd/c＝23.4％，该翼型的最大弯度f与翼型的弦长c之比为f/c＝9.91％，最大弯度位置为：xf/c＝43.6％的弦长处；其中xd为翼型的最大厚度处翼型的横坐标值，xf为翼型的最大弯度处翼型的横坐标值，坐标轴原点为翼型前缘点，横坐标x轴与弦长c重合，方向从翼型前缘指向翼型后缘。
本发明所述小功率风力发电机的叶片翼型，与现有技术中的常规翼型相比，增加了翼型的弯度，减小了翼型的厚度，在攻角范围为0°～20°，雷诺数为10000至800000时，具有更好的升力特性和更高的升阻比。同时，与普通翼型设计相比，考虑到小功率风力发电机翼型的特殊工况性能，在设计该翼型时，将最大厚度位置在x轴上后移，防止了气流在叶片翼型上表面过早地出现气流分离而导致升力损失。通过不断调整最大弯度和最大厚度位置，将压力最小值的位置尽可能推向翼型的后部，使得翼型前段边界层稳定，分离点推迟，有利于翼型前段背弧面做功，从而使翼型的性能从总体上可以得到改善。
根据以上的技术方案，可以实现以下的有益效果：
1、本发明所述叶片翼型的最大厚d度与翼型的弦长c之比为d/c＝9.83％，最大弯度f与翼型的弦长c之比为f/c＝9.91％，则在攻角范围为0°～20°，雷诺系数为10000至800000时，该叶片翼型具有更好的升力特性和更高的升阻比；
2、本发明所述叶片翼型的最大厚度位置为：xd/c＝23.4％，最大弯度位置为：xf/c＝43.6％，与现有技术中常规翼型相比，最大厚度位置xd和最大弯度位置xf后移，从而使本发明所述叶片翼型的性能从总体上可以得到改善。
附图说明
图1为本发明用于小功率风力发电机的翼型形状示意图；
图2是雷诺系数为100000、350000以及600000时，本发明所述叶片翼型与NACA4412翼型在攻角0～20°范围内的升力系数变化对比曲线；
图3是雷诺系数为100000、350000以及600000时，本发明所述叶片翼型与NACA4412翼型在攻角0～20°范围内的阻力系数变化对比曲线；
图4是雷诺系数为100000、350000以及600000时，本发明所述叶片翼型与NACA4412翼型在攻角0～20°范围内的升阻比变化对比曲线；
图5是雷诺系数Re＝350000，攻角18°时，本发明所述叶片翼型与NACA4412翼型的上表面压力分布对比图；
图中，1为翼型上表面，2为翼型中弧线，3为翼型下表面，c为翼型的弦长，d为翼型的最大厚度，xd为翼型最大厚度处对应的翼型横坐标值，f为翼型的最大弯度，xf为翼型最大弯度处对应的翼型横坐标值。
具体实施方式
附图非限制性地公开了本发明的一种实施方式，以下将结合附图详细地说明本发明的技术方案。
如图1所示，本发明所述的小功率风力发电机的叶片翼型，通过生物翼型仿真技术以及fluent软件数值模拟进行设计，所述翼型的最大厚度d与翼型的弦长c之比为d/c＝9.83％，最大厚度位置为：xd/c＝23.4％，该翼型的最大弯度f与翼型的弦长c之比为f/c＝9.91％，最大弯度位置为：xf/c＝43.6％的弦长处；其中xd为翼型的最大厚度处翼型的横坐标值，xf为翼型的最大弯度处翼型的横坐标值，坐标轴原点为翼型前缘点，横坐标x轴与弦长c重合，方向从翼型前缘指向翼型后缘。图1中所述的叶片翼型，当弦长c假定为1时，其翼型上表面1和翼型下表面2的横坐标(X坐标)和纵坐标(Y坐标)分别满足下表：
该翼型较常规翼型增加了翼型弯度，减小了翼型的厚度，在攻角范围为0°～20°，雷诺系数为10000至800000时具有更好的升力特性和更高的升阻比。
与普通翼型设计相比，考虑到翼型的特殊工况性能，在设计该翼型时，有意将最大厚度的位置后移。防止了气流在上表面过早地出现气流分离而导致的升力损失。通过不断调整最大弯度和最大厚度位置，将压力最小值的位置尽可能推向翼型的后部，使得翼型前段边界层稳定，分离点推迟，有利于翼型前段背弧面做功，从而使翼型的性能从总体上可以得到改善。
当雷诺系数Re为100000、350000和600000时，该翼型的升力系数、阻力系数以及升阻比系数的变化对比曲线如图2～图4所示。
(1)图2中共有的三条变化曲线，分别为Re＝100000、350000或600000时相对应的升力系数在攻角0～20°范围内的变化曲线。对于本发明所述的叶片翼型，当Re＝100000时，升力系数在攻角＝10°时达到最大值1.71；当Re＝350000时，升力系数在攻角＝14°时达到最大值1.94，当Re＝600000时，升力系数在攻角＝12°时达到最大值1.96；
(2)图3中共有的六条变化曲线，分别为Re＝100000、350000或600000时，本发明所述叶片翼型与NACA4412翼型相对应的阻力系数在攻角0～20°范围内的变化曲线；
(3)图4中共有的六条变化曲线，分别为Re＝100000、350000或600000时，本发明所述叶片翼型与NACA4412翼型相对应的升阻比系数在攻角0～20°范围内的变化曲线；对于本发明所述的叶片翼型，当Re＝100000时，升阻比系数在攻角＝4°时达到最大值38.58；当Re＝350000时，升阻比系数在攻角＝4°时达到最大值52.45；当Re＝600000时，升阻比系数在攻角＝4°时达到最大值56.53。
图5是雷诺系数Re＝350000，攻角18°时，本发明所述叶片翼型与NACA4412翼型的上表面压力分布对比图，通过分析可知，NACA4412翼型的分离点较本发明所述叶片翼型靠前15％的弦长。
通过图2、图3、图4以及图5中，本发明所述叶片翼型与NACA4412翼型的升力系数、阻力系数、升阻比系数以及上表面压力分布变化曲线的相对比可知：
(1)本发明所述叶片翼型较NACA4412翼型具有更高的升力系数，升阻性能优于NACA4412。在14°攻角下，雷诺数分别为100000、350000和600000时，仿海鸥翼型升力系数较NACA4412翼型分别增加了24.97％、46.02％和48.54％。
(2)在较高雷诺数下，本发明所述叶片翼型的临界迎角比NACA4412大，正常工作范围较NACA增加了16.7％。
(3)在本发明所述叶片翼型的有利攻角4°下，雷诺数分别为100000、350000和600000时，本发明所述叶片翼型升阻比较NACA4412翼型分别增加了40.44％、43.14％和39.40％。
(4)本发明所述叶片翼型和NACA4412在相同外界条件下，NACA4412翼型的分离点较仿海鸥翼型靠前15％的弦长。
综上所述，本发明所述叶片翼型较NACA4412翼型增加了翼型弯度，减小了翼型的厚度，在攻角范围为0°～20°，雷诺系数为100000至600000时具有更好的升力特性和更高的升阻比，即本发明所述叶片翼型性能优于NACA4412翼型，更适用于小功率风力发电机。
如图1所示，本发明所述的小功率风力发电机的叶片翼型，通过生物翼型仿真技术以及fluent软件数值模拟进行设计，所述翼型的最大厚度d与翼型的弦长c之比为d/c＝9.83％，最大厚度位置为：xd/c＝23.4％，该翼型的最大弯度f与翼型的弦长c之比为f/c＝9.91％，最大弯度位置为：xf/c＝43.6％的弦长处；其中xd为翼型的最大厚度处翼型的横坐标值，xf为翼型的最大弯度处翼型的横坐标值，坐标轴原点为翼型前缘点，横坐标x轴与弦长c重合，方向从翼型前缘指向翼型后缘。图1中所述的叶片翼型，当弦长c假定为1时，其翼型上表面1和翼型下表面2的横坐标(X坐标)和纵坐标(Y坐标)分别满足下表：
该翼型较常规翼型增加了翼型弯度，减小了翼型的厚度，在攻角范围为0°～20°，雷诺系数为10000至800000时具有更好的升力特性和更高的升阻比。
与普通翼型设计相比，考虑到翼型的特殊工况性能，在设计该翼型时，有意将最大厚度的位置后移。防止了气流在上表面过早地出现气流分离而导致的升力损失。通过不断调整最大弯度和最大厚度位置，将压力最小值的位置尽可能推向翼型的后部，使得翼型前段边界层稳定，分离点推迟，有利于翼型前段背弧面做功，从而使翼型的性能从总体上可以得到改善。
当雷诺系数Re为100000、350000和600000时，该翼型的升力系数、阻力系数以及升阻比系数的变化对比曲线如图2～图4所示。
(1)图2中共有的三条变化曲线，分别为Re＝100000、350000或600000时相对应的升力系数在攻角0～20°范围内的变化曲线。对于本发明所述的叶片翼型，当Re＝100000时，升力系数在攻角＝10°时达到最大值1.71；当Re＝350000时，升力系数在攻角＝14°时达到最大值1.94，当Re＝600000时，升力系数在攻角＝12°时达到最大值1.96；
(2)图3中共有的六条变化曲线，分别为Re＝100000、350000或600000时，本发明所述叶片翼型与NACA4412翼型相对应的阻力系数在攻角0～20°范围内的变化曲线；
(3)图4中共有的六条变化曲线，分别为Re＝100000、350000或600000时，本发明所述叶片翼型与NACA4412翼型相对应的升阻比系数在攻角0～20°范围内的变化曲线；对于本发明所述的叶片翼型，当Re＝100000时，升阻比系数在攻角＝4°时达到最大值38.58；当Re＝350000时，升阻比系数在攻角＝4°时达到最大值52.45；当Re＝600000时，升阻比系数在攻角＝4°时达到最大值56.53。
图5是雷诺系数Re＝350000，攻角18°时，本发明所述叶片翼型与NACA4412翼型的上表面压力分布对比图，通过分析可知，NACA4412翼型的分离点较本发明所述叶片翼型靠前15％的弦长。
通过图2、图3、图4以及图5中，本发明所述叶片翼型与NACA4412翼型的升力系数、阻力系数、升阻比系数以及上表面压力分布变化曲线的相对比可知：
(1)本发明所述叶片翼型较NACA4412翼型具有更高的升力系数，升阻性能优于NACA4412。在14°攻角下，雷诺数分别为100000、350000和600000时，仿海鸥翼型升力系数较NACA4412翼型分别增加了24.97％、46.02％和48.54％。
(2)在较高雷诺数下，本发明所述叶片翼型的临界迎角比NACA4412大，正常工作范围较NACA增加了16.7％。
(3)在本发明所述叶片翼型的有利攻角4°下，雷诺数分别为100000、350000和600000时，本发明所述叶片翼型升阻比较NACA4412翼型分别增加了40.44％、43.14％和39.40％。
(4)本发明所述叶片翼型和NACA4412在相同外界条件下，NACA4412翼型的分离点较仿海鸥翼型靠前15％的弦长。
综上所述，本发明所述叶片翼型较NACA4412翼型增加了翼型弯度，减小了翼型的厚度，在攻角范围为0°～20°，雷诺系数为100000至600000时具有更好的升力特性和更高的升阻比，即本发明所述叶片翼型性能优于NACA4412翼型，更适用于小功率风力发电机。
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