一族用于兆瓦级风力机叶片的翼型
阅读：279发布：2020-11-18
专利汇可以提供一族用于兆瓦级风力机叶片的翼型专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且一族用于兆瓦级 风 力 机 叶片 的 翼型 ，包括7个用于兆瓦级 风力 机叶片的翼型。7个翼型的相对厚度分别为0.15、0.18、0.21、0.25、0.30、0.35和0.40，各翼型的 后缘 厚度分别为0.5％C、0.45％C、0.5％C、0.9％C、1.7％C、2.4％C和3.0％C；其中C为各翼型的弦长。本 发明 相比传统翼型有更高的最大升力系数，以及具有较高的设计升力系数、更大的 升阻比 和更好的高 雷诺数 特性。本发明用于叶片外侧的相对厚度为0.15翼型和相对厚度为0.18翼型在所有试验雷诺数范围内，最大升力系数对粗糙度不敏感性分别为0.049-0.076和0.052-0.095外侧翼型，优于或相当于国外同类翼型。，下面是一族用于兆瓦级风力机叶片的翼型专利的具体信息内容。
1.一族用于兆瓦级风力机叶片的翼型，包括7个用于兆瓦级风力机叶片的翼型，其特征在于，
a.7个翼型的相对厚度分别为0.15，0.18，0.21，0.25，0.30，0.35，0.40；
b.不同相对厚度翼型的后缘厚度分别为：
相对厚度0.15 0.18 0.21 0.25 0.30 0.35 0.40后缘厚度0.5％C 0.45％C 0.5％C 0.9％C 1.7％C 2.4％C 3.0％C其中C为各翼型的弦长。
不同相对厚度翼型的最大厚度弦向位置分别为：
c.各翼型的坐标数据分别在下表中给出；
2.如权利要求1所述一族用于兆瓦级风力机叶片的翼型，其特征在于，各翼型的坐标数据从翼型吸力面后缘-前缘-压力面后缘。
一族用于兆瓦级风力机叶片的翼型
技术领域
[0002] 风力机叶片设计是风力发电机组设计的一项核心技术，构成叶片的翼型是叶片设计的基础，该项技术的研究和应用可导致设计出具有更大风能捕获能力和低系统载荷的高性能叶片，特别是高性能厚翼型的设计能使叶片获得更大强度和刚度，对于大直径风力机设计具有重要的意义。而大直径风力机是建造兆瓦级大功率风力发电机组的主要技术。
[0003] 上世纪90年代以前，风力机叶片设计通常使用已有的传统航空翼型，如4位数字NACA44系列和NACA63或64系列翼型，但由于其较小的相对厚度、较低的高升力气动性能和不平缓的失速特性等，已不能适应大型风力机叶片的设计要求。自从80年代后期以来，西欧和美国进行了专门用于风力机的先进翼型设计研究。如瑞典航空研究院设计的FFA系列翼型、荷兰DeLft大学设计的DU系列翼型、丹麦 国家实验室设计的 系列翼型以及美国可再生能源国家实验室(NREL)设计的S系列风力机翼型等。这些翼型中有的缺乏高雷诺数下的实验验证，有的在较大粗糙度时气动性能下降很多。此外这一项风力机设计的核心技术不可能通过引进或技术交流获得。
[0004] 国内已有的风力机翼型设计研究存在的主要问题是：(1)在方法上还属于翼型的几何造型研究，不是根据叶片对翼型的气动性能要求使用空气动力学方法设计的，因而不能保证满足叶片对翼型的设计要求；(2)翼型相对厚度较小，没有大型风力机叶片内侧所需的相对厚度大于25％厚翼型，没有进行大型风力机所要求的从薄翼型到厚翼型的系列化设计研究；(3)这些由几何造型生成的翼型，没有进行过风洞实验验证，也没有大型风力机叶片设计所需的高雷诺数翼型性能的气动计算验证，因而不能满足大型风力机实际设计需要。
[0005] 我国缺乏以厚翼型为特点的风力机翼型设计与计算方法研究；缺乏可减轻风力机叶片阵风过载的翼型设计与计算方法研究，也缺乏有自主知识产权的风力机翼型系列。没有自己的风力机翼型，风力机翼型由国外控制，严重影响了我国自主知识产权风电机组的设计。
发明内容
[0006] 为克服现有技术中存在的翼型相对厚度较小，不适用于大型风力机以及翼型设计不能满足叶片需求的不足，本发明提出了一族用于兆瓦级风力机叶片的翼型。
[0007] 本发明包括7个用于兆瓦级风力机叶片的翼型，其特征在于，7个翼型的相对厚度分别为0.15，0.18，0.21，0.25，0.30，0.35，0.40，不同相对厚度翼型的后缘厚度分别为：
[0008] 相对厚度0.15 0.18 0.21 0.25 0.30 0.35 0.40[0009] 后缘厚度0.5％C 0.45％C 0.5％C 0.9％C 1.7％C 2.4％C 3.0％C[0010] 其中C为各翼型的弦长。
[0011] 不同相对厚度翼型的最大厚度弦向位置分别为：
[0012]
[0013] c.各翼型的坐标数据分别在下表中给出；
[0014]
[0015]
[0016]
[0017]
[0018]
[0019]
[0020]
[0021]
[0022]
[0023]
[0024] 本发明中，各翼型的坐标数据顺序从翼型吸力面后缘-前缘-压力面后缘。
[0025] 为验证本发明的效果，将本发明与同类翼型进行了空气动力学性能的风洞实验，试验证明：
[0026] 本发明的翼型比传统翼型有更高的最大升力系数。在高雷诺数和高升力设计条件6
下，比现有翼型有更高的升阻比。在低于1.5×10 雷诺数非设计情形，保持与传统翼型相当的升阻比。翼型的最大升力系数对粗糙度不敏感，达到了相当于 族翼型的对粗糙度不敏感性的水平。
下，比现有翼型有更高的升阻比。在低于1.5×10 雷诺数非设计情形，保持与传统翼型相当的升阻比。翼型的最大升力系数对粗糙度不敏感，达到了相当于 族翼型的对粗糙度不敏感性的水平。
[0027] 本发明具有较高的设计升力，更大的升阻比，更好的高雷诺数特性。因为作用在叶片剖面上的升力等于升力系数、弦长和来流动压的乘积，因此更高的设计升力系数可以允许缩短叶片的弦长，从而减少叶片重量，或者在相同弦长的情况下允许在更低的风速下工作；更大的升阻比可以提高风能利用系数，高雷诺数下更高的性能可以满足大型风力机叶片的设计需求。
[0028] 风洞实验表明，本发明用于叶片外侧的相对厚度为0.15翼型和相对厚度为0.18翼型在所有试验雷诺数范围内，最大升力系数对粗糙度不敏感性分别为0.049-0.076和0.052-0.095，优于或相当于国外同类翼型。
附图说明
附图说明
[0029] 附图1：本发明翼型族配置的一个风力机叶片示意图
[0030] 附图2是相对厚度为0.15翼型的几何外形；
[0031] 附图3是相对厚度为0.18翼型的几何外形；
[0032] 附图4是相对厚度为0.21翼型的几何外形；
[0033] 附图5是相对厚度为0.25翼型的几何外形；
[0034] 附图6是相对厚度为0.30翼型的几何外形；
[0035] 附图7是相对厚度为0.35翼型的几何外形；
[0036] 附图8是相对厚度为0.40翼型的几何外形；
[0037] 附图9是相对厚度为0.15翼型与NACA 63615翼型的升力特性(Re＝3×106，FreeTrans.)
[0038] 附图10是相对厚度为0.15翼型与NACA 63615翼型的升阻比特性(Re＝3×106，Free Trans.)
[0039] 附图11是相对厚度为0.18翼型与NACA 64618翼型的升力特性(Re＝3×106，FreeTrans.)
[0040] 附图12是相对厚度为0.18翼型与NACA 64618翼型的升阻比特性(Re＝3×106，Free Trans.)
[0041] 附图13是相对厚度为0.21翼型升力特性的实验与计算的比较(XFOIL，N＝7，Re6
＝3×10，Free Trans.)
＝3×10，Free Trans.)
[0042] 附图14是相对厚度为0.21翼型阻力特性的实验与计算的比较(XFOIL，N＝7，Re6
＝3×10，Free Trans.)
＝3×10，Free Trans.)
[0043] 附图15是相对厚度为0.21翼型力矩特性的实验与计算的比较(XFOIL，N＝7，Re6
＝3×10，Free Trans.)
＝3×10，Free Trans.)
[0044] 附图16是相对厚度为0.21翼型升力特性的实验与计算的比较(N-S，SA Model，6
Re＝3×10，Fixed Trans.)
Re＝3×10，Fixed Trans.)
[0045] 附图17是相对厚度为0.21翼型阻力特性的实验与计算的比较(N-S，SA Model，6
Re＝3×10，Fixed Trans.)
Re＝3×10，Fixed Trans.)
[0046] 附图18是相对厚度为0.21翼型力矩特性的实验与计算的比较(N-S，SA Model，6
Re＝3×10，Fixed Trans.)
Re＝3×10，Fixed Trans.)
[0047] 附图19是相对厚度为0.15翼型最大升力系数对粗糙度敏感性随雷诺数的变化[0048] 附图20是相对厚度为0.18翼型最大升力系数对粗糙度敏感性随雷诺数的变化[0049] 附图21是相对厚度为0.21翼型最大升力系数对粗糙度敏感性随雷诺数的变化。
[0050] 其中：1.风力机叶片2.相对厚度为0.15翼型3.相对厚度为0.18翼型4.相对厚度为0.21翼型5.相对厚度为0.25翼型6.相对厚度为0.30翼型7.相对厚度为0.35翼型8.相对厚度为0.40翼型9.相对厚度为0.15翼型的气动特性风洞实验结果10.NACA63615翼型的气动特性风洞实验结果11.相对厚度为0.18翼型的气动特性风洞实验结果
12.NACA 64618翼型的气动特性风洞实验结果13.是相对厚度为0.21翼型的气动特性风洞实验结果(自由转捩)14.是相对厚度为0.21翼型的气动特性计算结果(自由转捩)15.是相对厚度为0.21翼型的气动特性风洞实验结果(固定转捩)16.是相对厚度为0.21翼型的气动特性计算结果(固定转捩)
12.NACA 64618翼型的气动特性风洞实验结果13.是相对厚度为0.21翼型的气动特性风洞实验结果(自由转捩)14.是相对厚度为0.21翼型的气动特性计算结果(自由转捩)15.是相对厚度为0.21翼型的气动特性风洞实验结果(固定转捩)16.是相对厚度为0.21翼型的气动特性计算结果(固定转捩)
具体实施方式
[0051] 本实施例是一族7个用于兆瓦级风力机叶片的翼型，主要设计指标如下：
[0052] 1.主翼型的设计升力系数为1.2，设计迎角为6度，主翼型和叶片外侧翼型的设计升力系数等于或高于1.2。
[0053] 2.主翼型和外侧翼型的设计雷诺数为6.0×106，在高雷诺数和高升力设计条件6
下，要求本实施例比现有翼型有更高的升阻比。在低于1.5×10 雷诺数非设计情形，保持与传统翼型相当的升阻比。
下，要求本实施例比现有翼型有更高的升阻比。在低于1.5×10 雷诺数非设计情形，保持与传统翼型相当的升阻比。
[0054] 3.要求本实施例比传统翼型有更高的最大升力系数。
[0055] 4.主翼型和外侧翼型的力矩系数接近于同类NACA翼型，内侧翼型的力矩系数不低于-0.15。
[0056] 5.在全紊流情况下，要求本实施例比国外同类高升力风力机翼型有更高的升阻比，此外要求翼型的最大升力系数对粗糙度不敏感，外侧翼型的不敏感性小于15％。内侧翼型的不敏感性小于25％。
[0057] 本实施例的相对厚度分别为0.15，0.18，0.21，0.25，0.30，0.35，0.40。考虑加工的需要，翼型最大厚度大于并接近于30％弦长位置，并具有一定后缘厚度。不同相对厚度翼型的后缘厚度分别为：
[0058] 相对厚度0.15 0.18 0.21 0.25 0.30 0.35 0.40[0059] 后缘厚度0.5％C 0.45％C 0.5％C 0.9％C 1.7％C 2.4％C 3.0％C[0060] 其中C为各翼型的弦长。
[0061] 不同相对厚度翼型的最大厚度弦向位置分别为：
[0062]
[0063]
[0064] 本实施例中各翼型的坐标数据分别在下表中给出。以下坐标数据的顺序是从翼型吸力面后缘-前缘-压力面后缘。
[0065] 各翼型的坐标数据分别在下表中给出；
[0066]
[0067]
[0068]
[0069]
[0070]
[0071]
[0072]
[0073]
[0074]
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