专利名称：基于尖尾缘翼型设计的后加载钝尾缘翼型的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种风力机叶片专用的后加载钝尾缘翼型，尤其是一种基于尖尾缘 翼型而设计出的钝尾缘翼型，属于翼型设计和应用领域。
背景技术：
翼型是现代风力机设计的基础所在。采用具有良好气动性能的翼型，能极大地提 高风力机的输出功率、提高整机可靠性、降低制造和维护成本。目前，国内外用于风力机叶 片的翼型，主要还是基于传统航空翼型的设计思路或对传统航空翼型进行改进而来的。但 风力机翼型和传统航空翼型有着明显差别，最主要是风力机翼型的钝尾缘，有别于航空翼 型的尖尾缘。围绕风力机钝尾缘翼型问题，国内外学者进行了一列研究工作，主要进展有格尼 (Gurney)襟翼、Wortmann的直接截取法、K. J. STANDISH等的对称加厚方法和夏商周等的 下弧面光顺的尾缘改进方法。格尼(Gurney)襟翼，在特定的条件下，能有效地改变了翼型 吸力面和压力面上的压力分布，提高了翼型的升力系数。但在大多数情况下，格尼襟翼虽然 增加了升力，但会使阻力上升更快，升阻比下降。同时，在与翼型的连接及结构强度上也会 带来问题。Wortmarm的直接截取法和K. J. STANDISH等的对称加厚方法，虽然能使翼型的 前缘抗污染和弯扭性能有所改善，但对翼型的原始外形改变太大，使翼型吸力面的顺压梯 度区更加平缓，造成了性能的不确定性。夏商周等的下弧面光顺的尾缘改进方法、美国专利 提出的“Divergent trailing-edge airfoil”(美国专利US4858852)和国内专利“钝尾缘 翼型”(专利申请号200610046477. 9)都通过事先经验给定钝尾缘厚度和压力面增厚起始 点位置的取值范围，采用样条曲线加以光顺连接形成钝尾缘翼型，这种方法在特定条件下 取得了良好的效果。上述钝尾缘翼型改进过程都是基于一个假设，就是事先要给定压力面增厚起始点 位置和尾缘厚度，这恰恰是钝尾缘翼型改进的难点所在。首先，翼型压力面增厚起始点位置 和钝尾缘厚度随翼型厚度和种类不同而变化，特别是翼型压力面增厚起始点位置，由于其 变化范围包括了大部分弦长位置，给出取值范围并没有实际的可操作性；其次，压力面增厚 起始点位置和钝尾缘厚度基于经验给出，无法有效控制压力面的弯度分布，而弯度对翼型 的性能有着至关重要的影响，其改变的不确定会极大的降低原翼型的优秀气动性能；再次， 对同一叶片的多个截面翼型，如果压力面增厚起始点位置和钝尾缘厚度选取不协调，还会 破坏新翼型的流线外形，给叶片的放样过程造成困难。因此，需要提出新的翼型尾缘增厚思路，其既要建立与原翼型参数的可靠对应关 系；同时还要尽量维持原翼型弯度特性和弯度的可控制性，以保证新翼型的性能可靠。
发明内容
本发明针对现有技术的不足，提供一种基于尖尾缘翼型设计的后加载钝尾缘翼 型，其在保持尖尾缘翼型的前缘、吸力面、最大厚度和前部翼型的压力面形状不变的条件下，将钝尾缘厚度与尖尾缘翼型的最大厚度建立对应关系；进一步将最大厚度以后的弯度 曲线作为变量，采用尾缘集中加载曲线梁小挠度理论模型来控制弯度曲线的变形率，再结 合曲线的连续光顺和钝尾缘厚度等初始条件，通过数学方法解得新翼型的弯度分布函数， 进而得到新的钝尾缘翼型几何外形。本发明所述的钝尾缘翼型尽可能多的保留了原翼型的 外形特征，同时还适当改善了翼型的后加载特性，其基于理论分析和数学方法，具有性能可 靠、通用性强和易于实现等特点。为实现以上的技术目的，本发明将采取以下的技术方案一种基于尖尾缘翼型设计的后加载钝尾缘翼型，包括前缘、吸力面、压力面和钝 尾缘，所述钝尾缘翼型通过翼型最大厚度线分界成前部翼型和后部翼型，所述钝尾 缘翼型的前缘、吸力面以及前部翼型的压力面与尖尾缘翼型的相应部分形状一致， 所述钝尾缘通过尖尾缘翼型的尾缘点垂直向下延伸一定的偏移量形成，钝尾缘厚度 J在翼型最大厚度的2. 5%-3. 5%之间选取。所述后部翼型的弯度分布函数/2(x)为Z2W = ZiW-Aj(X)其中
权利要求
1.一种基于尖尾缘翼型设计的后加载钝尾缘翼型，包括前缘、吸力面、压力面和钝尾 缘，所述钝尾缘翼型以及尖尾缘翼型皆分别通过翼型最大厚度线分界成前部翼型和后部 翼型，其特征在于所述钝尾缘翼型的前缘、吸力面以及前部压力面与尖尾缘翼型的相应 部分形状一致，所述钝尾缘通过尖尾缘翼型的尾缘点垂直向下延伸一定的偏移量形成， 钝尾缘厚度、在翼型最大厚度的 2. 5%-3. 5%之间选取。
2.根据权利要求1所述基于尖尾缘翼型设计的后加载钝尾缘翼型，其特征在于所述 后部翼型的弯度分布函数/2(力为
全文摘要
本发明提供了一种基于尖尾缘翼型设计的后加载钝尾缘翼型，其在保持尖尾缘翼型的前缘(1)、吸力面(2)和前部压力面(3)形状不变的前提下，将钝尾缘厚度与尖尾缘翼型的最大厚度建立对应关系；同时将最大厚度以后的弯度曲线(7)作为变量，采用尾缘集中加载的曲线梁小挠度理论来控制弯度曲线的变形率，再结合曲线连续光顺和钝尾缘厚度等初始条件，通过数学方法解得新翼型的弯度分布函数，进而得到新的钝尾缘翼型几何外形。本发明翼型尽可能多的保留了原翼型的几何特征，还适当改善了翼型尾缘的后加载特性，提高了翼型的气动性能；其基于理论分析和数学方法，具有性能可靠、通用性强、易于实现的特点。
文档编号F03D11/00GK102052266SQ201010609829
公开日2011年5月11日 申请日期2010年12月29日 优先权日2010年12月29日
发明者吴永健, 吴江海, 王同光, 王珑 申请人:南京航空航天大学