专利名称：一种通过驻涡控制失速的风力机叶片的制作方法
技术领域：
本发明涉及风机叶片翼型领域，具体是一种风机叶片。
背景技术：
随着世界性的能源危机不断显现，风能的利用已经越来越受到世界各国的重视。 据有关文献资料统计，地球上风能资源非常丰富，全球的风能储量约为2. 74X IO9MW,其中可经济开发利用的风能仍然能够达到2X IO7MW,比可开发利用的水电总量还要大10倍。在近年来的风力发电机的叶片尺寸越来越大，风能利用的效率越高，但为了保障叶片具有足够的结构强度，叶片中翼型的相对厚度必须相应提高，目前风机翼型的相对厚度可达到40%左右(甚至更高)。但是，从空气动力学设计角度讲，翼型相对厚度越大，翼型的最大升力系数会越来越小，而且失速迎角也会越来越小。在实际工程应用中，应用自然风速的变化，一方面需要翼型的工作迎角足够大以便更好地利用风能(迎角大则升力系数大)，另一方面翼型的工作迎角又不能设计太大，以免在自然风速变化时翼型工作迎角超过失速迎角，一旦出现失速流动特征，不仅升力系数更小，而且失速引起的气动力振荡会引起结构的破坏。如果能够设计一种既有大升力系数又具有很宽迎角工作范围的翼型是非常有价值的。风机叶片剖面一般采用传统的光滑表面翼型，因此当翼型迎角较大时，就会出现无法回避的失速现象，而翼型在流动稳定的较小迎角工作时，升力系数就太小，风能利用效率很低。在公开号为1080608的专利申请文件中，公开了一种提高翼型升力的方法，该方法通过在翼型下表面挖坑，以提高翼型升力，但是这个方法仅仅是提高翼型升力，实际上采用Gurney襟翼也可以提高翼型升力，然而，这些技术仍然无法改善翼型的失速特性。所以， 当前的风机翼型无法实现大迎角高升力系数工作(对应风能利用的高效率)和不出现失速现象的兼顾。如何在翼型厚度较大的条件下，提高翼型的升力系数对提高风机的效率具有很大的意义。
发明内容为克服现有大厚度风机翼型设计技术中存在的无法兼顾大迎角高升力工况和流动失速现象的不足，本发明提出了一种通过驻涡控制失速的风力机叶片。本发明是在基础翼型上翼面，对修型起始点与翼型后缘点之间的翼型进行修型， 并形成凹坑。修型起始点位于翼型上翼面距翼型前缘点30% 45%弦长处。凹坑起始点的χ坐标和y坐标分别位于55 72%弦长和11 15%弦长处。凹坑终止点的χ坐标和y 坐标分别位于60 77%弦长和2. 4 2. 6%弦长处。第一过渡点的χ坐标和y坐标分别位于70 83%弦长和2. 0 3. 5%弦长处。第二过渡点的χ坐标和y坐标分别位于85 92%弦长和3. 5 5. 0%弦长处。将修型起始点和凹坑起始点之间为直线连接，用四分之一圆弧连接凹坑起始点和凹坑终止点，通过B样条曲线连接凹坑终止点、第一过渡点、第二过渡点以及翼型后缘点。[0007]修型起始点、凹坑起始点、凹坑终止点、第一过渡点和第二过渡点自前缘依次向后缘排列，直至翼型后缘点处；凹坑起始点的y坐标低于修型起始点的y坐标点。在翼型后缘处安装有Gurney襟翼；该Gurey襟翼安装点距后缘点为0 5%弦长处，Gurney襟翼的高度为3 6%弦长。所述的χ坐标和y坐标将基础翼型的上表面置于xoy平面内，使得翼型前缘点位于坐标原点0，翼型后缘点位于χ轴的正半轴上。本发明在翼型上表面的最大厚度附近开始修正翼型上表面的形状，减缓上表面厚度减小的幅度，以推迟上翼面流场的分离，到离后缘一定距离时，让上表面突然下陷，形成一个凹坑，然后再逐渐过渡到翼型后缘。该凹坑使得流经此处的气流形成一个位置固定的旋涡(通常称之为驻涡)，在该驻涡的作用下，翼型上表面的分离能够得到有效控制。一方面不让上表面的分离涡无规则的脱落，另一方面，在驻涡作用下，在翼型上表面形成一种涡升力，减缓翼型的失速，使得翼型的失速迎角得以提高。当翼型具有较大迎角时，本发明能够提高翼型的升力。在小迎角时，本发明对升力有不利作用，为了弥补小迎角时升力的损失，在翼型后缘处增设一个Gurney襟翼8，这样， 就可以在整个迎角范围内，保证翼型既具有较高的升力系数，同时翼型保持很宽的工作迎角范围，达到提高翼型气动效率的目标。本发明通过在翼型上表面靠近后缘附近设计一个凹坑，现成翼型上表面的一个很强的驻涡，该驻涡对翼型上表面的流动现成强烈诱导作用，在该驻涡影响下，翼型上表面在很宽的大迎角范围内不会出现严重的失速现象，而且由于该驻涡的作用，即使翼型出现大分离涡，分离涡也不会在翼型上表面很大范围上振荡，减小了分离涡脱落引起的非定常载荷，减轻了结构破坏的风险。通过将该方法在荷兰FFA-W3-301风机翼型上的初步运用，数值模拟结果表明所提出的新型翼型设计思路，不断可以在相同迎角下提高翼型的升力系数(对应不同迎角，升力系数可提高10%至40% )，而且可以将原来翼型的失速迎角从12 度提高到18度，极大地扩大了翼型的迎角工作范围。
附图1为风机叶片上表面外形与后缘Gurney襟翼的位置示意图。其中1.修型起始点2.凹坑起始点3.凹坑终止点4.过渡点5.过渡点6.翼型后缘点7. Gurney襟翼安装点8. Gurney襟翼
具体实施方式
实施例一本实施通过对基础翼型的上表面进行修型以及在基础翼型后缘点处安装Gurney 襟翼，以实现本实施例的目的。如附图3所示，本实施例选择FFA-W3-301风机翼型作为基础翼型。基础翼型的弦长为 983. 5mmο如附图4所示，在基础翼型上翼面，对修型起始点1与翼型后缘点6之间的翼型进行修型。将基础翼型的上表面置于xoy平面内，并使翼型的翼弦与χ轴重合。[0020]使得翼型前缘点位于坐标原点0，翼型后缘点位于X轴的正半轴上。修型时，以翼型上翼面距翼型前缘点30%弦长的位置作为修型起始点1。凹坑起始点2的χ坐标和y坐标分别位于72%弦长和12%弦长处。凹坑终止点3的χ坐标和y 坐标分别位于77%弦长和2. 6%弦长处。第一过渡点4的χ坐标和y坐标分别位于83%弦长和2. 7%弦长处。第二过渡点5的χ坐标和y坐标分别位于92%弦长和3. 5%弦长处。本实施例中，修型起始点1、凹坑起始点2、凹坑终止点3、第一过渡点4和第二过渡点5自前缘依次向后缘排列，直至翼型后缘点6处。凹坑起始点2的y坐标低于修型起始点1的y坐标。当上述各点的坐标位置确定后，抬高修型起始点1至凹坑起始点2处翼型的上翼面。具体过程是将修型起始点1和凹坑起始点2之间用直线连接，使该基础翼型的上翼面在此处得到抬高，以推迟上翼面流场的分离。在凹坑起始点2处，让上翼面突然下陷至凹坑终止点3处，并用四分之一圆弧连接凹坑起始点2和凹坑终止点3 ；通过B样条曲线连接凹坑终止点3、第一过渡点4、第二过渡点5以及翼型后缘点6。至此，通过修型起始点1、凹坑起始点2、凹坑终止点3、第一过渡点 4、第二过渡点5以及翼型后缘点6之间的连接曲线形成本实施例的上翼面，并且在本实施例的上翼面形成凹坑，使上翼面流场在该凹坑处形成驻涡。以翼型后缘点6处作为Gurney襟翼安装点7，由此得到一种风力发电的风机翼型。 Gurney襟翼8与弦线垂直，高度为3%弦长。实施例二本实施是制作一种风力发电的风机翼型。本实施通过对基础翼型的上表面进行修型以及在基础翼型后缘点处安装Gurney 襟翼，以实现本实施例的目的。如附图3所示，本实施例选择FFA-W3-301风机翼型作为基础翼型。基础翼型的弦长为 983. 5mmο如附图5所示，在基础翼型上翼面，对修型起始点1与翼型后缘点6之间的翼型进行修型。将基础翼型的上表面置于xoy平面内，使得翼型前缘点位于坐标原点0，翼型后缘点位于χ轴的正半轴上。修型时，以翼型上翼面距翼型前缘点35%弦长的位置作为修型起始点1。凹坑起始点2的χ坐标和y坐标分别位于55%弦长和12%弦长处。凹坑终止点3的χ坐标和y 坐标分别位于60%弦长和2. 4%弦长处。第一过渡点4的χ坐标和y坐标分别位于70%弦长和2%弦长处。第二过渡点5的χ坐标和y坐标分别位于85%弦长和4. 5%弦长处。本实施例中，修型起始点1、凹坑起始点2、凹坑终止点3、第一过渡点4和第二过渡点5自前缘依次向后缘排列，直至翼型后缘点6处。凹坑起始点2的y坐标低于修型起始点1的y坐标。当上述各点的坐标位置确定后，抬高修型起始点1至凹坑起始点2处翼型的上翼面。具体过程是将修型起始点1和凹坑起始点2之间用直线连接，使该基础翼型的上翼面在此处得到抬高，以推迟上翼面流场的分离。在凹坑起始点2处，让上翼面突然下陷至凹坑终止点3处，并用四分之一圆弧连接凹坑起始点2和凹坑终止点3 ；通过B样条曲线连接凹坑终止点3、第一过渡点4、第二过渡点5以及翼型后缘点6。至此，通过修型起始点1、凹坑起始点2、凹坑终止点3、第一过渡点 4、第二过渡点5以及翼型后缘点6之间的连接曲线形成本实施例的上翼面，并且在本实施例的上翼面形成凹坑，使上翼面流场在该凹坑处形成驻涡。以翼型下翼面距翼型后缘点3%弦长的位置作为Gurney襟翼安装点7，由此得到一种风力发电的风机翼型。Gurney襟翼8与弦线垂直，高度为4%弦长。实施例三本实施是制作一种风力发电的风机翼型。本实施通过对基础翼型的上表面进行修型以及在基础翼型后缘点处安装Gurney 襟翼，以实现本实施例的目的。如附图3所示，本实施例选择NACA-63-430-V风机翼型作为基础翼型。基础翼型的弦长为1000mm。如附图5所示，在基础翼型上翼面，对修型起始点1与翼型后缘点6之间的翼型进行修型。将基础翼型的上表面置于xoy平面内，使得翼型前缘点位于坐标原点0，翼型后缘点位于χ轴的正半轴上。修型时，以翼型上翼面距翼型前缘点40%弦长的位置作为修型起始点1。凹坑起始点2的χ坐标和y坐标分别位于60%弦长和15%弦长处。凹坑终止点3的χ坐标和y 坐标分别位于65%弦长和2. 5%弦长处。第一过渡点4的χ坐标和y坐标分别位于75%弦长和2. 2%弦长处。第二过渡点5的χ坐标和y坐标分别位于85%弦长和5%弦长处。本实施例中，修型起始点1、凹坑起始点2、凹坑终止点3、第一过渡点4和第二过渡点5自前缘依次向后缘排列，直至翼型后缘点6处。凹坑起始点2的y坐标低于修型起始点1的y坐标。当上述各点的坐标位置确定后，抬高修型起始点1至凹坑起始点2处翼型的上翼面。具体过程是将修型起始点1和凹坑起始点2之间用直线连接，使该基础翼型的上翼面在此处得到抬高，以推迟上翼面流场的分离。在凹坑起始点2处，让上翼面突然下陷至凹坑终止点3处，并用四分之一圆弧连接凹坑起始点2和凹坑终止点3 ；通过B样条曲线连接凹坑终止点3、第一过渡点4、第二过渡点5以及翼型后缘点6。至此，通过修型起始点1、凹坑起始点2、凹坑终止点3、第一过渡点 4、第二过渡点5以及翼型后缘点6之间的连接曲线形成本实施例的上翼面，并且在本实施例的上翼面形成凹坑，使上翼面流场在该凹坑处形成驻涡。以翼型下翼面距翼型后缘点2%弦长的位置作为Gurney襟翼安装点7，由此得到一种风力发电的风机翼型。Gurney襟翼8与弦线垂直，高度为5%弦长。实施例四本实施是制作一种风力发电的风机翼型。本实施通过对基础翼型的上表面进行修型以及在基础翼型后缘点处安装Gurney 襟翼，以实现本实施例的目的。如附图3所示，本实施例选择DU91-W2-250风机翼型作为基础翼型。基础翼型的弦长为1000mm。如附图5所示，在基础翼型上翼面，对修型起始点1与翼型后缘点6之间的翼型进行修型。将基础翼型的上表面置于xoy平面内，使得翼型前缘点位于坐标原点0，翼型后缘点位于X轴的正半轴上。修型时，以翼型上翼面距翼型前缘点45%弦长的位置作为修型起始点1。凹坑起始点2的χ坐标和y坐标分别位于65%弦长和11 %弦长处。凹坑终止点3的χ坐标和y 坐标分别位于73%弦长和2. 5%弦长处。第一过渡点4的χ坐标和y坐标分别位于80%弦长和3. 5%弦长处。第二过渡点5的χ坐标和y坐标分别位于90%弦长和5%弦长处。本实施例中，修型起始点1、凹坑起始点2、凹坑终止点3、第一过渡点4和第二过渡点5自前缘依次向后缘排列，直至翼型后缘点6处。凹坑起始点2的y坐标低于修型起始点1的y坐标。当上述各点的坐标位置确定后，抬高修型起始点1至凹坑起始点2处翼型的上翼面。具体过程是将修型起始点1和凹坑起始点2之间用直线连接，使该基础翼型的上翼面在此处得到抬高，以推迟上翼面流场的分离。在凹坑起始点2处，让上翼面突然下陷至凹坑终止点3处，并用四分之一圆弧连接凹坑起始点2和凹坑终止点3 ；通过B样条曲线连接凹坑终止点3、第一过渡点4、第二过渡点5以及翼型后缘点6。至此，通过修型起始点1、凹坑起始点2、凹坑终止点3、第一过渡点 4、第二过渡点5以及翼型后缘点6之间的连接曲线形成本实施例的上翼面，并且在本实施例的上翼面形成凹坑，使上翼面流场在该凹坑处形成驻涡。以翼型下翼面距翼型后缘点5%弦长的位置作为Gurney襟翼安装点7，由此得到一种风力发电的风机翼型。Gurney襟翼8与弦线垂直，高度为6%弦长。
权利要求1. 一种通过驻涡控制失速的风力机叶片，其特征在于，1.在基础翼型上翼面，对修型起始点(1)与翼型后缘点(6)之间的翼型进行修型，并形成凹坑；修型起始点(1)位于翼型上翼面距翼型前缘点30% 45%弦长处；凹坑起始点 (2)的χ坐标和y坐标分别位于55 72%弦长和11 15%弦长处；凹坑终止点(3)的χ 坐标和y坐标分别位于60 77%弦长和2. 4 2. 6%弦长处；第一过渡点(4)的χ坐标和 y坐标分别位于70 83%弦长和2. 0 3. 5%弦长处；第二过渡点(5)的χ坐标和y坐标分别位于85 92%弦长和3.5 5.0%弦长处；用四分之一圆弧连接凹坑起始点(2)和凹坑终止点(3)；通过B样条曲线连接凹坑终止点(3)、第一过渡点G)、第二过渡点(5)以及翼型后缘点(6)；II.修型起始点(1)、凹坑起始点O)、凹坑终止点(3)、第一过渡点(4)和第二过渡点 (5)自前缘依次向后缘排列，直至翼型后缘点(6)处；凹坑起始点( 的y坐标低于修型起始点(1)的y坐标点；III.在翼型后缘处安装有Gurney襟翼(8)；该Gurney襟翼安装点(7)距后缘点为0 5%弦长处，Gurney襟翼的高度为3 6%弦长。
2.如权利要求1所述一种通过驻涡控制失速的风力机叶片，其特征在于，将修型起始点(1)和凹坑起始点(2)之间为直线连接。
3.如权利要求1所述一种通过驻涡控制失速的风力机叶片，其特征在于，所述的χ坐标和y坐标将基础翼型的上表面置于xoy平面内，并使翼型的翼弦与χ轴重合。
专利摘要一种通过驻涡控制失速的风力机叶片，在基础翼型上翼面，对修型起始点与翼型后缘点之间的翼型进行修型，并形成凹坑。修型起始点和凹坑起始点之间为直线连接，凹坑起始点和凹坑终止点之间用1/4圆弧连接，并通过B样条曲线连接凹坑终止点、第一过渡点、第二过渡点以及翼型后缘点。在翼型后缘处安装有Gurney襟翼。本实用新型减缓上表面厚度减小的幅度，以推迟上翼面流场的分离，并通过上表面的凹坑使得气流在此处的形成一个位置固定的旋涡，在该旋涡的作用下，翼型上表面的分离能够得到有效控制，避免分离涡无规则的脱落，并且在翼型上表面形成涡升力，减缓翼型的失速，使得翼型的失速迎角得以提高。
文档编号F03D11/00GK202001209SQ201120047460
公开日2011年10月5日 申请日期2011年2月24日 优先权日2011年2月24日
发明者叶坤, 叶正寅, 武洁 申请人:西北工业大学