用于风力涡轮机的带有尖端涡旋改良附件的缝翼的制作方法与工艺

本发明总体涉及风力涡轮机并且更具体地涉及用于风力涡轮机叶片的内侧缝翼。

背景技术：
风力涡轮机叶片的内侧部分被制造得较厚以便支撑通过外侧叶片区域被悬臂式加载到叶片根部上的推力和升力负载。这里“内侧”意味着朝向叶片根部径向向内，该叶片根部是叶片连接到毂的部分。“外侧”意味着径向向外或朝向叶片尖端。每个叶片的内侧部分垂直于翼型翼弦朝向毂逐渐变厚以便强化，并且通常邻近毂变成圆筒形以便有助于安装和相接于叶片俯仰调节机构。相对空气入流角由于相对于入射风叶片速度增加而随着距旋转中心的距离变化。由于制造原因，叶片的翼弦角或扭转角不能沿其径向长度充分快速地改变来提供叶片翼型截面相对于相对空气入流方向的最佳取向，从而导致接近根部存在越来越过量的攻角。这些内侧部分由于锥旋角、风速变化和叶片的低速而经历大的攻角变化。结构性原因所必然导致的厚轮廓和非优化翼型形状不能在广泛的攻角范围上产生足够升力并且甚至会失速。由于叶片的厚度、翼型形状的结构性限制以及大攻角的原因，叶片的内侧部分在空气动力学上低效并且甚至会永久失速，从而减少风能转换效率。这里“攻角”意味着在考虑到叶片旋转时翼型翼弦线和相对风矢量之间的角。失速条件发生于攻角过高并且经过翼型的吸力侧的空气从叶片的表面分离，从而产生分离开的流动区域。因此，叶片的内侧区域产生小升力并且因而产生小扭矩，并且其因此几乎无助于风力涡轮机的动力。包括缝翼和襟翼的流动改变装置已经被添加到风力涡轮机叶片以便提高其局部和整体空气动力学性能。附图说明参考附图在下述说明中解释本发明，附图中：图1是根据本发明实施例的风力涡轮机转子的吸力侧视图。图2是根据本发明实施例的风力涡轮机叶片的内侧部分的立体图。图3示出了横向截面处现有技术风力涡轮机叶片翼型轮廓。图4示出了在缝翼的横向截面处平背缝翼（flatbackslat）翼型轮廓。图5示出了沿图1的线5-5截取的风力涡轮机叶片的内部部分的轮廓。图6示出了现有技术缝翼和叶片轮廓。图7示出了本发明缝翼的一种实施例与翼梁帽（翼梁缘条）的附接。图8示出了产生涡旋脱落的平背缝翼。图9示出了从平背后缘的中间厚度向后延伸的分流板。图10示出了与缝翼的吸力侧齐平的从平背后缘向后延伸的分流板。图11示出了从平背后缘向下成角度的分流板。图12示出了平背缝翼附接到风力涡轮机转子的整流罩的一种实施例。图13示出了平背后缘的一种实施例的后视图，其中分流板从后缘厚度的中点变迁到上部。图14示出了平背缝翼的一种实施例的后视图，该平背缝翼具有沿缝翼的径向翼展渐缩的厚度。图15示出了具有小翼的缝翼的一种实施例的后视图。图16示出了具有端板的缝翼的一种实施例的后视图。图17示出了沿缝翼的向前吸力侧具有涡旋发生器的缝翼的一种实施例的吸力侧视图。图18示出了在背景上具有涡旋发生器且具有端板的缝翼的轮廓。图19是带有缝翼的风力涡轮机叶片的内侧部分的立体图，该缝翼带有斜倾后尖端。图20是带有缝翼的风力涡轮机叶片的内侧部分的立体图，该缝翼带有下翻尖端。图21示出了绕涡轮机叶片的入流角变化的示例性廓线，其中相对风的入流角具有8°变化。图22示出了现有技术多元件翼型的中脊线/中弧线。图23示出了本发明实施例中的多元件翼型的中脊线/中弧线。具体实施方式图1示出了风力涡轮机转子20的顺风侧，该风力涡轮机转子20具有径向取向的叶片22，该叶片22有时被称为翼型或主元件且大体在平面23或旋转盘内旋转。在这幅图中仅示出旋转元件，没有示出风力涡轮机的典型机舱和塔。每个主叶片22均具有径向内侧端部或根部24。根部24被附接到可以具有罩的公共毂26，该罩被称为整流罩28。每个叶片可具有如这里所述的空气动力学缝翼30，该缝翼30通过支撑结构（例如空气动力学柱32或杆或失速栅）被安装在每个叶片22的内侧部分上方。本发明人已经意识到缝翼30将产生尖端涡旋，其是由于围绕缝翼翼型形状的端部从缝翼的压力侧流向吸力侧的空气所导致的，并且已经意识到这样的涡旋不仅减小缝翼的空气动力学效率（升力/阻力），而且会进一步对主元件22的空气动力学性能产生有害影响。为了提高转子20的效率，本发明提供了一种在缝翼30的至少一个端部30A、30B上的如这里进一步描述的尖端涡旋改良附件。这种附件用于减少尖端涡旋的不利影响，例如通过减少涡旋的幅度以及/或者通过改变其位置，例如使其移动至更远离主元件或者使其沿缝翼的纵轴线后移，在此在没有附件的情况下可以将其定位于此。这还可以通过减少其翼展的一部分上的3D流动影响来提高缝翼的性能。在没有缝翼的情况下流动将是3D的区域内的2D流动性能有益于动力生成（产生更大扭矩）。图2是叶片22的内侧部分36的立体图，该叶片22在前缘42和后缘44之间具有压力侧38和吸力侧40。横向截面轮廓可以从根部24处的圆筒形Pc改变成肩部47处或之后的翼型形状Pa，其中该肩部47是叶片22上最长翼弦的位置。在缝翼的外侧端部30B上示出上翻小翼34以便减少缝翼的尖端涡旋，并且将减少的尖端涡旋移离主叶片22。将意识到虽然这里描述的附件被示为在缝翼的外侧端部上，但是其他实施例可以在内侧端部或两个端部上具有这种附件。小翼可以具有尖端35，其是尖锐的或减小的，或者具有比缝翼的端部30B的翼弦长度的一半更小的翼弦长度，以便减少小翼本身的尖端涡旋。图3示出了具有压力侧38和吸力侧40的现有技术风力涡轮机叶片翼型轮廓Pa。笔直翼弦线Ch在前缘42和后缘44之间延伸。翼弦线Ch的长度是翼型翼弦长度。中脊线Ca是压力和吸力侧38、40之间的一组中点。如果翼型Pa关于翼弦线对称，则中脊线Ca与翼弦线Ch一致。相对于翼型的翼弦长度的最大厚度Tm可以被用于限定翼型轮廓的厚度或薄度。矢量Vw代表不受转子影响的风速。轴向自由流矢量Va代表风速Vw减去轴向诱导因子α之后在叶片22处的空气入流的轴向分量。在下述已知公式中，U1是不受转子影响的风速，并且U2是转子处的风速。使得Va和切向速度分量Vt结合得到相对于旋转平面23处于角Φ的相对入流矢量Vr。攻角AoA是相对入流矢量Vr和翼弦线Ch之间的角。扭转角θ是翼弦线Ch和旋转平面23之间的角。升力矢量L垂直于相对入流矢量Vr。阻力矢量D平行于入流矢量Vr指向后。风力涡轮机翼型的设计目标可以是大约1/3的轴向诱导因子α，从而得到轴向自由流矢量Va≈Vw·2/3。不过，轴向诱导因子α可以在叶片的内部部分36上更小于1/3，这是因为空气动力学失速或脱离的原因，这能够导致在操作条件下相对大的厚度Tm、低效翼型形状和翼型大攻角的宽操作范围。根据本发明的各方面可以针对沿主叶片的这个区域的升力来优化缝翼。图4示出了平背缝翼30F的轮廓，其可以用于本发明的实施例，其具有从前缘42F到平背后缘44F的中点的翼弦线ChF以及中脊线CaF。这里的平背缝翼是具有平背后缘44F的缝翼。这意味着后缘包括平坦或大体平坦的表面，其在横向截面轮廓中与缝翼30F的中脊线CaF或翼弦线ChF正交±40°或±30°。平背后缘44F具有在缝翼的横向轮廓内在压力侧38F和吸力侧40F之间测量的厚度Tf。在各种实施例中，厚度Tf可以是缝翼30F的翼弦长度ChF的至少5%或者是缝翼的翼弦长度的5-30%或5-12.5%。平背后缘44F的厚度可以随着距主叶片元件的根部24的距离增加而减小。图5示出了主叶片22的内部部分的示例性轮廓，其接收处于比图3所示更大的攻角AoA的入流Vr。示出了失速或分离的空气流动区域46。在主叶片元件22的前向吸力侧40上方存在区48，其中在相对于主叶片元件入流角Φ具有至少8°的变化中，例如对于在-10度和30度之间的入流攻角而言，空气流动大体平行于吸力侧40，例如平行±6°或±4°。这意味着在区48中流动线的切线相对于吸力侧40的轮廓的相应切线大体平行±6°或±4°。在同样由附图标记48代表的类似区内，相对于主叶片元件22的攻角的N度改变将导致相对于缝翼的空气入流角的变化小于N度，例如在各实施例中在相对于主叶片元件入流角Φ具有至少8°的变化中该相对于缝翼的空气入流角的变化仅达到2N/3或N/2度。本发明人已经认识到如果缝翼30F被置于这个区48内，或者如果至少缝翼30、30F的前缘42、42F被置于这个区48内，则缝翼在主元件22的攻角AoA范围上接收更加一致的空气入流角。这允许与将缝翼定位在区48前方的现有技术装置相比在更广泛的工况范围（大的AoA变化）下具有高效的缝翼性能。在一种实施例中，缝翼30、30F可以被置于线50后方，该线50在主叶片元件22的后缘42处垂直于该主叶片元件22的中脊线Ca绘制。缝翼可以在缝翼的整个径向翼展上从主叶片元件22的内侧部分的吸力侧40间隔开一定距离43。缝翼30F距主叶片元件22的吸力侧40的距离43可以例如是主叶片元件22的选定翼弦长度Ch的5%-10%。选定翼弦长度Ch可以是肩部47处的最大翼弦长度（见图2），或者是沿缝翼的翼展的主叶片元件22的平均翼弦长度。替代性地，针对沿缝翼的径向翼展的每个横向截面确定间隔距离43，从而导致距离43沿缝翼的翼展变化。缝翼30、30F的翼弦长度ChF在各种实施例中可以例如是主叶片元件的选定或局部翼弦Ch的10%-40%或12.5%-40%或15%-40%。针对缝翼30F的每个横向截面，缝翼翼弦线ChF可以被限定在前缘42F和平背后缘44F的中点之间。缝翼30F的翼弦线ChF和主元件22的相应翼弦线Ch之间的发散角51可以例如是10°至30°。如图6所示的现有缝翼30P通常位于前缘42前方并且在ChP和Ch之间具有在70°至90°之间的翼弦发散角51。它们被定位成延迟主元件上的失速，而不是用于缝翼升力。带有缝翼的现有技术多元件翼型组合件相比于没有缝翼的单个元件翼型仅在大攻角处增加了升力。本发明的缝翼30、30F可以在缝翼的整个径向翼展中被置于区48内，或者至少前缘42F可以被如此设置。这样将缝翼30、30F放置在其能够在较广泛的工况范围上提供升力的位置。这种位置还允许缝翼被附接到主叶片元件22的翼梁帽56，如图7所示，在此其与图6的现有技术缝翼位置相比更容易牢固地附接，从而产生实用的改装附接套件。这样的套件可以包括缝翼30、30F、诸如杆58或柱32（图2）的用于将缝翼连接到现有风力涡轮机转子的支撑结构、以及诸如螺钉、封闭螺栓和/或粘结剂的任选紧固装置。翼弦发散角51可以在缝翼的翼展上随着距主叶片元件22的根部24的距离而减小，这是因为根据径向翼展而定的扭转在主元件22和缝翼30F之间是不同的；即：缝翼内的扭转超过了主元件22沿缝翼的径向翼展的对应扭转。图8示出了平背缝翼30F，其产生在某些条件下会发生的冯卡门涡旋脱落（vonKarmanvortexshedding）或“涡旋街（vortexstreet）”。图9示出了从平背后缘44F向后延伸的分流板52。当由于保持两个静止涡旋54抵靠后缘44F时可能发生涡旋脱落时分流板52防止该涡旋脱落。脱落的涡旋在平坦后缘上产生振荡/波动压力场并且因此产生大量压力阻力。通过添加分流板并且产生固定涡旋，波动流动被准稳定流动所代替，并且阻力被减小。额外的优点在于，缝翼的空气动力学影响进一步向下游延伸，这进一步加速了缝翼和主元件之间的流动并且延迟了在主元件22上流动分离的发生。分流板52可以从平背后缘44F向后延伸，从而有效地防止来自平背后缘的冯卡门涡旋脱落。在一种实施例中，分流板52可以从平背后缘的厚度Tf的中点从平背后缘44F向后延伸。在一种实施例中，分流板52可以被定向成与平背后缘44F正交±20°。在图10中，分流板52与缝翼30F的吸力侧40F齐平地从平背后缘向后延伸，因此形成缝翼的吸力侧的向后延长部，从而增加缝翼上的升力。在图11中，分流板52从主叶片元件成角度向下或朝向主叶片元件成角度，例如在平背缝翼后缘Tf处相对于脊线CaF达到30°。这增加了缝翼和主叶片元件22之间的管口效应。分流板52可以具有比平背后缘44F的厚度Tf的20%更小的厚度，并且可以是平坦板。分流板52可以为接近平背后缘44F的至少一个静止涡旋留下空间；即：其不形成压力和吸力侧38F、40F二者的齐平延长部。分流板52可以从缝翼30F的内侧端部30A处平背后缘44F的厚度Tf上的中点迁移到缝翼的外侧端部30B处平背后缘的上部，如之后所示。图12示出了本发明的一种实施例，其中缝翼30或带有小翼34的平背缝翼30F被附接到风力涡轮机转子20的毂26，以便缝翼沿叶片22的内侧部分延伸并且在接近该内侧部分处间隔开。这种实施例可以被提供成改装套件以便将缝翼30F附接到现有风力涡轮机转子。例如，套件的支撑结构可以包括能够被螺栓连接到毂或整流罩的环、板或托架。替代性地，支撑结构可以包括被制造成带有缝翼安装件的替换整流罩。图13示出了带有小翼34的平背后缘44F的一种实施例的后视图。其也具有分流板52，该分流板52从缝翼的内侧端部30A处平背后缘44F的厚度Tf上的中点迁移到缝翼的外侧端部30B处平背后缘44F的上部。图14示出了带有小翼34的平背后缘44F的一种实施例的后视图，其中平背后缘的厚度Tf随着距主叶片元件的根部的距离增加而减小。缝翼的内侧端部30A比缝翼的外侧端部30B更靠近主叶片元件的根部24。图15示出了带有尖锐或非平背后缘44S和小翼34的缝翼30的实施例的后视图。这里的实施例的小翼34可以相对于缝翼的翼展方向线68限定30°至90°的向上角66。这将小翼的尖端涡旋移开以避免与主叶片元件的吸力侧40的相互作用。这种向上角还将尖端涡旋移开以避免当使用平背缝翼30F时与平背后缘44F所形成的其他涡旋相互作用。图16示出了带有尖锐或非平背后缘44S和端板64的缝翼30的实施例的后视图，该端板64可以在缝翼30、30F的端部30B上方和/或下方延伸例如缝翼30、30F的端部30B的翼弦长度的至少1/3的组合距离。这里小翼34和端板64可以被应用到缝翼30、30F的任一端部30A、30B或者被应用至两个端部。图17示出了缝翼30的一种实施例的吸力侧视图，其带有吸力侧40S、前缘42S、后缘44S和沿缝翼30的前向吸力侧40S的多个涡旋发生器60。图18示出了缝翼30的轮廓，其带有压力侧38S、吸力侧40S、前缘42S、后缘44S、翼弦线ChS、中脊线CaS和涡旋发生器60，还在背景中示出了端板64。涡旋发生器60的高度Hv可以例如是缝翼上的边界层厚度的至少80%。涡旋发生器60减少缝翼的向后吸力侧上的流动分离。当它们被用在平背缝翼30F上时，它们还可以减少平背后缘44F后方的涡旋脱落。在平背缝翼30F上，它们可以与上述分流板协同地使用，或者它们可以在不使用分流板的情况下被使用。除了它们对缝翼的影响，它们还可以减少主叶片元件22的吸力侧40上的流动分离。用于安装缝翼的上述改装选择提供了快速且便捷的手段来经由缝翼30、30F上的涡旋发生器60来减少主叶片22上的流动分离。图19示出了带有斜倾翼尖附件70的缝翼实施例，该附件70渐缩并扫掠向后。其还可以上翻（未示出）。与上翻小翼相比，没有上翻的斜倾翼尖70将在偏航误差的情况下经历更小的负载和阻力，这是因为未上翻斜倾翼尖与缝翼30的外侧部分共面。在任意情况下，其类似于上翻小翼那样来阻碍缝翼尖端涡旋，并且其将缝翼尖端涡旋相对于缝翼的纵轴线后移。其还呈现了比上翻小翼更佳的视觉外观。因此当缝翼不具有翼展约束或塔间隙约束时，使用斜倾翼尖70来加长缝翼以用于尖端涡旋改良是一种理想的选择。图20示出了带有下翻翼尖附件72的缝翼实施例，该附件72被附接到主翼型22。这种附件在没有向外延长部的情况下阻挡绕翼尖的流动，并且还稳定翼尖。图21示出了绕涡轮机叶片的入流角变化的示例性廓线，其中相对风Vr的入流角具有8°变化。如上所述的平行流动或入流角变化减小的区48可以从这些廓线选择成用于在此定位缝翼30、30F。图22示出了位于主翼型元件22前方的现有技术缝翼30P，因此延长了组合多元件翼型22C的有效长度。多元件翼型22C的中脊线CaC向前延伸，但是曲率不变。因而，现有技术缝翼30P在所有攻角处不增加升力。如图23所示，位于区48内的本发明缝翼30F（如图5所示）增加多元件翼型22C的有效中脊线CaC的曲率，并且因此增加其产生的升力。虽然已经在此示出并描述了本发明的各种实施例，不过显而易见的是这些实施例仅通过示例方式被提供。在不背离这里的本发明的情况下可以做出大量改变、变化和替代。因而，旨在仅通过所附权利要求的精神和范围来限定本发明。