一种翼型气动力系数计算方法及系统与流程

本发明涉及翼型的气动力技术领域，特别是涉及一种翼型气动力系数计算方法及系统。

背景技术：

风力机叶片是由一系列不同截面的翼型构成的，翼型气动性能的好坏直接影响着风力机叶片吸收风能的能力，进而影响发电效率。提高翼型的气动性能可以有效提高风力机的发电效率。涡流发生器安装在翼型前缘时能够不同程度地改善风力机叶片翼型的气动性能，因其结构简单、安装方便，近年来在风力机翼型上多有研究与应用。

在翼型某一位置安装涡流发生器后翼型的气动力系数如何改变通常需要试验数据获得，开展试验成本高、获取试验数据的周期较长，因此准确计算不同位置安装涡流发生器翼型的气动力系数，对于实际风力机叶片上安装涡流发生器时位置确定的准确性和科学性具有重要意义。

技术实现要素：

基于此，本发明的目的是提供一种翼型气动力系数计算方法及系统，能够根据公式计算不同风攻角时对应的气动力系数，加快了气动力系数的获取时间。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

一种翼型气动力系数计算方法，所述方法包括：

根据设定的风攻角范围，对翼型进行风洞试验，获取所述翼型设定数量的数据对，所述数据对包括风攻角、与所述风攻角对应的升力系数和与所述风攻角对应的阻力系数；

将所述风攻角和与所述风攻角对应的所述升力系数进行多项式拟合，获得所述风攻角和所述升力系数的关系式；

将所述风攻角和与所述风攻角对应的所述阻力系数进行多项式拟合，获得所述风攻角和所述阻力系数的关系式；

根据所述风攻角和所述升力系数的关系式计算各个不同风攻角对应的升力系数，根据所述风攻角和所述阻力系数的关系式计算各个不同风攻角对应的阻力系数。

可选地，所述翼型的预设位置上安装有涡流发生器；所述预设位置包括距翼型前缘10％弦长、20％弦长、30％弦长或40％弦长的位置上。

可选地，所述将所述风攻角和与所述风攻角对应的所述升力系数进行多项式拟合，获得所述风攻角和所述升力系数的关系式，具体包括：根据拟合公式f(x)1＝a1x⁴+a2x³+a3x²+a4x+a5进行拟合，其中x表示风攻角，f(x)1表示升力系数，a1为第一常数，a2为第二常数，a3为第三常数，a4为第四常数，a5为第五常数。

可选地，所述将所述风攻角和与所述风攻角对应的所述阻力系数进行多项式拟合，获得所述风攻角和所述阻力系数的关系式，具体包括：根据拟合公式f(x)2＝a6x⁴+a7x³+a8x²+a9x+a10进行拟合，其中x表示风攻角，f(x)2表示阻力系数，a6为第六常数，a7为第七常数，a8为第八常数，a9为第九常数，a10为第十常数。

可选地，所述风攻角范围为-4°～22°。

可选地，所述翼型的弦长为300mm。

可选地，所述风洞试验的雷诺数为9×10⁵。

本发明还公开了一种翼型气动力系数计算系统，所述系统包括：

参数获取模块：用于在根据设定的风攻角范围，对翼型进行风洞试验时，获取所述翼型设定数量的数据对，所述数据对包括风攻角、与所述风攻角对应的升力系数和与所述风攻角对应的阻力系数；

第一关系式确定模块：用于将所述风攻角和与所述风攻角对应的所述升力系数进行多项式拟合，获得所述风攻角和所述升力系数的关系式；

第二关系式确定模块：用于将所述风攻角和与所述风攻角对应的所述阻力系数进行多项式拟合，获得所述风攻角和所述阻力系数的关系式；

计算模块：根据所述风攻角和所述升力系数的关系式计算各个不同风攻角对应的升力系数，根据所述风攻角和所述阻力系数的关系式计算各个不同风攻角时对应的阻力系数。

可选地，所述第一关系式确定模块具体包括第一关系式确定单元：用于根据拟合公式f(x)1＝a1x⁴+a2x³+a3x²+a4x+a5进行拟合，其中x表示风攻角，f(x)1表示升力系数，a1、a2、a3、a4和a5均为常数。

可选地，所述第二关系式确定模块具体包括第二关系式确定单元：用于根据拟合公式f(x)2＝a6x⁴+a7x³+a8x²+a9x+a10进行拟合，其中x表示风攻角，f(x)2表示阻力系数，a6、a7、a8、a9和a10均为常数。

根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：

本发明提供一种翼型气动力系数计算方法及系统，根据设定的风攻角范围，对翼型进行风洞试验，将获得的风攻角和与风攻角对应的升力系数进行多项式拟合，确定风攻角和升力系数的关系式；将获得的风攻角和与风攻角对应的阻力系数进行多项式拟合，确定风攻角和阻力系数的关系式，根据各关系式计算不同风攻角时对应的气动力系数，加快了气动力系数的获取时间。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例一种翼型气动力系数计算方法流程示意图；

图2为本发明实施例涡流发生器安装位置示意图；

图3为本发明实施例翼型升力系数实验值曲线；

图4为本发明实施例翼型阻力系数实验值曲线；

图5为本发明实施例升力系数拟合公式的参数表示图；

图6为本发明实施例阻力系数拟合公式的参数表示图；

图7为本发明实施例翼型升力系数拟合值曲线；

图8为本发明实施例翼型阻力系数拟合值曲线；

图9为本发明实施例一种翼型气动力系数计算系统流程示意图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明的目的是提供一种翼型气动力系数计算方法及系统，能够根据公式计算不同风攻角时对应的气动力系数，加快了气动力系数的获取时间。

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

图1为一种翼型气动力系数计算方法流程示意图，如图1所示，一种翼型气动力系数计算方法包括：

步骤101：根据设定的风攻角范围，对翼型进行风洞试验，获取所述翼型设定数量的数据对，所述数据对包括风攻角、与所述风攻角对应的升力系数和与所述风攻角对应的阻力系数。

步骤102：将所述风攻角和与所述风攻角对应的所述升力系数进行多项式拟合，获得所述风攻角和所述升力系数的关系式，即升力系数计算公式。

步骤103：将所述风攻角和与所述风攻角对应的所述阻力系数进行多项式拟合，获得所述风攻角和所述阻力系数的关系式，即阻力系数计算公式。

步骤104：根据所述风攻角和所述升力系数的关系式计算各个不同风攻角对应的升力系数，根据所述风攻角和所述阻力系数的关系式计算各个不同风攻角对应的阻力系数。

其中，步骤101中，对翼型进行风洞试验时，选取风力机叶片中型号为naca4418的翼型，翼型弦长c＝300mm，试验雷诺数re＝9×10⁵，以试验风攻角的范围能够包含实际风力机叶片运行过程中所处的风攻角状态为原则，选取风攻角范围为-4°～22°，设定数量的数据对具体为14对。

翼型的预设位置上安装有涡流发生器，不同尺寸的涡流发生器安装在翼型表面，对提高翼型升力系数和减小翼型阻力系数的效果是不同的，选取对增加翼型升力系数和减小翼型阻力系数有效的涡流发生器尺寸。涡流发生器的尺寸参数如表1所示。

表1涡流发生器的参数

如图2所示，所述预设位置包括距翼型前缘10％弦长、20％弦长、30％弦长或40％弦长的位置上。

通过风洞试验获取的数据表明，涡流发生器安装在翼型不同位置时，翼型的气动升力系数随风攻角的变化趋势是一致的，翼型的升力系数均是先随风攻角的增大而呈线性增长，风攻角增大到一定数值时翼型的升力系数开始急剧下降，翼型产生失速现象。不同的是涡流发生器的安装位置不同，升力系数开始下降的风攻角数值不同，具体变化曲线如图3所示。

图3中横坐标表示风攻角，纵坐标表示升力系数，其中，曲线1a表示光滑翼型(翼型上没有安装涡流发生器)时的升力系数实验值变化曲线，曲线2a表示距翼型前缘10％弦长的位置安装涡流发生器时的升力系数实验值变化曲线，曲线3a表示距翼型前缘20％弦长的位置安装涡流发生器时的升力系数实验值变化曲线，曲线4a表示距翼型前缘30％弦长的位置安装涡流发生器时升力系数实验值的变化曲线，曲线5a表示距翼型前缘40％弦长的位置安装涡流发生器时的升力系数实验值变化曲线。

翼型的安装位置不同，翼型的阻力系数随着风攻角的增大逐渐增大，如图4所示。图4中横坐标表示风攻角，纵坐标表示阻力系数，其中，曲线6a表示光滑翼型时的阻力系数实验值变化曲线，曲线7a表示距翼型前缘10％弦长的位置安装涡流发生器时的阻力系数实验值变化曲线，曲线8a表示距翼型前缘20％弦长的位置安装涡流发生器时的阻力系数实验值变化曲线，曲线9a表示距翼型前缘30％弦长的位置安装涡流发生器时的阻力系数实验值变化曲线，曲线10a表示距翼型前缘40％弦长的位置安装涡流发生器时的阻力系数实验值变化曲线。

其中，步骤103中具体包括：拟合公式f(x)1为四次多项式，根据拟合公式f(x)1＝a1x⁴+a2x³+a3x²+a4x+a5对风攻角和升力系数进行拟合，其中x表示风攻角，f(x)1表示升力系数，a1为第一常数，a2为第二常数，a3为第三常数，a4为第四常数，a5为第五常数。

其中，步骤104中具体包括：拟合公式f(x)2为四次多项式，根据拟合公式f(x)2＝a6x⁴+a7x³+a8x²+a9x+a10对风攻角和阻力系数进行拟合，其中x表示风攻角，f(x)2表示阻力系数，a6为第六常数，a7为第七常数，a8为第八常数，a9为第九常数，a10为第十常数。

分别获取风攻角范围-4°～14°和14°～22°的范围内，设定数量风攻角、风攻角对应的升力系数和风攻角对应的阻力系数，通过拟合公式进行拟合，获取升力系数拟合公式的参数如图5所示，阻力系数拟合公式的参数如图6所示。

图7为翼型升力系数计算公式对应的拟合值曲线，如图7所示，横坐标表示风攻角，纵坐标表示升力系数，曲线1b表示光滑翼型时的升力系数拟合值变化曲线，曲线2b表示距翼型前缘10％弦长的位置安装涡流发生器时的升力系数拟合值变化曲线，曲线3b表示距翼型前缘20％弦长的位置安装涡流发生器时的升力系数拟合值变化曲线，曲线4b表示距翼型前缘30％弦长的位置安装涡流发生器时升力系数拟合值的变化曲线，曲线5b表示距翼型前缘40％弦长的位置安装涡流发生器时的升力系数拟合值变化曲线。

图8为翼型阻力系数计算公式对应的拟合值曲线，如图8所示，横坐标表示风攻角，纵坐标表示阻力系数，其中，曲线6b表示光滑翼型时的阻力系数拟合值变化曲线，曲线7b表示距翼型前缘10％弦长的位置安装涡流发生器时的阻力系数拟合值变化曲线，曲线8b表示距翼型前缘20％弦长的位置安装涡流发生器时的阻力系数拟合值变化曲线，曲线9b表示距翼型前缘30％弦长的位置安装涡流发生器时的阻力系数拟合值变化曲线，曲线10b表示距翼型前缘40％弦长的位置安装涡流发生器时的阻力系数拟合值变化曲线。

根据图7、8可以直观地得到安装在naca4418翼型不同位置的涡流发生器对应的升力系数和阻力系数。

本发明提供一种翼型气动力系数计算方法，根据设定的风攻角范围，对翼型进行风洞试验，将获得的风攻角和与风攻角对应的升力系数进行多项式拟合，确定风攻角和升力系数的关系式；将获得的风攻角和与风攻角对应的阻力系数进行多项式拟合，确定风攻角和阻力系数的关系式，根据各关系式计算不同风攻角时对应的气动力系数，加快了气动力系数的获取时间。根据涡流发生器在翼型前缘安装的不同位置，获取设定数量的风攻角、升力系数和阻力系数进行拟合，确定各位置对应的计算公式，通过各位置对应的计算公式计算涡流发生器在翼型前缘安装的不同位置时，不同风攻角对应的升力系数和阻力系数。省去了试验的时间和费用，根据升力系数计算公式和阻力系数计算公式可以计算出实际工程中不同位置安装涡流发生器翼型的升、阻力系数。对于实际风力机叶片上安装涡流发生器时位置确定的准确性和科学性具有重要意义，并为工程设计和相关研究提供依据和方法。

图9为一种翼型气动力系数计算系统结构示意图，如图9所示，一种翼型气动力系数计算系统包括：

参数获取模块201：用于在根据设定的风攻角范围，对翼型进行风洞试验时，获取所述翼型设定数量的数据对，所述数据对包括风攻角、与所述风攻角对应的升力系数和与所述风攻角对应的阻力系数。

第一关系式确定模块202：用于将所述风攻角和与所述风攻角对应的所述升力系数进行多项式拟合，获得所述风攻角和所述升力系数的关系式。

第二关系式确定模块203：用于将所述风攻角和与所述风攻角对应的所述阻力系数进行多项式拟合，获得所述风攻角和所述阻力系数的关系式。

计算模块204：根据所述风攻角和所述升力系数的关系式计算各个不同风攻角对应的升力系数，根据所述风攻角和所述阻力系数的关系式计算各个不同风攻角时对应的阻力系数。

第一关系式确定模块202具体包括第一关系式确定单元：用于根据拟合公式f(x)1＝a1x⁴+a2x³+a3x²+a4x+a5进行拟合，其中x表示风攻角，f(x)1表示升力系数，a1、a2、a3、a4和a5均为常数。

第二关系式确定模块203具体包括第二关系式确定单元：用于根据拟合公式f(x)2＝a6x⁴+a7x³+a8x²+a9x+a10进行拟合，其中x表示风攻角，f(x)2表示阻力系数，a6、a7、a8、a9和a10均为常数。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。

本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。