CN214660605U - 一种高升力风力机翼型 - Google Patents
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Abstract
本实用新型公开了一种高升力风力机翼型，该机翼型以S809翼型为基础轮廓，将NACA4412翼型的弦长乘以比例因子α后缩小，收缩后的翼型基于后缘点旋转固定角度β；在后缘处，当S809翼型上表面纵坐标小于NACA4412翼型的纵坐标时，S809翼型此部分上表面被NACA4412翼型的表面所取代。本实用新型翼型上表面中段位置平滑过度，保证翼型在大迎角下逆压梯度较小，进而抑制了气流分离，翼型有更大的升力系数，更大的失速迎角，且阻力更小，提高了风力发电机组风轮的风能吸收效率。
Description
技术领域
本实用新型属于风力发电技术领域，尤其涉及一种用于风力发电机组的高升力风力机翼型。
背景技术
对于风力叶片的几何外形而言，翼型是构成叶片的“基因”，其气动性能直接影响到风力机叶片的气动性能，因此风力发电机组风轮叶片气动外形的设计离不开翼型设计。上世纪80年代之前，风力机翼型常采用航空翼型。然而，航空翼型通常是在压音速条件下设计，低速条件下气动性能不能得到有效地保证，此外还存在厚度较小、无法满足结构需求的弊端，同时，在大迎角下翼型的失速严重。因此，目前对航空翼型的研究，已难以满足风轮的设计要求。因此，从20世纪80年代开始，在风力机叶片日益大型化的趋势下，对高性能风力机专用翼型的需求越发迫切。国外众多机构在上世纪开展了大型风力机专用翼型的研究，取得了丰硕的成果，形成了多个系列的风力机专用翼型，如美国国家航空航天局(NASA)设计的NACA系列翼型、美国国家可再生能源实验室(NREL)设计的NREL-S系列翼型、荷兰Delft大学设计的DU系列翼型、丹麦的
系列翼型、瑞典航空研究院设计的FFA系列翼型等，并被众多的风电企业采用，对风力发电机性能的改善起到了至关重要的作用。
目前风力机翼型的设计方案，例如现有的垂直轴风力机多采用S809翼型，翼型吸力面后缘附近平滑过渡，其气动性能能够有效提高风轮对于风能的吸收效率，从而提高风力机的经济效率。但是，这类翼型虽然能够保证在小迎角下具有较低的阻力系数，但在大迎角下容易出现气流分离，从而降低了升力系数，增加了阻力系数，降低了风力机风轮的经济效益，因此垂直轴风力机在低风速下气动效率不高。
实用新型内容
为了解决现有技术中存在的上述问题，本实用新型提供了一种用于风力发电机组的高升力风力机翼型，能够提高升力系数，实现更大的失速迎角和更小的阻力，从而提高了风力发电机组风轮的风能吸收效率。
本实用新型是这样实现的，一种高升力风力机翼型，该高升力风力机翼型以S809翼型的曲线轮廓为原型，该高升力风力机翼型的结构以其形成过程描述为：
将S809翼型剖面、NACA4412翼型剖面分别做正面投影于相同X-Y坐标体系中，分别得到S809翼型轮廓以及NACA4412翼型轮廓，将S809翼型轮廓与NACA4412翼型轮廓的后缘点O重合；
将NACA4412翼型轮廓整体以比例因子α缩小，并将缩小后的NACA4412翼型轮廓以所述后缘点O为中心旋转角度β，以使NACA4412翼型轮廓与S809翼型轮廓的上边弦相交于点A(x，y)；
当点A中的纵坐标y值小于NACA4412翼型轮廓的最大纵坐标值时，用NACA4412翼型O～A之间的面取代S809翼型O～A之间的面。
优选地，所述比例因子α的取值范围为0.2～0.5。
优选地，所述高升力风力机翼型的外表面由首尾依次相连的S1～S5段组成，S1～S3段构成翼型上表面，S4～S5段构成翼型下表面；S1段与S5端对接在前缘点，S3段与S4段对接在后缘点O，且所述S3段为所述NACA4412翼型O～A之间的面；其中，
所述S1段和S5段为翼型的前缘收缩段；S2段为翼型的上表面平滑过渡段；S3段的为翼型上表面后缘段；S4段为翼型下表面后缘段；
所述S3段根据所述比例因子变化，且S1段、S2段、S4段、S5段在保持与S809翼型的曲线轮廓一致的前提下，该S1段、S2段、S4段、S5段随S3段的变化而变化。
优选地，所述高升力风力机翼型的中弧线呈S型，且中弧线的前段下凹、后段上凸，该翼型的中弧线与弦线的交点位于0.46单位处；
所述翼型的最大厚度为0.199单位，最大厚度对应的弦向位置距离前缘点0.349单位，后缘夹角为13.36°；
S1段的长度大于0.0单位且小于0.39单位；S2段的长度大于0.39单位且小于0.85单位；S3段的长度大于0.85单位且小于1.0单位；S4段的长度大于0.32单位且小于1.0单位；S5的长度大于0.0单位且小于0.32单位；
其中，1个所述单位等于所述翼型的弦线长度。
相比于现有技术的缺点和不足，本实用新型具有以下有益效果：本实用新型提供了一种适用于风力机的高升力翼型，该翼型上表面中段位置平滑过度，保证翼型在大迎角下逆压梯度较小，进而抑制了气流分离，翼型有更大的升力系数，更大的失速迎角，且阻力更小，提高了风力发电机组风轮的风能吸收效率。
附图说明
图1是本实用新型翼型的几何外形；
图2是本实用新型翼型的几何外形构成；
图3为本实用新型翼型与对比翼型1的几何外形对比；对比翼型1即为经典风力机翼型S809；
以上图1～图3中，O(1.0，0)为后缘点，点A(x，y)为NACA4412翼型轮廓与S809翼型轮廓的上边弦相交点；箭头1所指实线为本实用新型翼型的上弦边，箭头2所指实线与虚线组合线条为现有S809翼型的上弦边，箭头NACA4412所指虚线为以比例因子α缩小且以后缘点O为中心旋转角度β后的NACA4412翼型的整体轮廓；
图4为本实用新型翼型与对比翼型1湍流粘度对比；其中，图A为对比翼型1，图B为本实用新型翼型；
图5为本实用新型翼型与对比翼型1的表面压力特性曲线对比；
图6为本实用新型翼型与对比翼型1升力阻力比特性曲线对比；
以上图5～图6中，线条1为本实用新型翼型，线条2为对比翼型1；计算状态：Ma＝0.108，Re＝1×106，来流攻角9°；
图7为不同收缩比例因子下本实用新型翼型的几何外形；
图8为不同收缩比例因子的本实用新型翼型的阻力特性曲线对比；
图9为不同收缩比例因子的本实用新型翼型的升力特性曲线对比；
图10为不同固定转角的本实用新型翼型的几何外形；
图11为不同旋转角度的本实用新型翼型的阻力特性曲线对比；
图12为不同旋转角度的本实用新型翼型的升力特性曲线对比。
具体实施方式
为了使本实用新型的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本实用新型进行进一步详细说明，其中实施例为本实用新型的理论计算分析。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本实用新型，并不用于限定本实用新型。
本实用新型公开了一种高升力风力机翼型，结合图1～图3所示，该高升力风力机翼型的结构，以S809翼型的曲线轮廓为原型，该高升力风力机翼型的结构以其形成过程描述为：
将S809翼型剖面、NACA4412翼型剖面分别做正面投影于相同X-Y坐标体系中，分别得到S809翼型轮廓以及NACA4412翼型轮廓，将S809翼型轮廓与NACA4412翼型轮廓的后缘点O重合；
将NACA4412翼型轮廓整体以比例因子α缩小，并将缩小后的NACA4412翼型轮廓以所述后缘点O为中心旋转角度β，以使NACA4412翼型轮廓与S809翼型轮廓的上边弦相交于点A(x，y)；
当点A中的纵坐标y值小于NACA4412翼型轮廓的最大纵坐标值时，用NACA4412翼型O～A之间的面取代S809翼型O～A之间的面。
在本实用新型实施例中，高升力风力机翼型主要的设计指标如下：(1)设计雷诺数在100万量级，设计马赫数为0.1；(2)具备良好的抑制气流分离特性；(3)具备良好的表面压力特性；(4)具备良好的升阻特性；(5)失速特性缓和。根据这些指标，可以设定所述比例因子α的取值范围为0.2～0.5。
在本实用新型的实际应用过程中，所述高升力风力机翼型的外表面由首尾依次相连的S1～S5段组成，S1～S3段构成翼型上表面，S4～S5段构成翼型下表面；S1段与S5端对接在前缘点，S3段与S4段对接在后缘点O，且所述S3段为所述NACA4412翼型O～A之间的面；其中，所述S1段和S5段为翼型的前缘收缩段；S2段为翼型的上表面平滑过渡段；S3段的为翼型上表面后缘段；S4段为翼型下表面后缘段；所述S3段根据所述比例因子变化，且S1段、S2段、S4段、S5段在保持与S809翼型的曲线轮廓一致的前提下，该S1段、S2段、S4段、S5段随S3段的变化而变化。
更具体的，作为一种优选实施方式，本实用新型提供的高升力风力机翼型，其中弧线呈S型，且中弧线的前段下凹、后段上凸，该翼型的中弧线与弦线的交点位于0.46单位处；所述翼型的最大厚度为0.199单位，最大厚度对应的弦向位置距离前缘点0.349单位，后缘夹角为13.36°；S1段的长度大于0.0单位且小于0.39单位；S2段的长度大于0.39单位且小于0.85单位；S3段的长度大于0.85单位且小于1.0单位；S4段的长度大于0.32单位且小于1.0单位；S5的长度大于0.0单位且小于0.32单位；其中，1个所述单位等于所述翼型的弦线长度。
为了体现本实用新型提供的一种高升力风力机的翼型特性，本实用新型实施例通过以下实验例进行对比，从而验证本实用新型一种高升力风力机翼型的优点。其采用翼型气动分析软件(求解RANS方程)进行气动性能分析，计算状态参数为：来流攻角：9°，马赫数0.108，雷诺数1×106。
1、验证
以经典风力机翼型S809为对比翼型1，与本实用新型翼型进行对比，分析比较本实用新型翼型与对比翼型的气动性能的差异。
图3为本实用新型翼型(收缩比例因子α为0.3，旋转角度β为9°的设计方案)与对比翼型1的几何外形对比；图4为本实用新型翼型与对比翼型1的湍流粘度对比；图5为本实用新型翼型与对比翼型1的表面压力特性曲线对比；图6为本实用新型翼型与对比翼型1的升阻比特性曲线对比。
从图4中可以看到，对比翼型1的最大湍流粘度大于1000，而本实用新型翼型最大湍流粘度仅为700左右，明显下降。本实用新型翼型降低了湍流粘度，从而使阻力系数也跟着下降。
从图5中可以看到，本实用新型翼型可以改变翼型上表面的速度分布。本实用新型翼型前缘和中段Cp基本小于对比翼型1，峰值小于对比翼型1。然而，靠近后缘的本实用新型翼型的Cp比对比翼型1的Cp大，这是由于弯曲度比对比翼型1大的原因。虽然这一特性预示着与对比翼型1相比，在较小的来流攻角时，本实用新型翼型的尾缘分离会加剧，也意味着阻力系数也会增大。但较大的弯曲范围被限制在0.82-1.0c之间，由于分离点移至翼型前缘，对高来流攻角处的流动分离影响较小。
从图6中可以看到，本实用新型翼型比对比翼型1的低阻力范围要更广，同时最大升力系数也比S809翼型要高很多。虽然本实用新型翼型的最小阻力系数要比对比翼型1高一些，但其更适合用于水平轴风力机，特别是那种小叶尖速比的条件。因为风速的变化将带来攻角的变化，本实用新型翼型同时也适用于在阵风和湍流等非定常风况下工作的垂直轴风力机。
通过对以上代表性实验例进行验证后，本实用新型翼型具有能够在100万量级雷诺数工况下，减少最大湍流粘度，降低了阻力系数，低阻力范围要更广，同时增加了最大升力系数，增大了失速攻角，从而提高了风力机发电机组风轮的风能吸收效率。
在本实用新型翼型中，收缩比例因子α和旋转角度β是设计的关键指标，现将体现收缩比例因子α和旋转角度β对于本实用新型翼型的气动特性影响。分别对不同收缩比例因子α和旋转角度β的本实用新型翼型采用翼型气动分析软件(求解RANS方程)进行气动性能分析，计算状态参数为：来流攻角：9°，马赫数0.108，雷诺数1×106。
2、对比1
将相同的旋转角度(β为10°)，不同的收缩比例因子(α为0.2，0.3，0.4，0.5)的本实用新型翼型的不同设计方案进行对比，分析比较收缩比例因子对于本实用新型翼型设计的影响。
图7为不同收缩比例因子下本实用新型翼型的几何外形；图8为不同收缩比例因子的本实用新型翼型的阻力特性曲线对比；图9为不同收缩比例因子的本实用新型翼型的升力特性曲线对比。
表1为不同收缩比例影子的本实用新型翼型与S809的最大升力对比及其升力增量表：
表1最大升力对比及其升力增量表
| S809 | F-0.2-10 | F-0.3-10 | F-0.4-10 | F-0.5-10 | |
| Cl<sub>max</sub> | 0.996 | 1.085 | 1.157 | 1.174 | 1.101 |
| 增量 | 0.00％ | 8.94％ | 16.16％ | 17.87％ | 10.54％ |
从图7～9以及表1可以看到，NACA4412翼型的影响范围随着收缩比例因子的增大而增大，升力系数的斜率随着收缩比例因子的增大而减小。同时，随着收缩比例因子α的增大，失速攻角均出现了延迟。除了收缩比例因子α为0.5的情况外，本实用新型翼型的最大升力Clmax也会随着其系数的增大而增大。阻力系数受收缩比例因子α的影响较小，但是普遍表面了本实用新型翼型相比于对比翼型1在失速时有更小的阻力系数，同时有更大的低阻力范围。
3、对比2
将相同的收缩比例因子(α为0.3)，不同的旋转角度(β为8°，9°，10°，11°)的本实用新型翼型的不同设计方案进行对比，分析比较旋转角度对于本实用新型翼型设计的影响。
图10为不同收缩比例因子下本实用新型翼型的几何外形；图11为不同收缩比例因子的本实用新型翼型的阻力特性曲线对比；图12为不同收缩比例因子的本实用新型翼型的升力特性曲线对比。
从图10～12可以看到，随着旋转角度的增大，本实用新型翼型接近尾缘的上表面的拱度也会增大。升力失速攻角随着旋转角度的增大而有所延迟。在高攻角的情况下，大旋转角度的本实用新型翼型因为可以限制尾缘分离，可以明显降低阻力。
通过以上对比后，得到本实用新型翼型的收缩比例因子和旋转角度对翼型气动力特性的影响。可以认为本实用新型翼型设计中的收缩比例因子α越大，升力失速攻角越高。而随着旋转角度β的增大，气动载荷的变化与收缩比例因子α相同。
以上所述仅为本实用新型的较佳实施例而已，并不用以限制本实用新型，凡在本实用新型的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。
Claims (4)
1.一种高升力风力机翼型，其特征在于，该高升力风力机翼型以S809翼型的曲线轮廓为原型，该高升力风力机翼型的结构以其形成过程描述为：
将S809翼型剖面、NACA4412翼型剖面分别做正面投影于相同X-Y坐标体系中，分别得到S809翼型轮廓以及NACA4412翼型轮廓，将S809翼型轮廓与NACA4412翼型轮廓的后缘点O重合；
将NACA4412翼型轮廓整体以比例因子α缩小，并将缩小后的NACA4412翼型轮廓以所述后缘点O为中心旋转角度β，以使NACA4412翼型轮廓与S809翼型轮廓的上边弦相交于点A(x，y)；
当点A中的纵坐标y值小于NACA4412翼型轮廓的最大纵坐标值时，用NACA4412翼型O～A之间的面取代S809翼型O～A之间的面。
2.如权利要求1所述的高升力风力机翼型，其特征在于，所述比例因子α的取值范围为0.2～0.5。
3.如权利要求2所述的高升力风力机翼型，其特征在于，所述高升力风力机翼型的外表面由首尾依次相连的S1～S5段组成，S1～S3段构成翼型上表面，S4～S5段构成翼型下表面；S1段与S5端对接在前缘点，S3段与S4段对接在后缘点O，且所述S3段为所述NACA4412翼型O～A之间的面；其中，
所述S1段和S5段为翼型的前缘收缩段；S2段为翼型的上表面平滑过渡段；S3段的为翼型上表面后缘段；S4段为翼型下表面后缘段；
所述S3段根据所述比例因子变化，且S1段、S2段、S4段、S5段在保持与S809翼型的曲线轮廓一致的前提下，该S1段、S2段、S4段、S5段随S3段的变化而变化。
4.如权利要求3所述的高升力风力机翼型，其特征在于，所述高升力风力机翼型的中弧线呈S型，且中弧线的前段下凹、后段上凸，该翼型的中弧线与弦线的交点位于0.46单位处；
所述翼型的最大厚度为0.199单位，最大厚度对应的弦向位置距离前缘点0.349单位，后缘夹角为13.36°；
S1段的长度大于0.0单位且小于0.39单位；S2段的长度大于0.39单位且小于0.85单位；S3段的长度大于0.85单位且小于1.0单位；S4段的长度大于0.32单位且小于1.0单位；S5的长度大于0.0单位且小于0.32单位；
其中，1个所述单位等于所述翼型的弦线长度。
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