一种高效低载水平轴风力机叶片专用翼型及其设计方法

摘要

本发明公开了一种水平轴风力机叶片专用翼型的设计方法及基于该方法得到的水平轴风力机叶片专用翼型，所述设计方法基于反设计方法，设计出的翼型具有高效低载、良好的变工况特性及平滑失速特性。本发明的有益效果是：第一、改变传统的翼型设计目标，提出一种具有高效低载、良好的变工况特性及平滑失速特性的水平轴风力机叶片专用翼型应具有的气动特性：具有高的最大升阻比、高的设计升力系数、具有较低的最大升力系数、在前缘粗糙条件下设计升力系数下降较小以及良好的变工况特性和平滑失速特性。第二、采用反设计方法来实施高效低载、良好的变工况特性及平滑失速特性的水平轴风力机叶片专用翼型设计。第三、针对应用风力机叶片外侧的相对厚度小于等于25%翼型，提出相应的气动参数设计指标。

说明书

技术领域

本发明涉及一种水平轴风力机叶片的专用翼型设计方法，尤其涉及一种 基于反设计方法的具有高效低载、良好变工况特性及平滑失速特性的水平轴 风力机叶片专用翼型的设计方法。

背景技术

风电叶片是风电机组的核心部件，风力机叶片专用翼型的性能好坏直接 影响着风力机叶片的性能。而叶片不仅有气动性能的要求还有载荷要求，我 们希望风力机具有较高的输出功率，同时又能具有较低的载荷，特别是极限 载荷的增加对风电叶片的影响更大。

一直以来风力机叶片设计要求风力机专用翼型具有高的最大升力系数， 以提高叶片的输出功率，特别是叶片外侧的翼型。然而实际中叶片多运行在 设计工况点附近，而不是最大升力系数附近，并且高的设计升力系数可以减 小翼型的弦长，以减小叶片的重量、降低载荷。而最大升力系数对叶片的输 出功率的影响很小，最大升力系数的增加反而会造成叶片极限载荷的增加。

风力机运行过程中，由于阵风的影响或控制不及时等各种因素，风力机 并不能完全运行在设计工况下，要求风力机翼型具有良好的变工况特性及平 滑的失速特性。

因此开发一种具有高效低载、良好的变工况特性及平滑失速特性的水平 轴风力机叶片专用翼型是非常必要的，它应该具有高的最大升阻比、高的设 计升力系数、具有较低的最大升力系数、在前缘粗糙条件下设计升力系数下 降较小以及良好的变工况特性和平滑失速特性。

发明内容

现有技术中，具有多种翼型设计方法，常见的有各种形式的智能优化设 计方法，如目前广泛使用的基于遗传算法的优化设计方法，另外一种常见的 翼型设计方法是反问题设计方法，无论使用哪一种设计方法都可以得到合适 的翼型，但是现有的翼型设计方法中，过于重视最大升力系数等的提高，并 通常以获得较大的最大升力系数作为设计目标，实践证明，基于这一理念设 计出的翼型在使用中往往表现出效率较低、载荷较大等不足，这大大限制了 风力机叶片的发展。

针对现有技术的上述缺点和不足，本发明要解决的技术问题是提出一种 具有高效低载、良好的变工况及平滑失速特性的水平轴风力机叶片专用翼型 的设计方法及具备上述特性的水平轴风力机叶片专用翼型。

由于风力机多运行在设计工况点（即设计攻角）附近，而不是最大升力 系数附近。由下列功率p的计算公式可以得出，从翼型气动性能上来讲，提 高翼型的最大升阻比和设计升力系数C_l是提高叶片输出功率的关键。并且 高的设计升力系数可以减小翼型的弦长，以减小叶片的重量、降低载荷。

$\mathrm{dp}==\frac{1}{2}\rho {V_0}^2\mathrm{c\Omega }(C_l\sin \phi -C_d\cos \phi )\mathrm{rdr}=\frac{1}{2}\rho {V_0}^2\mathrm{c\Omega }{C}_l\sin \phi (1-\frac{1}{\frac{C_l}{C_d}\mathrm{tg\phi }})\mathrm{rdr}$

作用在风力机叶片上的空气动力载荷挥舞方向的剪切力F_xb是影响叶片 极限载荷的主要因素。由F_xb的计算式可以看出，翼型的最大升力系数越高， 所产生的极限载荷会越大，因此设计中要限制翼型的最大升力系数。

${\mathrm{dF}}_{\mathrm{xb}}=\frac{1}{2}\rho {V_0}^{2}c{C}_n=\frac{1}{2}\rho {V_0}^{2}c(C_l\sin \phi -C_d\cos \phi )\mathrm{dr}$

另外由于风力机运行过程中，由于阵风的影响或控制不及时等各种因 素，风力机并不能完全运行在设计工况下，要求风力机翼型具有良好的变工 况特性及平滑的失速特性。

根据上述分析得出一种具有高效低载、良好的变工况及平滑失速特性的 水平轴风力机叶片专用翼型应具有以下气动特性：具有高的最大升阻比、高 的设计升力系数、具有较低的最大升力系数、在前缘粗糙条件下设计升力系 数下降较小以及良好的变工况特性和平滑失速特性。

本发明为解决其技术问题所采用的技术方案是：

一种水平轴风力机叶片专用翼型的设计方法，基于通用的翼型反设计方 法，其特征在于，所述设计方法包括以下步骤：

给定翼型目标压力分布和初始基本翼型；

调整基本翼型的压力分布得到中间翼型；

使用Euler方程计算中间翼型的压力分布；

比较中间翼型的压力分布和目标压力分布，根据二者的差异程度来判断 是否需要继续调整中间翼型，如果所述差异程度在允许的误差范围内，则终 止所述调整，得到目标翼型，否则，继续调整中间翼型的压力分布，直至中 间翼型的压力分布满足要求为止；

其中，

所述的翼型目标压力分布包括设计攻角下的翼型目标压力分布和临界 失速攻角下的翼型目标压力分布：在所述设计攻角下的翼型目标压力分布中， 吸力面上的压力峰值在距离翼型前缘点1-25%弦长位置处，从翼型吸力面前 缘到40%弦长位置都具有平缓的逆压梯度，以获得较小的阻力系数及较高的 设计升力系数；在所述临界失速攻角下的翼型目标压力分布中，吸力面上的 压力峰值在距离翼型前缘点0-1%弦长位置处，以控制翼型的最大升力系数；

设计过程中，约束翼型最大厚度位置在34.0%-37.0%弦长位置处。

优选地，针对应用于叶片外侧的相对厚度小于等于25%的翼型，在所述 判断是否需要继续调整中间翼型的步骤中，还需进一步判断中间翼型的各气 动参数是否满足如下条件：

（a）高效性：

最大升阻比：${\left(\frac{C_l}{C_d}\right)}_{\max }>150,$

设计升力系数：C_ldesign>1.16；

（b）低载性：最大升力系数C_lmax和设计升力系数C_ldesign满足

（c）粗糙不敏感性：$0.85\le \frac{C_{\mathrm{ldesign}}^{\prime }}{C_{\mathrm{ldesign}}}\le 1,$

（d）良好的变工况特性：

Δα=α_stall-α_design≥5，$0<\frac{C_{l\max }-C_{\mathrm{ldesign}}}{\mathrm{\Delta \alpha }}<0.05,$$\frac{|{\left(\frac{C_l}{C_d}\right)}_{\mathrm{stall}}-{\left(\frac{C_l}{C_d}\right)}_{\max }|}{\mathrm{\Delta \alpha }}<21;$

（e）平滑的失速特性：

${\left(\frac{{(\mathrm{Cl}-{\mathrm{Cl}}_{\max })}^2}{\alpha -{\alpha }_{\mathrm{stall}}}\right)}_{\max }<0.005,0<\alpha -{\alpha }_{\mathrm{stall}}<10,$

以上各式中：

C′_ldesign为粗糙条件下翼型的设计升力系数；

C_l、C_d、C_ldesign、C_lmax、为光滑条件下设计攻角下翼型的升力系 数、阻力系数、设计升力系数、最大升力系数、最大升阻比；为光 滑条件下临界失速攻角下翼型的升阻比；

α、α_stall、Δα分别为攻角、失速攻角、攻角差。

进一步地，所述计算粗糙条件下翼型的设计升力系数C′_ldesign的步骤，是 对设计中得到的中间翼型，通过在上表面1%弦长、下表面10%弦长位置设 置固定转捩时计算得到的设计升力系数。

本发明的水平轴风力机叶片专用翼型的设计方法及根据该方法设计的风 力机叶片专用翼型具有以下优点：

1、本发明的风力机叶片专用翼型具有高效低载、良好的变工况及平滑失 速特性,改变了片面追求较大的最大升力系数传统的翼型设计目标；2、本发 明的风力机叶片专用翼型具有优良的气动特性，有效改善了叶片性能，具有 高的最大升阻比、高的设计升力系数、具有较低的最大升力系数、在前缘粗 糙条件下设计升力系数下降较小的特点；3、本发明的风力机叶片翼型族可提 高叶片输出功率，降低载荷，减小叶片的重量，降低叶片成本。

附图说明

图1本发明的18%、21%、25%三个翼型的几何型线图；

图2为本发明设计的相对厚度为25%翼型在设计点的压力分布；

图3为本发明设计的相对厚度为25%翼型在临界失速攻角下的压力分 布。

具体实施方式

下面结合实例及附图对本发明加以详细说明。

翼型所受的力是作用在上、下表面的分布力之合力，表面力有两种，一 种是法向力，另一种是切向力。定义和远前方来流相垂直的合力为升力，而 与远方来流方向相一致的合力为阻力。升力和阻力通常表示为无量纲的升力 系数和阻力系数。翼型的升力系数和阻力系数是随攻角变化的，可以形成升 力特性和阻力特性曲线。起初翼型的升力系数随着攻角的增大的，当攻角达 到一定值之后，升力系数就达到了它的最大值，此值记为最大升力系数。

升阻比是指翼型升力系数与阻力系数的比值。

设计升力系数是指在升阻比最大时所对应的升力系数。

本发明设计指标的确定方法是：按照前述高效性、低载性、粗糙不敏感 性、良好的变工况特性及平滑的失速特性评价公式对广泛应用在风力机叶片 上的DU系列翼型及NACA翼型进行分析，提出应用于风力机叶片外侧相对 厚度小于25%翼型的气动性能设计指标。

本发明提出的水平轴风力机叶片专用翼型的设计方法，基于通用的翼型 反设计方法，包括以下步骤：给定翼型目标压力分布和初始基本翼型；调整 基本翼型的压力分布得到中间翼型；使用Euler方程计算中间翼型的压力分 布；比较中间翼型的压力分布和目标压力分布，根据二者的差异程度来判断 是否需要继续调整中间翼型，如果所述差异程度在允许的误差范围内，则终 止所述调整，得到目标翼型，否则，继续调整中间翼型的压力分布，直至中 间翼型的压力分布满足要求为止；其中，所述的翼型目标压力分布包括设计 攻角下的翼型目标压力分布和临界失速攻角下的翼型目标压力分布：在所述 设计攻角下的翼型目标压力分布中，吸力面上的压力峰值在距离翼型前缘点 1-25%弦长位置处，从翼型吸力面前缘到40%弦长位置都具有平缓的逆压梯 度，以获得较小的阻力系数及较高的设计升力系数；在所述临界失速攻角下 的翼型目标压力分布中，吸力面上的压力峰值在距离翼型前缘点0-1%弦长位 置处，以控制翼型的最大升力系数；设计过程中，约束翼型最大厚度位置在 34.0%-37.0%弦长位置处。

针对应用于叶片外侧的相对厚度小于等于25%的翼型，在所述判断是否 需要继续调整中间翼型的步骤中，还需进一步判断中间翼型的各气动参数是 否满足如下条件：

（a）高效性：

最大升阻比：${\left(\frac{C_l}{C_d}\right)}_{\max }>150,$

设计升力系数：C_ldesign>1.16；

（b）低载性：最大升力系数C_lmax和设计升力系数C_ldesign满足

（c）粗糙不敏感性：$0.85\le \frac{C_{\mathrm{ldesign}}^{\prime }}{C_{\mathrm{ldesign}}}\le 1,$

（d）良好的变工况特性：

Δα=α_stall-α_design≥5，$0<\frac{C_{l\max }-C_{\mathrm{ldesign}}}{\mathrm{\Delta \alpha }}<0.05,$$\frac{|{\left(\frac{C_l}{C_d}\right)}_{\mathrm{stall}}-{\left(\frac{C_l}{C_d}\right)}_{\max }|}{\mathrm{\Delta \alpha }}<21;$

（e）平滑的失速特性：

${\left(\frac{{(\mathrm{Cl}-{\mathrm{Cl}}_{\max })}^2}{\alpha -{\alpha }_{\mathrm{stall}}}\right)}_{\max }<0.005,0<\alpha -{\alpha }_{\mathrm{stall}}<10,$

以上各式中：

C′_ldesign为粗糙条件下翼型的设计升力系数；

C_l、C_d、C_ldesign、_Clmax、为光滑条件下设计攻角下翼型的升力系 数、阻力系数、设计升力系数、最大升力系数、最大升阻比；为光 滑条件下临界失速攻角下翼型的升阻比；

α、α_stall、Δα分别为攻角、失速攻角、攻角差。

在设计中为了使翼型具有高的设计升力系数和高的最大升阻比，在设计 点约束翼型的压力峰值远离翼型前缘，以减小翼型的不利逆压段的长度。并 且控制从翼型吸力面前缘到40%弦长位置都具有较低的逆压梯度，保持翼型 具有较长的层流区，从而获得较小的阻力系数。

为限制翼型的最大升力系数，在翼型的临界攻角附近约束压力峰值靠近 翼型前缘，转捩点迅速前移，使翼型出现分离，从而降低其最大升力系数。 同时控制翼型的最大厚度位置在34.0%-37.0%弦长。

前缘粗糙会引起翼型的层流边界层提前转捩，从而提前分离，造成升力 系数下降。设计中通过适当控制翼型的上表面厚度，及最大厚度位置，以减 小逆压梯度，控制分离，降低设计升力对前缘粗糙的敏感性。对设计中得到 的中间翼型，通过在上表面1%弦长、下表面10%弦长位置设置固定转捩， 来分析所设计翼型的粗糙不敏感性。

本发明采用上述设计方法及设计手段设计出了达到本发明提出的设计指 标量化要求的相对厚度为18%、21%、25%三个翼型。所开发翼型适用于MW 级以上风力机的中部及外侧，可以达到在提高风力机叶片输出功率的同时降 低叶片载荷的目的。

图1为采用本发明中的设计方法及手段开发的相对厚度为18%、21%、 25%三个翼型的几何型线。以相对厚度为25%的翼型为例进行分析验证，图 2、3为所设计的25%厚度翼型在设计点和临界攻角的压力分布，可以看出所 设计的翼型在设计点的压力峰值远离前缘，在1.4%弦长位置，在前缘到40% 弦长内压力梯度变化平缓。在临界攻角时，压力峰值紧靠前缘，在0.22%弦 长位置。同时该翼型的最大厚度位置在34.6%弦长。所设计翼型与 DU91-W-250翼型相对比的气动特参数如表1所示。

表1  本发明设计的25%翼型与DU91-W-250翼型气动性能对比

从表1看出，本设计翼型25%翼型与DU91-W-250翼型相比具有以下特 性：

(1)高效性：最大升阻比达到150以上，设计升力系数1.27大于设计要求 值1.16，且大于DU91-W1-250翼型的设计升力系数1.19；

(2)低载性：最大升力系数与设计升力系数比值1.14小于设计要求值 1.25，且小于DU91-W1-250翼型的1.22；

(3)粗糙不敏感性略低：其参数值0.85略小于DU91-W1-250翼型的0.89， 但满足设计指标要求；

(4)较好变工况特性：其相应的参数值0.035小于设计要求值0.05，17.4 小于设计要求值21；

(5)平滑失速特性：其参数值0.0048小于设计要求值0.005，并小于 DU91-W1-250翼型的0.0066。

通过以上分析，本发明设计的25%翼型各项指标参数满足设计要求，除 一项粗糙不敏感性略低于DU91-W1-250翼型外，其他性能均高于该翼型。 因此本设计相对厚度25%翼型整体气动性能优于DU91-W1-250翼型。

为进一步验证上述实施结果，将所设计25%翼型替换DU91-W1-250翼 型应用于42.8m1.5MW风力机叶片为例进行分析其功率及载荷。得出，通过 翼型替换，风力机叶片在8m/s——10.3m/s(10.3m是额定风速)之间输出功率 提高1%。极限载荷两个翼型的最大升力系数仅差0.01，其极限载荷略有减 小，均为1.83e5N量级，达到控制载荷提高功率的目的。