一族大厚度钝尾缘风力机翼型及其设计方法

摘要

本发明公开了一族大厚度钝尾缘风力机翼型及其设计方法，在运行攻角下具有高升力系数，该翼型族包含相对厚度依次为45%、50%、55%和60%，尾缘厚度依次为7%、9%、12%和16%的四种翼型。该翼型族采用变工况设计，四种翼型的设计雷诺数按相对厚度的增加依次为4.0×10

说明书

技术领域

本发明属于水平轴风力机翼型设计领域，具体涉及适用于大型水平轴风 力机叶片根部的一族厚翼型轮廓及其设计方法。

背景技术

研发出性能优异的风力机专用翼型族是提高水平轴风力机叶片能量捕获 率的关键，而风力机翼型的研发目标与风力机的发展需求密切相关。近年来， 中国风电产业迅猛发展，各种规模的风场在不同地区建立，新装风力机的容 量不断增加，叶片尺寸显著变长。

首先，不同的风资源环境对风力机叶片要求不同。中国南方广大地区风 资源困乏，北方地区和沿海地区属于风资源丰富地区但却存在各种不利的条 件。华北和西北地区风沙严重，极易对风力机叶片表面造成污染和侵蚀。沿 海地区空气湿度较大且热带气旋濒临频繁。一方面温湿的空气容易对叶片表 面造成腐蚀破坏其几何轮廓；另一方面，频繁的热带气旋侵犯对风力机叶片 的结构强度是一个巨大考验。这要求设计出在变工况条件下性能优异且稳定 的翼型系列。

其次，风力机的叶片日趋大型化对叶片的材料和结构特性提出了更高要 求；同时，叶片尺寸的显著增长，风切变效应的影响更加明显，加之在风力 机运行过程中叶片不同部位的风速呈线性分布使得叶片各部位翼型的流动雷 诺数差异很大。这些要求开发出性能优良且随着Re变化稳定的适用于叶片中 部和尾部的大厚度翼型系列。

另一方面，增加翼型厚度及尾缘厚度可以增加翼型的横截面积、改善翼 型的厚度分布，显著提高翼型的结构刚度。同时适当提高翼型的尾缘厚度可 以减小吸力面逆压梯度，从而延迟湍流分离，提高最大升力系数。尽管阻力 系数也会增加，但翼型的升阻比是增加的，所以翼型的气动效率得到了加强。 通常，大厚度翼型适用于叶片根部，该处流动常常处于大攻角的流动分离流 动状态，具有较强的三维流动特性，因此性能优良的大厚度、钝尾缘翼型的 设计，对于研发高性能大型风电叶片具有重要意义。

目前应用于风力机叶片内侧的翼型的相对厚度多为30%～40%，尾缘厚度 也较小。而且现有厚翼型的设计雷诺数单一；设计攻角较小，远远低于风力 机运行时根部区域翼型所处的攻角范围；升力系数失速剧烈，在大攻角下较 小。这些缺陷不利于提高大型风力机的风能捕获率。

发明内容

发明目的：鉴于以上问题，本发明目的在于提出一族在运行攻角下具有 高升力系数且变工况性能稳定的大厚度钝尾缘翼型，可以满足大型风力机叶 片在结构和气动方面对翼型的需求。

本发明是通过以下技术方案实现的。

一族大厚度钝尾缘风力机翼型，在运行攻角下具有高升力系数且变工况 性能稳定，包括四种大厚度翼型，其特征在于，所述四种大厚度翼型的最大 相对厚度依次为45%、50%、55%和60%，尾缘相对厚度依次为7%、9%、12% 和16%；所述四种翼型的最大厚度的弦向相对位置位于30%～35%之间，上表 面最大厚度的弦向相对位置在28%～33%之间，下表面最大厚度的弦向相对位 置在33%～37%之间；所述四种翼型的中弧线，均在弦线的上面，且在靠近前 缘处和靠近尾缘处分别有一个向上的凸起峰；所述四种翼型的最大相对弯度 值在2%～3.2%之间，最大弯度的弦向相对位置在74%～79%之间；所述四种 翼型的前缘半径在0.099～0.125倍弦长之间；其中，所述最大相对厚度是各翼 型上下两个面之间的最大厚度与弦长的比值，各所述弦向相对位置是指弦向 位置相对弦长的比值。

优选地，所述四个翼型的中弧线沿着弦长的分布特征一致，靠近前缘处 的中弧线向上凸起峰，其弦向相对位置在22%～23%之间；靠近尾缘处的中弧 线向上凸起峰，其弦向相对位置在75%～78%之间。

优选地，所述四种大厚度钝尾缘翼型用于风力机叶片的根部区域，在运 行攻角为15°～30°的范围内，具有高升力系数和稳定变工况性能。

优选地，所述四种大厚度钝尾缘翼型的设计雷诺数依次为4.0×10⁶、3.5 ×10⁶、3.0×10⁶、2.5×10⁶。

优选地，45%相对厚度的翼型的设计雷诺数为4×10⁶，该翼型吸力面和 压力面的无量纲几何坐标分别为:

表一45%相对厚度翼型的吸力面坐标（x/c，y/c）

x/c y/c x/c y/c x/c y/c 1.000000 0.035000 0.414653 0.230451 0.107549 0.183861 0.989624 0.039100 0.392082 0.235319 0.098558 0.176440 0.980193 0.042445 0.370305 0.239611 0.089745 0.168644 0.969412 0.045937 0.349202 0.243383 0.081331 0.160650 0.954883 0.050761 0.329661 0.246510 0.073246 0.152412 0.935447 0.057529 0.314431 0.248661 0.065700 0.144148 0.913417 0.065109 0.303183 0.249887 0.058481 0.135599 0.891532 0.072891 0.293580 0.250521 0.051402 0.126593 0.869918 0.080967 0.284332 0.250715 0.044799 0.117574 0.846718 0.089698 0.275147 0.250534 0.038697 0.108522 0.820549 0.099367 0.266042 0.249976 0.032776 0.098983 0.793449 0.109529 0.256804 0.249032 0.027250 0.089420 0.765816 0.120046 0.247425 0.247690 0.022401 0.080258 0.739541 0.129944 0.237784 0.245923 0.018081 0.071272

0.715636 0.138644 0.227930 0.243727 0.014279 0.062543 0.690821 0.147322 0.217950 0.241105 0.010988 0.054095 0.662488 0.157033 0.207848 0.238039 0.008187 0.046004 0.632550 0.167310 0.197598 0.234509 0.005871 0.038341 0.604598 0.176922 0.187286 0.230533 0.004004 0.031110 0.582893 0.184208 0.176998 0.226129 0.002546 0.024279 0.560502 0.191255 0.166682 0.221261 0.001461 0.017809 0.536592 0.198439 0.156366 0.215936 0.000714 0.011594 0.511795 0.205497 0.146080 0.210158 0.000238 0.005577 0.484167 0.213146 0.135974 0.204012 0.000000 0.000000 0.460346 0.219484 0.126125 0.197538     0.437835 0.225081 0.116618 0.190803    

其中，x/c值表示翼型吸力面上某点在弦线方向上相对于前缘的位置，y/c 值表示从弦线到翼型吸力面上某点的高度；

表二45%相对厚度翼型的压力面坐标（x/c，y/c）

x/c y/c x/c y/c x/c y/c 0.000000 0.000000 0.137478 -0.159660 0.581087 -0.139693 0.000024 -0.005207 0.150047 -0.164890 0.606114 -0.128291 0.000282 -0.010307 0.163133 -0.169812 0.634012 -0.115393 0.000773 -0.015300 0.177803 -0.174809 0.660952 -0.102995 0.001567 -0.020235 0.193804 -0.179808 0.685393 -0.091980 0.002800 -0.025523 0.209493 -0.184280 0.707822 -0.082196 0.004593 -0.031829 0.224351 -0.188056 0.728438 -0.073597 0.006822 -0.039219 0.238998 -0.191293 0.747840 -0.065938 0.009095 -0.046239 0.254116 -0.194156 0.766177 -0.059144 0.011508 -0.052632 0.269461 -0.196617 0.783459 -0.053201 0.014140 -0.058754 0.284406 -0.198570 0.799987 -0.047986 0.016850 -0.064432 0.299105 -0.200031 0.815898 -0.043432 0.019676 -0.069747 0.313960 -0.201045 0.831255 -0.039501 0.022479 -0.074523 0.328801 -0.201624 0.846167 -0.036144

0.025454 -0.078952 0.343150 -0.201749 0.860682 -0.033333 0.028681 -0.083380 0.356989 -0.201428 0.874868 -0.031036 0.031819 -0.087655 0.370698 -0.200650 0.888723 -0.029239 0.035001 -0.091548 0.384712 -0.199398 0.902320 -0.027913 0.038680 -0.095418 0.398980 -0.197677 0.915385 -0.027058 0.043509 -0.099962 0.413234 -0.195510 0.927823 -0.026660 0.049794 -0.105585 0.427520 -0.192877 0.939584 -0.026682 0.057097 -0.111828 0.442099 -0.189722 0.950454 -0.027088 0.064828 -0.117990 0.456940 -0.186042 0.960594 -0.027861 0.073180 -0.124110 0.472125 -0.181802 0.970473 -0.029013 0.082403 -0.130368 0.487650 -0.176986 0.979994 -0.030510 0.092172 -0.136529 0.503647 -0.171533 0.989366 -0.032411 0.102231 -0.142381 0.520497 -0.165286 1.000000 -0.035000 0.113002 -0.148115 0.538674 -0.158046     0.124914 -0.153957 0.558716 -0.149579    

其中，x/c值表示翼型压力面上某点在弦线方向上相对于前缘的位置， y/c值表示从弦线到翼型压力面上某点的高度。

进一步地，45%相对厚度的翼型，其失速攻角约为8°，失速后，升力系 数变化平缓，在8°～15°攻角范围内升力系数先略下降后上升，失速特性参 数为M_stall=85.56×10^-5。失速特性参数的定义式如下：

$M_{\mathrm{stall}}=\max \{\frac{{(\mathrm{cl}-{\mathrm{cl}}_{\max })}^2}{\alpha -{\alpha }_{\mathrm{stall}}},{\alpha }_{\mathrm{stall}}<\alpha <15,\alpha \in Z\}$

其中，cl为升力系数，cl_max为最大升力系数，α为攻角，α_stall为失速攻角。

进一步地，所述45%相对厚度的翼型，在15°～30°大攻角范围内,翼型 的升力系数从1.6开始略下降，然后开始稳定上升，在30°时达到1.7387。

优选地，50%相对厚度翼型的设计雷诺数为3.5×10⁶，该翼型吸力面和压 力面的无量纲几何坐标分别为

表三50%相对厚度翼型的吸力面坐标（x/c，y/c）

x/c y/c x/c y/c x/c y/c 1.000000 0.045000 0.388304 0.258891 0.109817 0.185041 0.987360 0.049555 0.373331 0.261155 0.099992 0.177164 0.972355 0.054789 0.359560 0.262756 0.090575 0.169102 0.950159 0.062484 0.347468 0.263757 0.081892 0.161145 0.922588 0.072513 0.336057 0.264258 0.073694 0.153066 0.893875 0.083372 0.324729 0.264342 0.065717 0.144629 0.865241 0.094616 0.313777 0.264026 0.058122 0.136027 0.838292 0.105415 0.303062 0.263321 0.051024 0.127409 0.810717 0.116661 0.292433 0.262254 0.044372 0.118730 0.782619 0.128287 0.281929 0.260845 0.038307 0.110168 0.753456 0.140513 0.271426 0.259078 0.032843 0.101675 0.726311 0.151930 0.260884 0.256946 0.027762 0.092977 0.697922 0.163892 0.250324 0.254448 0.022906 0.083838 0.675778 0.173139 0.239619 0.251543 0.018358 0.074396 0.654023 0.181839 0.228724 0.248214 0.014422 0.065328 0.629263 0.191411 0.217683 0.244460 0.011073 0.056672 0.605313 0.200327 0.206769 0.240372 0.008293 0.048452 0.582737 0.208313 0.195812 0.235860 0.005962 0.040517 0.560711 0.215659 0.184885 0.230968 0.004065 0.033139 0.537503 0.222881 0.174013 0.225671 0.002589 0.026166 0.511931 0.230330 0.162950 0.219853 0.001447 0.019429 0.485540 0.237449 0.152080 0.213697 0.000663 0.013288 0.457375 0.244437 0.141417 0.207192 0.000224 0.007639 0.430299 0.250687 0.130681 0.200153 0.000023 0.002217 0.407925 0.255329 0.120009 0.192676 0.000000 0.000000

表四50%相对厚度翼型的压力面坐标（x/c，y/c）

x/c y/c x/c y/c x/c y/c 0.000000 0.000000 0.151987 -0.182089 0.578967 -0.185534

0.000040 -0.002899 0.167106 -0.189085 0.599019 -0.176495 0.000279 -0.008104 0.183651 -0.196119 0.619649 -0.166781 0.000761 -0.013399 0.201566 -0.203101 0.641027 -0.156281 0.001528 -0.018839 0.220232 -0.209749 0.665649 -0.143864 0.002562 -0.024387 0.239067 -0.215835 0.690205 -0.131457 0.004005 -0.030357 0.258020 -0.221333 0.712183 -0.120544 0.006046 -0.037427 0.276686 -0.226116 0.732834 -0.110618 0.008352 -0.044940 0.294541 -0.230088 0.752959 -0.101286 0.010688 -0.051717 0.310150 -0.233040 0.772030 -0.092776 0.013258 -0.058201 0.322925 -0.234962 0.789558 -0.085311 0.016114 -0.064648 0.334011 -0.236191 0.805729 -0.078795 0.019086 -0.070739 0.344443 -0.236982 0.820581 -0.073176 0.022183 -0.076470 0.354984 -0.237436 0.834376 -0.068328 0.025504 -0.082018 0.366349 -0.237569 0.847834 -0.063985 0.029223 -0.087666 0.378923 -0.237302 0.861344 -0.059990 0.033166 -0.093244 0.392142 -0.236571 0.874662 -0.056403 0.037105 -0.098330 0.405253 -0.235416 0.887721 -0.053232 0.041468 -0.103388 0.418256 -0.233847 0.900119 -0.050554 0.046869 -0.109080 0.431353 -0.231878 0.911716 -0.048385 0.053785 -0.115881 0.444730 -0.229480 0.922833 -0.046637 0.061963 -0.123435 0.458277 -0.226681 0.933648 -0.045249 0.070734 -0.131003 0.471804 -0.223519 0.943961 -0.044226 0.079924 -0.138355 0.485300 -0.219985 0.953625 -0.043561 0.089839 -0.145677 0.498688 -0.216089 0.962703 -0.043230 0.100687 -0.153108 0.512388 -0.211684 0.971401 -0.043205 0.112253 -0.160455 0.527066 -0.206531 0.980029 -0.043476 0.124838 -0.167866 0.543054 -0.200487 0.989178 -0.044090 0.138007 -0.175054 0.560404 -0.193485 1.000000 -0.045000

进一步地，50%相对厚度翼型，其失速攻角为5°，升力系数第一次达到 最大的数值为1.2258，失速后，升力系数在5°～15°攻角范围内先下降后上 升，整体升力系数值维持在1.08～1.22，失速特性参数为M_stall=101.25×10^-5。 进一步地，所述50%相对厚度翼型，在15°～31°大攻角范围内,升力系数从 1.17开始稳定上升，在31°时达到1.6209。

优选地，55%相对厚度的翼型的设计雷诺数为3×10⁶，该翼型吸力面和 压力面的无量纲几何坐标分别为:

表五55%相对厚度翼型的吸力面坐标（x/c，y/c）

表六55%相对厚度翼型的压力面坐标（x/c，y/c）

x/c y/c x/c y/c x/c y/c 0.000000 0.000000 0.151981 -0.211280 0.578951 -0.196942 0.000040 -0.003437 0.167099 -0.219052 0.599002 -0.187452 0.000279 -0.008576 0.183644 -0.226690 0.619633 -0.177378 0.000761 -0.015939 0.201559 -0.234066 0.641010 -0.166676 0.001528 -0.021306 0.220224 -0.240826 0.665632 -0.154149 0.002562 -0.027986 0.239059 -0.246674 0.690187 -0.141847 0.004005 -0.034836 0.258012 -0.251591 0.712165 -0.131233 0.006045 -0.043262 0.276678 -0.255516 0.732815 -0.121609 0.008351 -0.051924 0.294533 -0.258280 0.752940 -0.112572 0.010687 -0.059721 0.310140 -0.259832 0.772011 -0.104378 0.013257 -0.067200 0.322914 -0.260486 0.789539 -0.097233 0.016113 -0.074667 0.334001 -0.260632 0.805710 -0.091018 0.019085 -0.081700 0.344433 -0.260439 0.820562 -0.085686 0.022182 -0.088272 0.354972 -0.259961 0.834356 -0.081112 0.025502 -0.094708 0.366338 -0.259161 0.847814 -0.077013 0.029221 -0.101303 0.378912 -0.257948 0.861324 -0.073240 0.033164 -0.107726 0.392131 -0.256331 0.874641 -0.069862 0.037103 -0.113518 0.405241 -0.254364 0.887700 -0.066892 0.041466 -0.119369 0.418244 -0.252056 0.900098 -0.064404 0.046866 -0.126110 0.431340 -0.249420 0.911695 -0.062403 0.053782 -0.134218 0.444718 -0.246390 0.922810 -0.060802 0.061960 -0.143201 0.458263 -0.242952 0.933626 -0.059548 0.070730 -0.152128 0.471790 -0.239108 0.943938 -0.058652 0.079920 -0.160727 0.485286 -0.234879 0.953602 -0.058103 0.089835 -0.169316 0.498673 -0.230326 0.962679 -0.057870 0.100683 -0.178020 0.512373 -0.225322 0.971377 -0.057929 0.112249 -0.186580 0.527051 -0.219597 0.980005 -0.058277 0.124833 -0.195171 0.543038 -0.212975 0.989154 -0.058960 0.138001 -0.203370 0.560388 -0.205398 1.000000 -0.060000

进一步地，55%相对厚度翼型，其失速攻角为5°，升力系数第一次达到 最大的数值为1.1543，失速后的升力系数在5°～15°攻角范围内下降到约1 后，平稳维持在1.02～1.08水平，失速特性参数为M_stall=46.41×10^-5。进一步 地，所述55%相对厚度翼型，在15°～30°大攻角范围内,升力系数从1.0308 以近似线性变化的方式上升，在30°时达到1.6797。

优选地，60%相对厚度翼型的设计雷诺数为2.5×10⁶，该翼型吸力面和压 力面的无量纲几何坐标分别为:

表七60%相对厚度翼型的吸力面坐标（x/c，y/c）

x/c y/c x/c y/c x/c y/c 1.000000 0.080000 0.388331 0.309008 0.109826 0.218478 0.987413 0.084403 0.373357 0.311410 0.100001 0.209090 0.972407 0.089551 0.359585 0.313100 0.090582 0.199491 0.950211 0.097223 0.347493 0.314121 0.081899 0.190036 0.922638 0.107395 0.336081 0.314620 0.073701 0.180460 0.893924 0.118569 0.324752 0.314622 0.065723 0.170459 0.865289 0.130280 0.313799 0.314164 0.058128 0.160269 0.838338 0.141625 0.303084 0.313231 0.051028 0.150075 0.810762 0.153534 0.292454 0.311835 0.044376 0.139832 0.782663 0.165947 0.281950 0.310024 0.038311 0.129773 0.753497 0.179092 0.271446 0.307797 0.032848 0.119806 0.726352 0.191433 0.260904 0.305140 0.027765 0.109554 0.697962 0.204412 0.250343 0.302052 0.022909 0.098822 0.675817 0.214525 0.239637 0.298483 0.018361 0.087635 0.654062 0.224110 0.228741 0.294408 0.014425 0.076920 0.629300 0.234681 0.217699 0.289829 0.011076 0.066687 0.605349 0.244569 0.206785 0.284857 0.008294 0.056996 0.582772 0.253436 0.195827 0.279395 0.005963 0.047521 0.560745 0.261616 0.184900 0.273483 0.004066 0.038834 0.537536 0.269660 0.174027 0.267109 0.002590 0.030849 0.511963 0.277938 0.162964 0.260115 0.001448 0.022708 0.485570 0.285846 0.152092 0.252731 0.000663 0.015617 0.457405 0.293494 0.141429 0.244948 0.000224 0.008839 0.430328 0.300232 0.130692 0.236533 0.000023 0.002615 0.407953 0.305215 0.120020 0.227592 0.000000 0.000000

表八60%相对厚度翼型的压力面坐标（x/c，y/c）

进一步地，60%相对厚度的翼型，其失速攻角约为2°，最大升力系数值 为0.8165，失速后，升力系数在2°～15°攻角范围内略下降到0.63左右后稳 定上升，失速平缓特性为M_stall=179.17×10^-5。进一步地，所述60%相对厚度 的翼型，在14°～30°大攻角范围内,升力系数从1.0779以近似线性变化的方 式上升，在30°时达到1.783。

根据本发明的另一方面，还提供了一种用于设计上述翼型的设计方法， 包括正设计步骤和反设计步骤，其特征在于，所述正设计步骤中，从原始翼 型出发，首先保持原始翼型的弯度分布和最大厚度位置基本不变，调节翼型 的相对厚度达到目标相对厚度；之后保持翼型的相对厚度不变，调节翼型的 尾缘厚度达到目标尾缘厚度；完成所述正设计步骤后，进行反设计步骤，所 述反设计步骤中，通过调节翼型表面的压力分布，来微调翼型的前缘形状、 相对厚度及其分布、相对弯度及其分布。

优选地，正设计步骤中，所述调节翼型的尾缘厚度达到目标尾缘厚度， 通过保持相对厚度不变，沿中弧线对称放大尾缘的方式实现。优选地，所述 调节翼型表面的压力分布，主要是对翼型的边界层内前缘吸力面压力峰的高 低、压力峰的弦向位置和压力峰回落的梯度等三个主要因素进行调节。

有益结果：本发明提供的一族在运行攻角下具有高升力系数的大厚度钝 尾缘翼型可以弥补大型风力机叶片设计时面临的厚翼型族的匮乏。大的相对 厚度和尾缘厚度可以有效的改善叶片的结构属性。更重要的是，该翼型族的 设计目标明确把叶片实际运行时翼型所处的各自雷诺数条件、大攻角下的升 力系数作为气动目标，而不是像先前把单一雷诺数、较小攻角下的最大升阻 比和最大升力系数做为气动目标，更贴近大型风力机叶片根部叶片的性能需 求。

附图说明

图1为本发明所提出的大厚度钝尾缘翼型族的基本型线；

图2为本发明所提出的各翼型的中弧线分布曲线图；

图3为本发明所提出的各翼型在各自设计雷诺数下的升力系数曲线；

图4为相对厚度为45%的翼型升力系数随Re变化的曲线图；

图5为相对厚度为50%的翼型升力系数随Re变化的曲线图；

图6为相对厚度为55%的翼型升力系数随Re变化的曲线图；

图7为相对厚度为60%的翼型升力系数随Re变化的曲线图；

图中，45%代表相对厚度为45%的翼型；50%代表相对厚度为50%的翼型； 55%代表相对厚度为55%的翼型；60%代表相对厚度为60%的翼型。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下参照附图并举 实施例，对发明进一步详细说明。

本发明所提出的翼型是采用正反方法相结合的方式得到。从原始翼型出 发，采用正设计方法，首先保持翼型的弯度分布和最大厚度位置基本不变， 设计得到四种相对厚度的翼型；进一步实现厚尾缘造型设计。厚尾缘的设计 有两种主要的思路：直接截断原翼型的尾部区域或保持相对厚度不变，对称 放大尾缘。直接截断尾缘会显著的改变翼型的厚度和弯度分布，对翼型的气 动性能影响极大，尤其会使得翼型的升力系数退化。在此采用后一种造型方 法，保持相对厚度和最大厚度位置基本不变，对称放大尾缘，可以有效降低 边界逆压梯度，改善翼型的气动性能。这样，经过初始造型设计得到符合相 对厚度、尾缘厚度以及最大相对厚度位置基本预期范围的初始翼型。

在正设计中，保持相对厚度不变，提高翼型的尾缘厚度可以降低某一流 动条件下的压力梯度，延迟边界层的分离，获得较高的最大升力系数。反设 计这一阶段进一步以气动性能的优化为核心，修改翼型的压力分布特征，来 改进翼型的气动参数。大厚度翼型在攻角很小时就会发生转捩，（或许会伴 随着分离泡的再附）形成湍流边界层；湍流边界层较难分离，在尾缘厚度较 大时，分离点更靠近尾缘。对翼型气动性能影响最显著的压力分布特征是边 界层内前缘吸力面压力峰的高低、压力峰的弦向位置和压力峰回落的梯度。 通过对这三者的修改，来间接地细微地调节翼型的前缘形状、相对厚度及其 分布、相对弯度及其分布，以降低翼型的流动分离点随着攻角的增加自尾缘 向前缘移动的速度，从而使得翼型在失速后趋于变化平缓，甚至伴随一个升 力系数继续增加的过程。大厚度翼型在大攻角时通常处于完全湍流状态，受 Re的影响较小，具有较高的Re稳定性。如此反复优化，得到符合设计预期 的四种翼型，如图1所示。

图1为本发明所提出的大厚度钝尾缘翼型族的基本型线，各翼型的基本 几何参数如表九所示，对应的四种翼型的无量纲型线坐标如表一至表八所示. 主要参数为翼型的具体相对厚度、最大相对厚度位置、相对弯度、最大弯度 位置、前缘半径、尾缘厚度等（数值均为相对于弦长的比较值）。其中，X(Y+)、 X(Y-)分别表示上下表面最大厚度位置的弦向位置。

表九一族大厚度钝尾缘翼型的基本几何参数

四种大厚度翼型的最大厚度在弦长方向的相对位置位于30%～35%之间， 具体说来，上表面最大厚度位置在（0.28～0.33）倍弦长间，下表面最大厚度 位置在（0.33～0.37）倍弦长之间；如图2所示，四个翼型的中弧线沿着弦长 的分布特征一致，均在弦长的上面，也就说翼型上表面较厚；中弧线在靠近 前缘出和尾缘处均有一个向上凸起峰，弦向位置分别在（0.22～0.23）倍弦长 和（0.75～0.78）倍弦长之间；最大相对弯度值相近，在（0.020～0.032）弦长 之间，最大弯度的弦向位置在74%～79%之间；四种翼型的前缘半径依次在 （0.099～0.125）弦长之间，尾缘厚度依相对厚度的增加渐次增加；这些有效 保证了翼型族的几何兼容性。

本发明所提出的大厚度钝尾缘翼型是尤其适用于大型风力机叶片。根据 我国风资源分布特征和大型风力机叶片（5MW风力机）各部分雷诺数的分布， 拟定45%到60%四种大厚度翼型的四种设计雷诺数分别为：4.0×10⁶、3.5× 10⁶、3.0×10⁶、2.5×10⁶。

另一方面，对于5MW容量的风力机叶片而言，45%及以上厚度的翼型基 本上适用于叶片展向位置的10%～30%位置处。由于该位置叶片的最大扭角是 受到限制的，所以造成最大弦长位置以内尤其是根部区域截面翼型的实际流 动攻角过大（5MW的风力机叶片根部翼型的攻角范围为12°～25°）。对于 大厚度翼型而言，在这一攻角下，升力曲线通常处于失速后区域，流动边界 层也通常为湍流边界层，阻力系数异常大。因此，本次发明中，以最大升力 系数、大攻角范围（15°～30°）内升力系数为主要气动目标，同时限制升力 系数要随着雷诺数Re的变化稳定。

对本发明所提出的翼型族的气动特征的说明均是基于粘性-无粘迭代的 涡面元方法（如本领域中所熟知的RFOIL）的数值计算结果，计算条件为各 自设计雷诺数下的自然转捩情况。表二给出了翼型族的关键气动参数。其中 最大升力系数为翼型升力系数第一次取得的最大值。翼型的失速平缓特性参 数所考察的攻角范围在这里是从失速攻角到15°攻角。由于在大攻角下，翼 型的升力系数再次以近似线性的方式增加（基于数值计算结果），翼型在大 攻角下的升力特征主要由升力的变化区间来表征。表中给出了15°和30°攻 角下各自的升力系数。由于失速攻角较小，而所考察的是大攻角范围内升力 系数随着Re变化的稳定性，所以在此只用不同雷诺数下升力曲线段的对比 来定性说明。图3为本发明所提出的翼型族数值求解得到的自然转捩条件各 自设计雷诺数下的升力系数曲线。

失速特性参数的定义式如下：

$M_{\mathrm{stall}}=\max \{\frac{{(\mathrm{cl}-{\mathrm{cl}}_{\max })}^2}{\alpha -{\alpha }_{\mathrm{stall}}},{\alpha }_{\mathrm{stall}}<\alpha <15,\alpha \in Z\}$

表十各翼型的基本气动参数

结合图3和表十，说明本发明所提出的大厚度钝尾缘翼型族的气动性能 特征。

45%相对厚度翼型的设计雷诺数为4×10⁶。该翼型的失速攻角较高 （8°），因此升力系数第一次达到最大时候的数值在四种翼型中也最大 （1.6427）。失速后，翼型的升力系数变化较为平缓，在（8°～15°）攻角范 围内有一个略下降后上升的过程，但整体升力系数值维持在高水平，失速特 性参数仅为M_stall=85.56×10^-5。在大攻角范围内（15°～30°）,翼型的升力系 数从1.6开始略下降，然后开始一个稳定的上升过程，在30°时达到1.7387.

50%相对厚度翼型的设计雷诺数为3.5×10⁶。随着相对厚度的增加，该翼 型自然转捩条件下的失速攻角提前为5°，升力系数第一次达到最大的数值 为1.2258.失速后的升力系数在（5°～15°）攻角范围内有一个下降后上升的 过程，但整体升力系数值维持在（1.08～1.22），失速特性参数为 M_stall=101.25×10^-5。在大攻角范围内（15°～31°）,翼型的升力系数从1.17开 始稳定上升，在31°时达到1.6209.

55%相对厚度翼型的设计雷诺数为3×10⁶。该翼型自然转捩条件下的失 速攻角也为5°，升力系数第一次达到最大的数值为1.1543.失速后的升力系 数在（5°～15°）攻角范围内下降到1左右后变化极其平稳，维持在1.02～1.08 水平，所以失速平缓特性仅为M_stall=46.41×10^-5。在大攻角范围内（15°～30°）, 翼型的升力系数从1.0308以近似线性变化的方式上升，在30°时达到1.6797.

60%相对厚度翼型的设计雷诺数为2.5×10⁶。由于相对厚度和尾缘厚度过 大，该翼型自然转捩条件下的升力系数在攻角很小时候（2°）就第一次达到 了最大，值为0.8165。失速后的升力系数在（2°～15°）攻角范围内略下降 到0.63（4°）左右后稳定上升，失速平缓特性为M_stall=179.17×10^-5。在大攻 角范围内（14°～30°）,翼型的升力系数从1.0779以近似线性变化的方式上 升，在30°时达到1.783.

综上，本发明所提出的翼型族第一次达到最大值后经历一个平缓的失速 过程，升力系数继续增加。在大攻角范围内，升力系数持续稳定的上升并处 于较高水平。在15°到30°攻角之间，该翼型族的升力系数大致在1.0到1.7 之间近似线性的变化（45%厚度翼型性能优异，在这一范围内的升力系数为 1.3812～1.7387）。所以达到了在大攻角范围内具有较高升力系数的气动目标。

在翼型的升力系数随Re变化的稳定性方面，依据数值计算结果，图4 展示了45%翼型的升力曲线随着Re的变化，图5展示了50%翼型的升力曲 线随着Re的变化，图6展示了55%翼型的升力曲线随着Re的变化，图7则 展示了60%翼型的升力曲线的变化。从图中可以明显的看出，本发明提出的 这组大厚度钝尾缘翼型在运行攻角范围内具有优异的雷诺数稳定性，有利于 风力发电机获得更稳定的输出。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本 发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在 本发明的范围之内。