风轮叶片及贯流风轮及风轮叶片的设计方法

摘要

本发明提供一种风轮叶片及贯流风轮及风轮叶片的设计方法。本发明的风轮叶片，上表面和/或下表面的截面曲线具有曲率渐变段。应用本发明的技术方案，贯流风轮叶片采用具有曲率渐变段的表面在空气动力学上更为有利，使得通风轮效率提高，噪音总值降低，且在旋转过程中有效控制叶片通过频率（BPF）峰值，能有效控制涡流的流动分离，减少涡流噪声，减少损耗。

说明书

技术领域

本发明涉及风轮结构领域，具体而言，涉及一种风轮叶片及贯流风轮及风轮叶片的设计 方法。

背景技术

在风轮系统的设计开发中，风轮是其主要部件，而叶片又是贯流风轮中最重要的部分， 它是唯一进行能量转化的元件，因此叶片设计的好坏直接决定了风轮效率的高低。叶片的型 线基本有直线型、圆弧型和机翼型三种，目前在贯流风轮系统中应用较多的是圆弧型叶片， 圆弧型叶片不易保证流体动力学特性，效率较低，噪音总值较高，且升力系数和阻力系数没 有达到最优值。

发明内容

本发明旨在提供一种风轮叶片及贯流风轮及风轮叶片的设计方法，以解决现有技术中的 贯流风轮采用圆弧型叶片造成的不易保证流体动力学特性，能量转化效率较低的问题。

为了实现上述目的，本发明提供了一种风轮叶片，风轮叶片的上表面和/或下表面的截面 曲线具有曲率渐变段。

进一步地，上表面的曲率渐变段的曲率的变化率大于下表面的曲率渐变段的曲率的变化 率。

进一步地，风轮叶片的厚度渐变。

进一步地，风轮叶片的厚度从一端至另一端先变大再变小。

进一步地，所风轮叶片的最大厚度的位置范围为位于风轮叶片的弦线长度的1/3至2/3处。

进一步地，风轮叶片一端的厚度变化率大于另一端的厚度变化率。

进一步地，风轮叶片的进口角为80°至100°。

进一步地，风轮叶片的出口角为15°至35°。

根据本发明的另一方面，提供了一种贯流风轮，包括风轮叶片，风轮叶片是上述的风轮 叶片。

根据本发明的另一方面，提供了一种风轮叶片的设计方法，包括步骤：

S1，设置叶片弦线；S2，设定具有曲率渐变段的目标翼型，得到目标翼型的翼型弦线以 及目标翼型的表面曲线形状控制点在直角坐标系下的坐标参数；S3，将叶片弦线等分，获得 多个等分控制点，再将等分控制点与叶片弦线的圆心连接，确定各个控制点的法线方向；S4， 由等分控制点至叶片弦线的起始控制点的弧长与翼弦总弧长的长度之比，得出翼型弦线上与 等分控制点相应的翼型控制点在翼型弦线上的位置；S5，在的翼型控制点做翼型弦线的垂线 分别与翼型的上表面和下表面的曲线相交，得到翼型弦线距离表面曲线的垂直距离与翼型弦 长的比，以翼型弦线距离表面曲线的垂直距离与翼型弦长的比作为几何相似变换的长度比例 系数，确定等分控制点沿法线方向至叶片的上表面和下表面交点的距离，从而确定叶片上表 面和下表面各个形状控制点；S6，将各个形状控制点依次连接，得到上表面和/或下表面的截 面曲线具有曲率渐变段的风轮叶片。

应用本发明的技术方案，贯流风轮叶片采用具有曲率渐变段的表面在空气动力学上更为 有利，使得风轮能量转化效率提高，噪音总值降低，且在旋转过程中有效控制叶片通过频率 （BPF）峰值，能有效控制涡流的流动分离，减少涡流噪声，减少损耗。本发明还提供了一种 新的风轮叶片的设计方法，用于设计得出本发明的具有曲率渐变段的风轮叶片，可以高效准 确地设计出预计翼型的风轮叶片。

附图说明

构成本申请的一部分的说明书附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实 施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1示出了应用本发明的贯流风轮的示意图

图2本发明的风轮叶片与现有技术的风轮叶片的对比图；

图3示出了本发明的风轮叶片的示意图；

图4示出了本发明的风轮叶片取弦线位置的示意图；

图5示出了本发明的风轮叶片的法线分割示意图；以及

图6示出了本发明的风轮叶片的确定控制点的示意图。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。 下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。

参见图1所示，现有技术中的圆弧形叶片10’，在垂直风轮旋转轴的截面（以下的截面均 指垂直风轮旋转轴截取叶片的截面）上，其上下表面的截面曲线距离叶片弦线的距离是相等 的，表面曲线的曲率也不变，再在表面曲线两端直接连接圆弧封闭（上述的“上表面”、“下 表面”并不是绝对的上下方向，而是作为两个相对表面的指代，可以理解为上表面指在旋转 方向上处于上游的表面，下表面指在旋转方向上处于下游的表面，下同）。这种圆弧形叶片不 易保证流体动力学特性，效率较低，噪音总值较高，且升力系数和阻力系数没有达到最优值。 而本发明则提供了一种可用于贯流风轮的机翼形叶片10，所谓机翼形叶片，指的是叶片的截 面形状类似飞机的机翼的截面形状：一方面，叶片上下表面的截面曲线与叶片弦线的距离进 行渐变，即翼型厚度渐变，叶片在表面相对于叶片弦线做到的垂线与弦线的交点位于叶片弦 线总长从前端至后端的1/3处达到最大厚度，而且一端厚度的变化率大，另一端厚度的变化率 小；另一方面，上下表面的截面曲线均具有曲率渐变段，该曲率渐变段指截面曲线中至少有 一部分是曲率渐变的曲线而非直线或圆弧线。曲率渐变段构成具有一定弯度的表面形状，优 选地，上表面的截面曲线的曲率变化的速率大于下表面曲线的曲率变化。所谓曲线的曲率就 是针对曲线上某个点的切线方向角对弧长的转动率，通过微分来定义。曲率表明曲线偏离直 线的程度，是数学上表明曲线在某一点的弯曲程度的数值。曲率越大，表示曲线的弯曲程度 越大。

参见图2所示，本发明以圆弧形叶片的骨线作为机翼型叶片10的弦线11，以保证内、外 圆周角在适当的范围内。同时也可保证新设计叶片表面的曲率在合适的范围内。图中，a为风 轮叶片气流的进口角，β为叶片的气流的出口角，在该实施例中，进口角可设置为80°至100 °之间、出口角可设置为15°至35°之间。贯流风轮内部的流动非常复杂，由于气体两进两 出叶轮，风叶的进口角同时也是出口角，叶片尾部会产生脱离涡，产生流动分离。而机翼型 叶片能有效控制涡流的流动分离，减少涡流噪声，减少损耗。

参见图3至图5所示，本发明设计机翼形叶片的过程如下：

如图3所示，首先，设置一条圆弧形的弦线11，从翼型库中导出各翼型上、下表面所有 形状控制点在直角坐标系下的坐标参数。

如图4所示，其次，将确定的各机翼型叶片弦线11进行等分，在弦线上获得等分控制点， 再将等分控制点与弦线圆心相连接，确定各控制点的法线方向20，该实施例中列出了28条法 线。

如图5所示，由机翼型叶片弦线各等分控制点（i=1、2...28）至前缘起始控制点（i=0）弧 长与弦线总弧长的长度之比（作为几何相似变换的长度比例系数），对应于直线上坐标参数， 推算出翼型的弦线上相应控制点的位置。在该点做弦线的垂线分别与上、下表面交点到弦线 的垂直距离与弦长之比，分别作为相应的几何相似变换的长度比例系数，确定叶片弦线控制 点沿法线方向至上、下表面交点的距离，从而确定翼型上、下表面各控制点，将各机翼型叶 片上、下表面形状控制点依次连接，得到各叶片截面形状。即在叶片曲线的相应位置上绘制 叶片上下表面的形状控制点，再用样条曲线将各控制节点连接成线，得到上表面和/或下表面 的截面曲线具有曲率渐变段的风轮叶片。如下表：（表中X坐标为控制点在弦线上沿法线投影 点距离弦线一端的距离，Y坐标为控制点沿法线方向距离弦线的距离）。

表1：翼型控制点坐标

从以上的描述中，可以看出，本发明实现了如下技术效果：

机翼型贯流风叶叶片与圆弧型贯流风叶叶片相比，叶片通风轮效率较高，噪音总值较低， 且在旋转过程中有效控制叶片通过频率（BPF）峰值，能有效控制涡流的流动分离，减少涡流 噪声，减少损耗。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员 来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等 同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。