具有转子旋转水平轴的隧道风力涡轮机

摘要

该涡轮机包含呈旋转体形式的扩压器(1)和转子(2)，该扩压器的壁在轴向部分中具有凸凹航空学外形的形状，转子(2)具有在扩压器(1)的喉部(R

说明书

技术领域

本发明的主题是具有转子旋转的水平轴的单级扩压器风力涡轮机，将空气的动能转换为旋转机械能，然后在电流发生器中转换为电能。

背景技术

隧道风力涡轮机的发展主要是由于消除了空气的离心动能损失，并且有可能通过流过内置于扩压器喉部的转子而额外增加空气速度来得以恢复。有许多种不同方案的转子旋转水平轴单级扩压器风力涡轮机，其设计是为了确保转子覆盖区域的高功率系数[W/m²]。条件是加速并增加喉部空气流量，这需要保持通过扩压器的相对层流的气流，同时保持钝角尽可能宽。已知有许多风力涡轮机，其解决方案采用漩涡来支持流过扩压器的空气流的稳定性，并防止空气流从扩压器出口处以及机舱后方的钝角区域的壁脱离。

由于在隧道涡轮机的当代解决方案充分利用了风能，因此在叶片上端和喉部表面之间可接受地使用小间隙，并且实际上与轮毂无间隙连接。上部间隙尺寸的选择仅考虑组装和安装条件、负载离心力的叶片的伸长以及轮毂轴承的允许磨损的径向“跳动”。在这样小的间隙中产生的空气涡流-实际上不超过喉部半径的0.05％-具有可忽略的小能量，并且它们对扩压器的负压-扩散部分中转子后方的空气流动的影响可以忽略不计。

已知有隧道涡轮机的解决方案，其中在专利说明书WO2009063599、WO2010005289、WO2014134032和JP2003278635中提出了存在垂直向外偏移的凸缘，在该凸缘之后沿着凸缘的边缘形成负压和周向漩涡，其轴线位于垂直于扩压器轴线的平面。在JP2006152854的说明书中提出了一种解决方案，其中转子位于扩压器的喉部平面内，该扩压器的壁在横截面中具有航空学外形。靠近出口的扩压器壁的内表面穿有许多喷嘴，这些喷嘴与通过肋条传导的通道连接，肋条连接扩压器和机舱，机舱后端的轴上有吸嘴。存在于机舱后方的负压使得空气通过扩压器的开放端区域的孔被吸入，优选结果是流动空气的近壁层被吸入扩压器壁，具有气流稳定作用。

除上述内容外，还已知由专利说明书US4720640提出的涡轮机的解决方案，该解决方案包含呈旋转体形式的不动的扩压器，该旋转体的壁具有凸凹形状，其鼻部朝向流入空气。具有转子，叶片位于扩压器喉部平面，叶片的下端连接与扩压器同轴安装的轮毂轴承。轮毂的外形与机舱的空气动力学外形一致。叶片的上端与位于扩压器的环形凹部中的旋转环连接，该环的内表面形成扩压器喉部区域。该描述给出了涡轮机的两种可能的实施方式：具有内置在扩压器的环形凹部中的电流发生器，以及内置于机舱内的发电机、其转子从转子轮毂侧被驱动。

发明内容

本发明解决的技术问题是通过强化涡流的优选影响来降低气流流动的总阻力并增加流过涡轮机的空气体积量，从而提高扩压器风力涡轮机的效率。

与上述解决方案类似，根据本发明的涡轮机具有旋转体形式的不动的扩压器，它的壁在其轴向截面中具有凸凹航空学外形的形状，其鼻部指向流入的空气并且由风向轴承组支撑在涡轮机桅杆上。在扩压器喉部平面中存在轴承安装的叶片转子，其叶片通过其下端和与扩压器同轴地安装的轮毂轴承连接。轮毂的外形与通过肋条与扩压器连接的机舱的流线型外形一致。本发明的实质在于，设定叶片的下端为远离轮毂表面达下部间隙的尺寸，下部间隙的尺寸由固定到叶片下端和轮毂的连接器的高度确定。在这种情况下，叶片上端与喉部表面之间的上部间隙的尺寸以及下部间隙的尺寸范围为喉部半径的0.5至15％，优选3至8％。

涡轮机的方案优选为，上部间隙由固定到叶片上端和旋转环的连接器的高度确定，并且旋转环在扩压器的圆周凹部中旋转并且其内表面具有喉部的轮廓形状。

在上面给出的两种方案中，优选的是，上部和下部间隙的尺寸与叶片端部上的外形的相应弦长度的比值的值的范围为从0.20至2.5，优选地从0.6至1.2。

优选的是，在没有旋转环的涡轮机中，每个叶片由具有圆形横截面的两个连接器安装到轮毂上，在径向方向上靠近叶片上端和下端的外形轮廓的端部固定。

还优选的是，在具有旋转环的涡轮机中，每个叶片通过具有圆形(round)横截面的两个连接器安装到旋转环和轮毂上，在径向方向上靠近叶片的上端和下端的外形轮廓的端部固定。

还优选的是，机舱的侧面的形状为扩压器的内表面外形的一部分的镜面反射，该部分的端部由平行于扩压器轴线的直线和通过扩压器的鼻部的前向点和该线与扩压器的开口部分的外形轮廓的交点行进的线之间的交点确定。

在另一个优选实施例中，叶片在喉部平面上的轴向投影面积与通过喉部的流动有效区域面积之间的比值的值的范围为0.02至0.30，优选0.10至0.15。

还优选的是，入口孔面积与通过喉部的流动有效面积的比值的值的范围为1.0至1.6，优选1.20至1.30，并且关于出口孔面积，其值范围为0.5至0.9，最优选0.65至0.75。

当确定扩压器的钝角的特定几何关系得以保持时，本发明实现了最佳效果。扩压器长度与喉部直径的比值的值的范围为0.3至1.1，优选为0.6至0.8，并且相对于出口孔的直径而言，比值范围为0.1至0.9，优选0.4到0.6，而相对于入口孔的直径，比值范围从0.2到1.0，优选从0.5到0.7。

在具有旋转环的涡轮机的实施例中，优选的是，圆周凹部由沿转子旋转轴线的方向敞开的C形横截面的圆形支撑框架形成，并且在该C形横截面的圆形支撑框架上安装确定扩压器航空学外形的复合涂层和风向轴承组的下部模块。

在没有旋转环的涡轮机的实施例中的电流发生器是内置在机舱中的发电机，其转子由转子轮毂驱动，而在具有旋转环的涡轮机中，电流发生器被设置在支架框架内，固定磁铁安装在旋转环的外圆周上，感应线圈固定在支撑框架上。

在根据本发明制造的大功率涡轮机中，具有较大整体尺寸的元件：扩压器、其支撑框架、航空学外形的涂层、旋转环和发电机元件被分成具有使其在标准集装箱中运输的最大尺寸的圆周部分，这些部分在操作地点被连接成所需的工作形状。

根据本发明的涡轮机的方案在扩压器和机舱的壁层中产生涡旋结构，该涡旋结构具有基本上平行于扩压器轴的轴线和显著的能量，同时使具有垂直轴线的涡旋结构最小化。由本发明引起的涡旋的影响产生了压力变化，防止空气喷射流从扩压器和机舱两者的表面分散。当使用指定尺寸的间隙和尺寸关系时，这些现象是有效的。气流阻力优选通过由扩压器和机舱的镜面相像形状获得的气流流动的圆周对称化而最小化。

附图说明

通过对附图中所示的涡轮机的示例性实施例的描述，本发明将被完全理解，其中的特定附图呈现为：

图1是来自进气口侧的涡轮机的前视图：

-在上半部分，实施例中，转子叶片的两端通过连接器与旋转环和机舱轮毂连接，

-在下半部分，实施例中，在没有旋转环的实施例中，转子叶片仅通过连接器与轮毂连接；

图2是通过图1的A-A线的轴向截面；

图3是图2中的图的细节B；

图4是通过C-C线看的图3的横截面；

图5是图2中的图的细节D；

图4是从E-E线看的图5的横截面；

图7是通过扩压器和机舱的轴向截面，其中标记扩压器的特征尺寸；

图8是带有旋转环的涡轮机支撑框架的正视图；

图9是图8中的图的细节F的透视图；

图10是图8中的图的细节G的透视图；

图11是在扩压器中具有旋转环和电流发生器的涡轮机元件的透视“分解”视图；

图12是根据在测试具有旋转环的示例性实施方式时获得的数据来计算上部间隙和下部间隙的相对尺寸对涡轮机械功率的影响的图形；

图13是上部间隙和下部间隙尺寸与叶片端部的弦的对应长度的比例对涡轮机的机械功率的影响的图形，该曲线图用于具有旋转环的示例性实施例。

具体实施方式

类似于已知的解决方案，根据本发明的隧道式涡轮机(tunnel turbine)具有扩压器1和转子2，转子2轴承安装到机舱4中的轮毂3，轮毂3由三个径向肋条5同轴安装在扩压器1的喉部R_t前方。扩压器1具有旋转体的形式，该旋转体的壁在轴向截面中具有凸凹航空学外形的形状。扩压器1的航空学外形的鼻部朝向流入的空气。扩压器1位于该侧的外壁下部具有用于使涡轮机与风向、与垂直旋转轴方向对准的轴承组6的支座，并且该支座将涡轮机支撑在桅杆上，在图中未示出。具有例如11个叶片7的转子2在扩压器1的喉部R_t的平面中旋转。

图1示出了根据本发明的涡轮机的两个基本可选实施例，其不同之处在于转子1的设计。在图1的上半部所示的实施例中，叶片7的上端通过间隔连接器8与位于扩压器的凹部10中的旋转环9连接，其内部区域具有扩压器1的喉部R_t外形轮廓的形状。另一方面，在根据图1的下半部分的实施例中，叶片7的上端是自由的。在两个实施例中，叶片7的下端通过间隔件连接器8与轮毂3连接，轮毂3具有与机舱4的空气动力学外形一致的外形。在叶片7的上端与扩压器1的喉部R_t的表面之间存在上部间隙z1，该间隙在具有旋转环9的实施例中由连接器8的长度确定。叶片7的下端设定为远离轮毂3的表面距离下部间隙z2的尺寸，其为安装到叶片7的下端和轮毂3的连接器8的长度。上部间隙z1和下部间隙z2的尺寸可以相同或不同，但是它们的值应该总是在喉部半径R_t的0.5至15％的范围内。对于原型实施例，该关系为3.2％，且涡轮机的典型尺寸为：

上部间隙z1，下部间隔z2 z1＝z2＝50mm

叶片的上端的弦的长度c1＝50mm

叶片的下端的弦的长度c2＝66mm

扩压器喉部半径R_t＝1530mm

入口孔半径R_i＝1700mm

出口孔半径R_o＝2026mm

机舱半径R_h＝165mm

扩压器长度L_d＝2170mm

机舱长度L_h＝1360mm

11个叶片的轴向投影表面×25240mm²＝277641mm²

上部间隙z1和下部间隙z2的尺寸与外形的叶片7的端部上的弦c1和c2的对应长度7的比值对于根据本发明的涡轮机中的涡流结构的效率也是重要的。它们的值应该在0.20至2.5的范围内，在本示例性实施例中，其中z1＝z2，它们分别达到7和1.0。在两个实施例中，转子2的叶片7通过圆形横截面的两个连接器8固定到轮毂3上，连接器8在径向方向上与它们的轴固定，并靠近叶片7的下端的外形轮廓的末端。在具有旋转环9的实施例中，叶片7的上端也通过相同的两个螺柱连接器8连接到旋转环9。通过扩压器1的气流的圆周对称对于本发明也是重要的。这由此而实现，根据扩压器1的内表面外形轮廓的一部分的镜面反射对机舱4进行成型，该部分的端部由平行于扩压器轴O-O的直线1_i和通过扩压器的鼻部17的前向点和扩压器开口部分内表面的点l_h行进的线的交点确定。启动的漩涡系统的影响的高效率被实现，同时保持被检查的涡轮机中适当的尺寸关系达到：

-考虑到机舱扼流器，叶片7在喉部R_t平面上的轴向投影与通过喉部R_t的气流流动有效区域面积之间的比值具有0.12的值，

-入口孔R_i的面积与流动通过喉部R_t的气流有效面积之比具有1.22的值，

-入口孔R_i的面积与出口孔R_o的面积的比值为0.7，

-扩压器1的长度L_d与喉部R_t直径的比值为0.7，

-扩压器1的长度L_d与出口孔R_o的直径的比值为0.53，并且

-扩压器1的长度L_d与入口孔R_i的直径的比值为0.64。钝角9°由测试扩压器1的尺寸而得到，因为被包含在航空学外形轮廓的弦和扩压器轴O-O之间。

此外，用于旋转环9的扩压器1中的圆周凹部10由在扩压器轴线O-O的方向上敞开的C形横截面的圆形支撑框架11形成，并且其上安装有复合涂层，前方的一个12和后方的一个13，复合涂层确定扩压器1的航空学外形，并且其上安装有风向轴承组6的下部模块14。在不具有旋转环9和具有旋转环9的涡轮机的实施例中，电流发生器可以是内置于机舱4中的发电机15，其转子由转子2的轮毂3驱动。另一方面，在具有旋转环9的实施例中，电流发生器16优选地内置在支撑框架11中，固定磁体安装在旋转环9的外周上并且感应线圈固定到支撑框架11。电流发生器16位于扩压器1中，发电机15位于机舱4中的涡轮机的实施例也是可能的。

由于大功率涡轮机的显著尺寸和由此产生的运输问题，扩压器1、其支撑框架11、航空学外形轮廓的涂层12，13，14、旋转环9和电流发生器16的元件被分成具有使其在标准集装箱中运输的最大尺寸的圆周部分。在工作位置，它们通过利用紧固件18相互连接而组装成涡轮机所需的工作形状。

在具有旋转环9的实施例中的原型涡轮机在空气动力学隧道中进行测试。具有5米/秒的风速，根据本发明的实施例所述的涡轮机示出机械功率P_Q相对于具有相同扩压器和转子的涡轮机Pb的功率的显著增加，后者没有下部间隙z2＝0并具有小的上部间隙z1＝6mm，构成喉部半径R_t＝1530mm的0.39％。图12中的图表显示了功率的增加。图13中的图表中示出上部间隙z1和下部间隙z2的尺寸与叶片端部的弦C1和C2的相应长度的比值对机械功率增加的影响的测试结果。两个表格确认了具有本发明特征的涡轮机功率的增加，该特征实现具有更稳定和减小的气流阻力的效应的涡流。

对于是本领域的专家的设计者来说，包含本发明的基本特征的涡轮机的解决方案显而易见的是，-尺寸指定的上部间隙z1和下部间隙z2产生了优选的涡流系统-利用叶片7的前角(advance angle)的改变的机构补偿涡轮机的设计，该机构被内置在机舱中。

附图标记列表

1 扩压器

2 转子

3 轮毂

4 机舱

5 肋条

6 轴承组

7 叶片

8 连接器

9 旋转环

10 凹部

11 支撑框架

12 外形轮廓的前涂层

13 外形轮廓的后涂层

14 具有轴承组的下方模块

15 发电机

16 电流发生器

17 航空学外形鼻部

18 紧固件

z1 上部间隙

z2 下部间隙

c1 叶片的上端的弦的长度

c2 叶片的下端的弦的长度

O-O 扩压器轴

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L_d>

L_h>

l_i>

l_h>j与扩压器外形轮廓内表面的交点

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