專利名稱：小功率風力發(fā)電機的葉片翼型的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種風力發(fā)電機翼型，尤其涉及一種小功率風力發(fā)電機的葉片翼型，其針對較小發(fā)電功率的特殊要求而設計。

背景技術(shù)：
隨著小型風電機組的推廣運用范圍逐漸擴大，小型風電機組已從傳統(tǒng)的農(nóng)、牧、漁應用逐步轉(zhuǎn)向了工業(yè)生產(chǎn)和居民生活。然而傳統(tǒng)的小功率風力發(fā)電機翼型已越來越不適應現(xiàn)在追求高效、節(jié)能和低噪音的要求。
小功率風力發(fā)電機具有槳葉短小，工作雷諾系數(shù)低等特殊性，因此，空氣粘性對風力發(fā)電機槳葉的影響就上升到一個較為重要的因素。目前常用的翼型，如S809翼型、S822翼型、S823翼型、FFA-W1翼型、FFA-W2翼型、FFA-W3翼型、NACA4409翼型、NACA4412翼型、NACA4415翼型、NACA4418翼型、NACA63-018翼型、NACA63-210翼型、NACA63-212翼型、NACA63-215翼型、NACA63-412翼型、NACA63A010翼型、NACA63A018翼型、NACA63A612翼型、NACA64-012A翼型、NACA64-008A翼型、GOE361翼型、GOE402翼型、AH-6-40-7翼型等，在小功率發(fā)電機低雷諾系數(shù)、大攻角的特殊工況下，氣流很快地在葉片表面出現(xiàn)分離。此時，葉片升力系數(shù)將大幅下降，阻力系數(shù)急劇增大，風力發(fā)電機效率將大大降低，很難達到小功率發(fā)電機的設計要求，即使用傳統(tǒng)的翼型很難在這種惡劣的條件下正常工作。


發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明針對現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種小功率風力發(fā)電機的葉片翼型，能夠適用于小功率發(fā)電機工作雷諾系數(shù)小、空氣方向流動性不確定的特殊工況，即使在很大的攻角下，也能保證本發(fā)明具有較大的升力系數(shù)和較小的阻力系數(shù)，滿足小功率發(fā)電機的設計要求，本，能夠保證小功率發(fā)電機的正常工作。
為實現(xiàn)以上的技術(shù)目的，本發(fā)明將采用以下的技術(shù)方案 一種小功率風力發(fā)電機的葉片翼型，翼型的最大厚度d與翼型的弦長c之比為d/c＝9.83％，最大厚度位置為xd/c＝23.4％，該翼型的最大彎度f與翼型的弦長c之比為f/c＝9.91％，最大彎度位置為xf/c＝43.6％的弦長處；其中xd為翼型的最大厚度處翼型的橫坐標值，xf為翼型的最大彎度處翼型的橫坐標值，坐標軸原點為翼型前緣點，橫坐標x軸與弦長c重合，方向從翼型前緣指向翼型后緣。
本發(fā)明所述小功率風力發(fā)電機的葉片翼型，與現(xiàn)有技術(shù)中的常規(guī)翼型相比，增加了翼型的彎度，減小了翼型的厚度，在攻角范圍為0°～20°，雷諾數(shù)為10000至800000時，具有更好的升力特性和更高的升阻比。同時，與普通翼型設計相比，考慮到小功率風力發(fā)電機翼型的特殊工況性能，在設計該翼型時，將最大厚度位置在x軸上后移，防止了氣流在葉片翼型上表面過早地出現(xiàn)氣流分離而導致升力損失。通過不斷調(diào)整最大彎度和最大厚度位置，將壓力最小值的位置盡可能推向翼型的后部，使得翼型前段邊界層穩(wěn)定，分離點推遲，有利于翼型前段背弧面做功，從而使翼型的性能從總體上可以得到改善。
根據(jù)以上的技術(shù)方案，可以實現(xiàn)以下的有益效果 1、本發(fā)明所述葉片翼型的最大厚d度與翼型的弦長c之比為d/c＝9.83％，最大彎度f與翼型的弦長c之比為f/c＝9.91％，則在攻角范圍為0°～20°，雷諾系數(shù)為10000至800000時，該葉片翼型具有更好的升力特性和更高的升阻比； 2、本發(fā)明所述葉片翼型的最大厚度位置為xd/c＝23.4％，最大彎度位置為xf/c＝43.6％，與現(xiàn)有技術(shù)中常規(guī)翼型相比，最大厚度位置xd和最大彎度位置xf后移，從而使本發(fā)明所述葉片翼型的性能從總體上可以得到改善。



圖1為本發(fā)明用于小功率風力發(fā)電機的翼型形狀示意圖； 圖2是雷諾系數(shù)為100000、350000以及600000時，本發(fā)明所述葉片翼型與NACA4412翼型在攻角0～20°范圍內(nèi)的升力系數(shù)變化對比曲線； 圖3是雷諾系數(shù)為100000、350000以及600000時，本發(fā)明所述葉片翼型與NACA4412翼型在攻角0～20°范圍內(nèi)的阻力系數(shù)變化對比曲線； 圖4是雷諾系數(shù)為100000、350000以及600000時，本發(fā)明所述葉片翼型與NACA4412翼型在攻角0～20°范圍內(nèi)的升阻比變化對比曲線； 圖5是雷諾系數(shù)Re＝350000，攻角18°時，本發(fā)明所述葉片翼型與NACA4412翼型的上表面壓力分布對比圖； 圖中，1為翼型上表面，2為翼型中弧線，3為翼型下表面，c為翼型的弦長，d為翼型的最大厚度，xd為翼型最大厚度處對應的翼型橫坐標值，f為翼型的最大彎度，xf為翼型最大彎度處對應的翼型橫坐標值。

具體實施例方式 附圖非限制性地公開了本發(fā)明的一種實施方式，以下將結(jié)合附圖詳細地說明本發(fā)明的技術(shù)方案。
如圖1所示，本發(fā)明所述的小功率風力發(fā)電機的葉片翼型，通過生物翼型仿真技術(shù)以及fluent軟件數(shù)值模擬進行設計，所述翼型的最大厚度d與翼型的弦長c之比為d/c＝9.83％，最大厚度位置為xd/c＝23.4％，該翼型的最大彎度f與翼型的弦長c之比為f/c＝9.91％，最大彎度位置為xf/c＝43.6％的弦長處；其中xd為翼型的最大厚度處翼型的橫坐標值，xf為翼型的最大彎度處翼型的橫坐標值，坐標軸原點為翼型前緣點，橫坐標x軸與弦長c重合，方向從翼型前緣指向翼型后緣。圖1中所述的葉片翼型，當弦長c假定為1時，其翼型上表面1和翼型下表面2的橫坐標(X坐標)和縱坐標(Y坐標)分別滿足下表

該翼型較常規(guī)翼型增加了翼型彎度，減小了翼型的厚度，在攻角范圍為0°～20°，雷諾系數(shù)為10000至800000時具有更好的升力特性和更高的升阻比。
與普通翼型設計相比，考慮到翼型的特殊工況性能，在設計該翼型時，有意將最大厚度的位置后移。防止了氣流在上表面過早地出現(xiàn)氣流分離而導致的升力損失。通過不斷調(diào)整最大彎度和最大厚度位置，將壓力最小值的位置盡可能推向翼型的后部，使得翼型前段邊界層穩(wěn)定，分離點推遲，有利于翼型前段背弧面做功，從而使翼型的性能從總體上可以得到改善。
當雷諾系數(shù)Re為100000、350000和600000時，該翼型的升力系數(shù)、阻力系數(shù)以及升阻比系數(shù)的變化對比曲線如圖2～圖4所示。
(1)圖2中共有的三條變化曲線，分別為Re＝100000、350000或600000時相對應的升力系數(shù)在攻角0～20°范圍內(nèi)的變化曲線。對于本發(fā)明所述的葉片翼型，當Re＝100000時，升力系數(shù)在攻角＝10°時達到最大值1.71；當Re＝350000時，升力系數(shù)在攻角＝14°時達到最大值1.94，當Re＝600000時，升力系數(shù)在攻角＝12°時達到最大值1.96； (2)圖3中共有的六條變化曲線，分別為Re＝100000、350000或600000時，本發(fā)明所述葉片翼型與NACA4412翼型相對應的阻力系數(shù)在攻角0～20°范圍內(nèi)的變化曲線； (3)圖4中共有的六條變化曲線，分別為Re＝100000、350000或600000時，本發(fā)明所述葉片翼型與NACA4412翼型相對應的升阻比系數(shù)在攻角0～20°范圍內(nèi)的變化曲線；對于本發(fā)明所述的葉片翼型，當Re＝100000時，升阻比系數(shù)在攻角＝4°時達到最大值38.58；當Re＝350000時，升阻比系數(shù)在攻角＝4°時達到最大值52.45；當Re＝600000時，升阻比系數(shù)在攻角＝4°時達到最大值56.53。
圖5是雷諾系數(shù)Re＝350000，攻角18°時，本發(fā)明所述葉片翼型與NACA4412翼型的上表面壓力分布對比圖，通過分析可知，NACA4412翼型的分離點較本發(fā)明所述葉片翼型靠前15％的弦長。
通過圖2、圖3、圖4以及圖5中，本發(fā)明所述葉片翼型與NACA4412翼型的升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比系數(shù)以及上表面壓力分布變化曲線的相對比可知 (1)本發(fā)明所述葉片翼型較NACA4412翼型具有更高的升力系數(shù)，升阻性能優(yōu)于NACA4412。在14°攻角下，雷諾數(shù)分別為100000、350000和600000時，仿海鷗翼型升力系數(shù)較NACA4412翼型分別增加了24.97％、46.02％和48.54％。
(2)在較高雷諾數(shù)下，本發(fā)明所述葉片翼型的臨界迎角比NACA4412大，正常工作范圍較NACA增加了16.7％。
(3)在本發(fā)明所述葉片翼型的有利攻角4°下，雷諾數(shù)分別為100000、350000和600000時，本發(fā)明所述葉片翼型升阻比較NACA4412翼型分別增加了40.44％、43.14％和39.40％。
(4)本發(fā)明所述葉片翼型和NACA4412在相同外界條件下，NACA4412翼型的分離點較仿海鷗翼型靠前15％的弦長。
綜上所述，本發(fā)明所述葉片翼型較NACA4412翼型增加了翼型彎度，減小了翼型的厚度，在攻角范圍為0°～20°，雷諾系數(shù)為100000至600000時具有更好的升力特性和更高的升阻比，即本發(fā)明所述葉片翼型性能優(yōu)于NACA4412翼型，更適用于小功率風力發(fā)電機。
權(quán)利要求
1.一種小功率風力發(fā)電機的葉片翼型，其特征在于，翼型的最大厚度d與翼型的弦長c之比為d/c＝9.83％，最大厚度位置為xd/c＝23.4％，該翼型的最大彎度f與翼型的弦長c之比為f/c＝9.91％，最大彎度位置為xf/c＝43.6％的弦長處；其中xd為翼型的最大厚度處翼型的橫坐標值，xf為翼型的最大彎度處翼型的橫坐標值，坐標軸原點為翼型前緣點，橫坐標x軸與弦長c重合，方向從翼型前緣指向翼型后緣。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的小功率風力發(fā)電機的葉片翼型，其特征在于，所述翼型弦長為單位1，則葉片翼型的翼型上表面和翼型下表面所對應的坐標值滿足下表
全文摘要
本發(fā)明公開了一種小功率風力發(fā)電機的葉片翼型，通過采用生物翼型仿真技術(shù)以及fluent軟件數(shù)值模擬進行設計，該葉片翼型的最大厚度d與翼型的弦長c之比為d/c＝9.83％，最大厚度位置為xd/c＝23.4％，該翼型的最大彎度f與翼型的弦長c之比為f/c＝9.91％，最大彎度位置為xf/c＝43.6％的弦長處；其中xd為翼型的最大厚度處翼型的橫坐標值，xf為翼型的最大彎度處翼型的橫坐標值，坐標軸原點為翼型前緣點，橫坐標x軸與弦長c重合，方向從翼型前緣指向翼型后緣，因此，與現(xiàn)有技術(shù)中常規(guī)翼型相比，本發(fā)明最大厚度位置xd和最大彎度位置xf后移，具有更好的升力特性和更高的升阻比，即本發(fā)明所述葉片翼型的性能從總體上得到改善。
文檔編號F03D11/00GK101813070SQ201010146469
公開日2010年8月25日 申請日期2010年4月13日 優(yōu)先權(quán)日2010年4月13日
發(fā)明者顧瑞, 徐驚雷, 張堃元 申請人:南京航空航天大學