專利名稱：基于翼型集成和混合尾緣改型的風(fēng)力機(jī)葉尖翼型設(shè)計(jì)方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種基于翼型集成和混合尾緣改型的風(fēng)力機(jī)葉尖翼型設(shè)計(jì)方法。
背景技術(shù)：
風(fēng)能作為一種可再生的清潔能源，越來越受到世界各國的重視。其蘊(yùn)含量巨大，全球的風(fēng)能約為2. 74X 109MW，其中可利用的風(fēng)能為2X107MW，比地球上可開發(fā)利用的水能總量還要大10倍。據(jù)預(yù)測，到2020年底，風(fēng)電在全球的裝機(jī)容量幾乎可以達(dá)到12億kW(120 萬MW)。這代表年發(fā)電量共有3萬億kW · h(3000Tff · h)，相當(dāng)于世界電力需求的12%。風(fēng)力機(jī)依靠風(fēng)輪葉片捕捉風(fēng)能，葉片翼型設(shè)計(jì)理論是決定風(fēng)力機(jī)功率特性和載荷特性的根本因素，一直是各國學(xué)者研究的熱點(diǎn)所在。風(fēng)力機(jī)依靠風(fēng)輪葉輪汲取風(fēng)能，葉輪的葉片翼型的氣動(dòng)性能直接影響著風(fēng)力機(jī)風(fēng)能利用的效率。由于三維效應(yīng)的影響，風(fēng)力機(jī)葉片的葉尖區(qū)域往往產(chǎn)生復(fù)雜的流動(dòng)現(xiàn)象，特別是葉尖渦的產(chǎn)生會(huì)使速度虧損值增加，風(fēng)輪功率下降。在不增大風(fēng)力機(jī)葉輪直徑的情況下，對于風(fēng)力機(jī)葉尖翼型性能的研究對提高風(fēng)力機(jī)的發(fā)電功率有著非常重要的影響。美國國家可再生能源實(shí)驗(yàn)室(NationalRenewable Energy Laboratory，NREL)的研究表明風(fēng)力機(jī)的葉尖應(yīng)當(dāng)使用具有較大的最大升力系數(shù)，較大的最大升阻比，失速性能平穩(wěn)，而且前緣部分粗糙度增加后依然能夠保持良好氣動(dòng)性能的翼型。然而，對于大型風(fēng)力機(jī)葉尖翼型來說，其厚度為整個(gè)風(fēng)力機(jī)葉片中最薄的，約為15%弦長。如此厚度的翼型往往難以達(dá)到較高的升力系數(shù)，而且其失速性能也較差，而即使失速性能平緩，翼型的最大升力系數(shù)也會(huì)相應(yīng)變小。而即使兩者都能夠達(dá)到設(shè)計(jì)要求，翼型的氣動(dòng)性能仍有可能受到較大阻力系數(shù)或前緣粗糙度的影響。所以，這樣的綜合氣動(dòng)性能要求在葉尖翼型上往往是難以達(dá)到的。要克服設(shè)計(jì)葉尖翼型時(shí)所存在的特有的困難，需要采用比設(shè)計(jì)普通翼型更為先進(jìn)的設(shè)計(jì)方法。而表征翼型型線本質(zhì)特征的根本因素——翼型的參數(shù)化表達(dá)方法又是葉片翼型優(yōu)化設(shè)計(jì)理論中最基礎(chǔ)的部分，對設(shè)計(jì)過程將產(chǎn)生深遠(yuǎn)的影響。重慶大學(xué)陳進(jìn)等提出的一種基于廣義泛函和儒科夫斯基保角變換的翼型參數(shù)化表達(dá)方法(以下簡稱為泛函變換方法)，突破了原有翼型其數(shù)學(xué)模型固有特性的限制，可表征翼型型線本質(zhì)特征的根本因素，具有良好的集成性與通用性。然而泛函變換方法也存在無法有力的對翼型的尾緣形狀進(jìn)行控制的缺點(diǎn)，而翼型的尾緣部分往往存在復(fù)雜的流動(dòng)現(xiàn)象，其形狀對翼型的氣動(dòng)性能有著不可忽略的影響。

發(fā)明內(nèi)容
有鑒于此，本發(fā)明的目的之一是提供一種風(fēng)力機(jī)葉尖上翼面平滑改型方法；目的之二是提出一種風(fēng)力機(jī)葉尖尾緣翼面混合式改型方法；目的之三是提出了一種基于翼型集成和混合尾緣改型的風(fēng)力機(jī)葉尖翼型設(shè)計(jì)方法，能夠全面有效的控制翼型形狀，擴(kuò)大了現(xiàn)有方法的解空間，設(shè)計(jì)出的翼型具有更好的低翼型表面粗糙度敏感性、升力系數(shù)和最大升阻比、在較大攻角范圍內(nèi)具有高升阻比以及良好的結(jié)構(gòu)特性，與其他風(fēng)力機(jī)翼型相比，其相容性和聲學(xué)性能得到顯著改善；本發(fā)明的目的之四是提出了一種風(fēng)力機(jī)專用翼型。
權(quán)利要求
1.風(fēng)力機(jī)葉尖上翼面平滑改型方法，其特征在于包括以下步驟1)通過以下公式建立改型模型A^2 ^,[sin 1^f2X-K\-κ式中，Ay2為尾緣處翼面y坐標(biāo)的減小量，ξ 2為翼面χ方向的坐標(biāo)變量；μ 2表示改型的幅度；λ為控制形狀的參數(shù)；κ為改型的起始點(diǎn)，方向的坐標(biāo)變量；X通過以下公式計(jì)算得到，義= ^lV(1U4)(U) 2)根據(jù)步驟1)所述的改型模型，根據(jù)ξ2的取值，選取合適的μ2、λ和Κ，得到一系列的Ay2值，根據(jù)Ay2的取值，得到上翼面一系列的弦向X，y坐標(biāo)值，將各坐標(biāo)點(diǎn)依次連接并表示在二維直角坐標(biāo)系上，即可得到風(fēng)力機(jī)葉尖上翼面翼型二維形狀。
2.風(fēng)力機(jī)葉尖尾緣翼面混合式改型方法，其特征在于包括如權(quán)利要求1所述的上翼面平滑改型方法，還包括下翼面彎度改型方法，所述下翼面彎度改型方法采用Sobieczky 方法，包括以下步驟1)通過以下公式建立改型模型Ay1 = Z'tan(Aa) [1 - A《-(I-A《)M ]μνη式中，Ay1為尾緣處翼面y坐標(biāo)的減小量，Δ α為控制尾緣處彎度的變量；L表示翼面從尾緣點(diǎn)算起經(jīng)修改的長度；ξ ！為翼面X方向的坐標(biāo)變量；μ工和η都是控制翼面形狀的參數(shù)，1. 1 彡 U1^ 1.8,1 ^n ^ 10；2)根據(jù)步驟1)所述的改型模型，根據(jù)ξ！的取值，選取合適的Δ α、μ ρ η和L，得到一系列的Ay1值，根據(jù)Ay1的取值，得到下翼面一系列的弦向X，y坐標(biāo)值，將各坐標(biāo)點(diǎn)依次連接并表示在二維直角坐標(biāo)系上，即可得到風(fēng)力機(jī)葉尖下翼面翼型二維形狀。
3.基于翼型集成和混合尾緣改型的風(fēng)力機(jī)葉尖翼型設(shè)計(jì)方法，其特征在于包括以下步驟1)對復(fù)平面上的一偏心圓4進(jìn)行儒可夫斯基保角變換，得到保角變換函數(shù)如下 = Jr(^c) = Zja21 Zc . 其中a為幾何尺度因子，為1/4翼型弦長；2)將&設(shè)計(jì)為擬圓，對&進(jìn)行擬圓表達(dá)，得到擬圓表達(dá)函數(shù)如下zc = aX P ( θ ) Xexp(i θ )；其中θ為復(fù)角，P ( θ )為θ的可變函數(shù)，exp(i θ )為復(fù)平面的指數(shù)表示；將擬圓表達(dá)函數(shù)代入步驟1)中的保角變換函數(shù)，可得如下方程
4.如權(quán)利要求3所述的基于翼型集成和混合尾緣改型的風(fēng)力機(jī)葉尖翼型設(shè)計(jì)方法，其特征在于所述步驟5)中的優(yōu)化設(shè)計(jì)還包括基于風(fēng)力機(jī)專用翼型設(shè)計(jì)工況條件，即設(shè)計(jì)攻角Qd和相應(yīng)翼型所處葉片展向位置實(shí)際運(yùn)行條件下的雷諾數(shù)Re與馬赫數(shù)Ma，翼型攻角處于0彡α彡20范圍內(nèi)，產(chǎn)生失速時(shí)的升力系數(shù)Clf、Clt，最大升阻比Cl/Cdf、Cl/Cdt為目標(biāo)函數(shù)，翼型的失速特性通過失速點(diǎn)附近的升力系數(shù)與失速點(diǎn)升力系數(shù)的平方均差Δ來表示
5.根據(jù)權(quán)利要求3所述的基于翼型集成和混合尾緣改型的風(fēng)力機(jī)葉尖翼型設(shè)計(jì)方法，其特征在于所述步驟幻中的優(yōu)化設(shè)計(jì)還包括采用改進(jìn)的非支配排序多目標(biāo)遺傳算法-NSGAII對風(fēng)力機(jī)專用翼型型線進(jìn)行形狀優(yōu)化。
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的基于翼型集成和混合尾緣改型的風(fēng)力機(jī)葉尖翼型設(shè)計(jì)方法， 其特征在于NSGA II算法的參數(shù)設(shè)定為初始種群數(shù)目P = 50，最大進(jìn)化代數(shù)Gmax = 60，遺傳操作中使用多點(diǎn)交叉，交叉概率P。 =90%，變異概率Pm = 1%，這樣的設(shè)定將產(chǎn)生與父代較為不同的子代個(gè)體，以期保證種群的多樣性。
7.根據(jù)權(quán)利要求5所述的基于翼型集成和混合尾緣改型的風(fēng)力機(jī)葉尖翼型設(shè)計(jì)方法 所述步驟5)中的優(yōu)化設(shè)計(jì)中，對設(shè)計(jì)變量X的取值范圍進(jìn)行約束X .彡X彡X ·八mm \八\八max，Xfflin> Xfflax分別表示設(shè)計(jì)變量的上限和下限值，取值為 "-1,-1,-1,-0.1-0.01-0.001" _+1,+1,+1,+0.1,+0.01,+0.00lj;其最大相對厚度應(yīng)控制為 t/c = 0. 15t為翼型的實(shí)際厚度，C為翼型的實(shí)際弦長。
8.風(fēng)力機(jī)專用翼型，其特征在于所述風(fēng)力機(jī)專用翼型是選取翼型厚度為15%的厚度約束，通過采用權(quán)利要求3至6任一所述的風(fēng)力機(jī)專用翼型設(shè)計(jì)方法進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)得到， 翼型最大厚度位置在弦向χ/c = 0. 17處，最大彎度為cam/c = 0. 0356，所處位置為x/c = 0. 66。^minγ max
全文摘要
本發(fā)明公開了一種基于翼型集成和混合式尾緣改型的風(fēng)力機(jī)葉尖翼型設(shè)計(jì)方法，用于對通過泛函變換方法所生成的風(fēng)力機(jī)專用翼型進(jìn)行尾緣改型，從而全面有效的控制翼型形狀，在此基礎(chǔ)上，建立了基于改進(jìn)的NSGAII遺傳算法，面向大型風(fēng)力機(jī)葉尖翼型各項(xiàng)性能指標(biāo)的多目標(biāo)設(shè)計(jì)模型，設(shè)計(jì)出了相對厚度為15％的CQUTIP-0015大型風(fēng)力機(jī)葉尖專用翼型，該翼型的形狀符合混合式尾緣改型方法的特點(diǎn)，并具有較大的最大升力系數(shù)，最大升阻比，失速性能平穩(wěn)，粗糙度敏感性低等特點(diǎn)，綜合氣動(dòng)性能出色，完全符合葉尖翼型的要求，通過與NACA-0015和NACA-63-215兩種翼型的氣動(dòng)性能比較，很好的驗(yàn)證了該優(yōu)化結(jié)果的優(yōu)越性和該設(shè)計(jì)方法的可行性。
文檔編號F03D11/00GK102235325SQ201110184258
公開日2011年11月9日 申請日期2011年7月1日 優(yōu)先權(quán)日2011年7月1日
發(fā)明者龐曉平, 汪泉, 陸群峰, 陳進(jìn) 申請人:重慶大學(xué)