[发明专利]基于尖尾缘翼型设计的后加载钝尾缘翼型

说明书

技术领域

本发明涉及一种风力机叶片专用的后加载钝尾缘翼型， 尤其是一种基于尖尾缘翼型而设计出的钝尾缘翼型，属于翼型设计和应用领域。

背景技术

翼型是现代风力机设计的基础所在。采用具有良好气动性能的翼型，能极大地提高风力机的输出功率、提高整机可靠性、降低制造和维护成本。目前，国内外用于风力机叶片的翼型，主要还是基于传统航空翼型的设计思路或对传统航空翼型进行改进而来的。但风力机翼型和传统航空翼型有着明显差别，最主要是风力机翼型的钝尾缘，有别于航空翼型的尖尾缘。

围绕风力机钝尾缘翼型问题，国内外学者进行了一列研究工作，主要进展有格尼（Gurney）襟翼、Wortmann的直接截取法、K.J. STANDISH等的对称加厚方法和夏商周等的下弧面光顺的尾缘改进方法。格尼（Gurney）襟翼，在特定的条件下，能有效地改变了翼型吸力面和压力面上的压力分布，提高了翼型的升力系数。但在大多数情况下，格尼襟翼虽然增加了升力，但会使阻力上升更快，升阻比下降。同时，在与翼型的连接及结构强度上也会带来问题。Wortmann的直接截取法和K.J. STANDISH等的对称加厚方法，虽然能使翼型的前缘抗污染和弯扭性能有所改善，但对翼型的原始外形改变太大，使翼型吸力面的顺压梯度区更加平缓，造成了性能的不确定性。夏商周等的下弧面光顺的尾缘改进方法、美国专利提出的“Divergent trailing-edge airfoil”（美国专利：US4858852）和国内专利“钝尾缘翼型”（专利申请号：200610046477.9）都通过事先经验给定钝尾缘厚度和压力面增厚起始点位置的取值范围，采用样条曲线加以光顺连接形成钝尾缘翼型，这种方法在特定条件下取得了良好的效果。

上述钝尾缘翼型改进过程都是基于一个假设，就是事先要给定压力面增厚起始点位置和尾缘厚度，这恰恰是钝尾缘翼型改进的难点所在。首先，翼型压力面增厚起始点位置和钝尾缘厚度随翼型厚度和种类不同而变化，特别是翼型压力面增厚起始点位置，由于其变化范围包括了大部分弦长位置，给出取值范围并没有实际的可操作性；其次，压力面增厚起始点位置和钝尾缘厚度基于经验给出，无法有效控制压力面的弯度分布，而弯度对翼型的性能有着至关重要的影响，其改变的不确定会极大的降低原翼型的优秀气动性能；再次，对同一叶片的多个截面翼型，如果压力面增厚起始点位置和钝尾缘厚度选取不协调，还会破坏新翼型的流线外形，给叶片的放样过程造成困难。

因此，需要提出新的翼型尾缘增厚思路，其既要建立与原翼型参数的可靠对应关系；同时还要尽量维持原翼型弯度特性和弯度的可控制性，以保证新翼型的性能可靠。

发明内容

本发明针对现有技术的不足，提供一种基于尖尾缘翼型设计的后加载钝尾缘翼型，其在保持尖尾缘翼型的前缘、吸力面、最大厚度和前部翼型的压力面形状不变的条件下，将钝尾缘厚度与尖尾缘翼型的最大厚度建立对应关系；进一步将最大厚度以后的弯度曲线作为变量，采用尾缘集中加载曲线梁小挠度理论模型来控制弯度曲线的变形率，再结合曲线的连续光顺和钝尾缘厚度等初始条件，通过数学方法解得新翼型的弯度分布函数，进而得到新的钝尾缘翼型几何外形。本发明所述的钝尾缘翼型尽可能多的保留了原翼型的外形特征，同时还适当改善了翼型的后加载特性，其基于理论分析和数学方法，具有性能可靠、通用性强和易于实现等特点。

为实现以上的技术目的，本发明将采取以下的技术方案：

一种基于尖尾缘翼型设计的后加载钝尾缘翼型，包括前缘、吸力面、压力面和钝尾缘，所述钝尾缘翼型通过翼型最大厚度线分界成前部翼型和后部翼型，所述钝尾缘翼型的前缘、吸力面以及前部翼型的压力面与尖尾缘翼型的相应部分形状一致，所述钝尾缘通过尖尾缘翼型的尾缘点垂直向下延伸一定的偏移量形成，钝尾缘厚度                                                在翼型最大厚度的2.5%-3.5%之间选取。

所述后部翼型的弯度分布函数为：

其中：

式中：坐标系是以尖尾缘翼型的弦线为X坐标、最大厚度线为Y坐标建立的；是尖尾缘翼型的后部翼型弯度曲线的4阶方程，为表达式系数；为尖尾缘翼型的后部翼型弯度分布离散点所对应的水平无量纲坐标；为尖尾缘翼型的后部翼型弯度曲线的4阶增量方程；为翼型最大厚度位置与翼型钝尾缘之间的无量纲水平间距，为泰勒级数展开的前三个导数项；为钝尾缘厚度。

根据以上的技术方案，可以实现以下的有益效果：