一种新型高鲁棒性的高升阻比风力机层流翼型

1.本发明涉及风力机气动外形设计中的翼型设计领域，具体为一种能够在表面光滑和粗糙环境下均具有优越气动特性的高鲁棒性高升阻比风力机层流翼型。


背景技术：

2.目前人类开发利用的清洁能源中，风力发电是对环境影响较小的一种方式。风能不但没有任何污染，属于可再生资源，而且蕴含量巨大。据中国气象科学研究院估算，我国风能资源总储量排名世界第三。如果能对风能进行充分高效的利用，将产生巨大的经济和环境保护效益。
3.叶片是构成风力机的核心部件之一，叶片的气动性能直接影响风力机发电效率及载荷特性等。而翼型则是风力机叶片的灵魂，其设计是叶片设计的基础和核心技术。通常，翼型在低速工况下表面边界层的流动常处于层流状态，翼型表面边界层抗逆压梯度能力较弱，容易过早的产生流动分离，从而对翼型性能产生严重影响。高性能风力机翼型的气动优化设计研究，对于提高叶片的风能捕获能力、降低叶片的重量和相应的系统载荷具有重要的意义。
4.与航空翼型相比，风力机翼型要求较大的相对厚度，要求全风速范围有较大的最大升力；对于失速控制，风力机要求限制最大升力，风力机翼型要求失速后升力的变化和缓，要求气动特性对粗糙度不敏感等。瑞典航空研究院(ffa)设计了ffa-w3-211、ffa-w3-241和ffa-w3-301三种翼型，相对厚度分别为21.1％，24.1％和30.1％。ffa系列翼型与naca系列翼型相比相对厚度更大，升力系数也较高。
5.众所周知，翼型设计时都是在光滑表面状态下进行计算和分析以及设计，但是由于风力机实际工作环境复杂，腐蚀、风化、灰尘颗粒和昆虫尸体附着、表面水汽凝结和结冰，都会使得风力机表面形成粗糙表面的状态，从而使得原本设计的气动特性大幅度降低。
6.国内关于风力机层流翼型设计并且考虑粗糙度影响的专利大部分都只是突出高升阻比和低粗糙度敏感性中的一种。而考虑两者兼顾的又主要集中于翼型最大升力系数工况，而没有针对较小迎角气动特性进行优化的翼型。且仅考虑边界层内流动从层流变为湍流带来的影响，没有考虑工程实际中出现的表面粗糙高度大于100μm情形。而在翼型边界层内流动全为湍流时，继续增大粗糙度会进一步消耗流动的动量，使得流动更容易分离，翼型升力降低、阻力增大。因此没有考虑大粗糙度影响的翼型难以保证在全寿命周期内的气动性能和鲁棒性。


技术实现要素：

7.要解决的技术问题
8.为解决现有风力机翼型的问题，本发明提出了一种适用于复杂作业环境下的考虑粗糙元影响的高鲁棒性高升阻比风力机层流翼型，以瑞典ffa-w3-211翼型为基准翼型进行优化和设计，最终获得光滑表面和粗糙表面均具有较高升阻比的新型层流翼型。
9.本发明的技术方案为：
10.所述一种新型高鲁棒性的高升阻比风力机层流翼型，所述翼型由前缘、后缘以及位于所述前缘和后缘之间的上弧线和下弧线构成；所述翼型的前缘半径r与翼型弦长c之比为r/c＝0.942％，最大厚度a与翼型弦长c之比为a/c＝20.25％，最大厚度位置位于x/c＝30.62％处，最大弯度b与翼型弦长c之比为b/c＝2.15％，最大弯度位置位于x/c＝70.8％处，后缘厚度w与翼型弦长c之比为w/c＝0.26％；x为沿着翼型弦线方向从所述前缘到所述后缘的距离，r/c，a/c，b/c，x/c和w/c的值分别能够具有
±
3％的最大误差。
11.进一步的，所述翼型上弧线的参数化公式如下：
12.y(x)＝a0 a1*cos(x*w) b1*sin(x*w) a2*cos(2*x*w) b2*sin(2*x*w) a3*cos(3*x*w) b3*sin(3*x*w) a4*cos(4*x*w) b4*sin(4*x*w) a5*cos(5*x*w) b5*sin(5*x*w) a6*cos(6*x*w) b6*sin(6*x*w) a7*cos(7*x*w) b7*sin(7*x*w) a8*cos(8*x*w) b8*sin(8*x*w)
13.其中参数值为：
14.w＝1.047；a0＝-5.358e 09；a1＝8.223e 09；b1＝4.889e 09；
15.a2＝-3.24e 09；b2＝-5.961e 09；a3＝-1.459e 08；b3＝3.779e 09；
16.a4＝8.836e 08；b4＝-1.363e 09；a5＝-4.66e 08；b5＝2.304e 08；
17.a6＝1.165e 08；b6＝9.048e 06；a7＝-1.348e 07；b7＝-9.508e 06；
18.a8＝4.49e 05；b8＝1.006e 06
19.且所有参数值分别能够具有
±
3％的最大误差。
20.进一步的，所述翼型下弧线的参数化公式如下：
21.y(x)＝a0 a1*cos(x*w) b1*sin(x*w) a2*cos(2*x*w) b2*sin(2*x*w) a3*cos(3*x*w) b3*sin(3*x*w) a4*cos(4*x*w) b4*sin(4*x*w) a5*cos(5*x*w) b5*sin(5*x*w) a6*cos(6*x*w) b6*sin(6*x*w) a7*cos(7*x*w) b7*sin(7*x*w) a8*cos(8*x*w) b8*sin(8*x*w)
22.其中参数值为：
23.w＝1.047；a0＝4.03e 09；a1＝-6.181e 09；b1＝-3.683e 09；
24.a2＝2.428e 09；b2＝4.488e 09；a3＝1.183e 08；b3＝-2.842e 09；
25.a4＝-6.688e 08；b4＝1.023e 09；a5＝3.515e 08；b5＝-1.715e 08；
26.a6＝-8.764e 07；b6＝-7.347e 06；a7＝1.009e 07；b7＝7.229e 06；
27.a8＝-3.316e 05；b8＝-7.6e 05
28.且所有参数值分别能够具有
±
3％的最大误差。
29.进一步的，所述翼型上弧线的几何坐标数值对x/c和yu/c为：
30.31.[0032][0033]
其中yu为上弧线坐标点与弦线的垂直距离，几何坐标数值对的最大误差为
±
3％。
[0034]
进一步的，所述翼型下弧线的几何坐标数值对x/c和y
l
/c为：
[0035]
[0036]
[0037]
[0038][0039]
其中y
l
为下弧线坐标点与弦线的垂直距离，几何坐标数值对的最大误差为
±
3％。
[0040]
有益效果
[0041]
本发明以ffa-w3-211翼型为初始翼型，以ma＝0.1，re＝1.8e6，aoa＝2
°
，tu＝0.15％为设计状态，以升阻比k＝c
l
/cd最大为设计目标，以c
l
≥0.99c
l0
，cm≤c
m0
，翼型厚度与翼型弦长之比处于20％～24％为约束条件进行优化设计，得到高鲁棒性高升阻比风力机层流翼型(opt2翼型)。
[0042]
相对于初始翼型，在翼型光滑没有粗糙度干扰时，优化翼型较初始翼型在光滑(粗糙高度为0)计算条件下升力值同样有大幅上升，阻力值只略微增长。优化翼型计算得到的升阻比为78.48大于初始翼型的75.15。粗糙条件下(取平均粗糙高度130μm)优化出来的翼型升力系数从0.5609提高到0.6075，升力特性显著提高。而阻力及力矩系数相比于初始翼型变化不大。升阻比由39.49增加到43.65。因此可以认为本发明在考虑前缘粗糙效应即在给定区域添加粗糙度的情况下优化得到的翼型，不仅在前缘带粗糙的设计状态下气动特性有所提高，在翼型表面光滑的条件下性能同样要好于初始翼型。
[0043]
在风力机叶片使用过程中，翼型表面更多的时间处于污染导致的粗糙状态，本发明针对粗糙翼型状态的设计同时兼顾了光滑状态的性能，在叶片全使用周期内具有更高气动性能和鲁棒性。
[0044]
最终的优化翼型与初始翼型相比厚度稍有减小，但满足给定的厚度约束，因此型阻变化不太大。翼型下表面厚度减小，但是弯度增加，反映到压力分布上就是上表面负压峰提高，升力增加。下表面压力分布与初始构型变化不大，上表面后半段基本与初始构型一致。
[0045]
本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。
附图说明
[0046]
本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：
[0047]
图1：本发明设计的opt2翼型与ffa-w3-211翼型几何外形对比图；
[0048]
图2：本发明设计的opt2翼型在设计点的压力分布曲线；
[0049]
图3：设计点状态发明设计的opt2翼型和ffa-w3-211翼型的流场分布(粗糙增长因子与有效间歇因子)；
[0050]
图4：本发明设计的opt2翼型在不同迎角下的升阻比特性。
具体实施方式
[0051]
下面详细描述本发明的实施例，所述实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
[0052]
本实施例提出一种适用于复杂作业环境下的考虑粗糙元影响的高鲁棒性高升阻比风力机层流翼型，无论在光滑表面还是粗糙表面均具有优异高升阻比。
[0053]
采用考虑粗糙元影响的高精度转捩预测模式对翼型在粗糙工况下的转捩特性和气动特性进行预测，以瑞典ffa-w3-211翼型为基准翼型进行风力机翼型的层流优化设计，最终获得光滑表面和粗糙表面均具有较高升阻比的新型层流翼型。指标要求为：
[0054]
1、工作状态：ma＝0.1，re＝1.8e6，aoa＝2
°
，tu＝0.15％
[0055]
2、设计目标：升阻比k＝c
l
/cd最大
[0056]
3、约束条件：c
l
≥0.99c
l0
，cm≤c
m0
，翼型厚度与翼型弦长之比处于20％～24％范围；其中，c
l0
及c
m0
是初始翼型在相应计算状态下得出的升力系数和俯仰力矩系数值。
[0057]
以国际公开的风力机翼型ffa-w3-211翼型为基础，设计状态兼顾光滑表面和粗糙表面，提供了一种能够在表面光滑和粗糙环境下均具有优越气动特性的高鲁棒性高升阻比风力机层流翼型opt2，与ffa-w3-211翼型(使用original进行标识)几何外形对比如图1所示。
[0058]
所述翼型的前缘半径r与翼型弦长c之比为r/c＝0.942％，最大厚度a与翼型弦长c之比为a/c＝20.25％，最大厚度位置位于x/c＝30.62％处，最大弯度b与翼型弦长c之比为b/c＝2.15％，最大弯度位置位于x/c＝70.8％处，后缘厚度w与翼型弦长c之比为w/c＝0.26％；x为沿着翼型弦线方向从所述前缘到所述后缘的距离，r/c，a/c，b/c，x/c和w/c的值分别能够具有
±
3％的最大误差。
[0059]
若采用参数化公式描述，则所述翼型上弧线的参数化公式如下：
[0060]
y(x)＝a0 a1*cos(x*w) b1*sin(x*w) a2*cos(2*x*w) b2*sin(2*x*w) a3*cos(3*x*w) b3*sin(3*x*w) a4*cos(4*x*w) b4*sin(4*x*w) a5*cos(5*x*w) b5*sin(5*x*w) a6*cos(6*x*w) b6*sin(6*x*w) a7*cos(7*x*w) b7*sin(7*x*w) a8*cos(8*x*w) b8*sin(8*x*w)
[0061]
其中参数值为：
[0062]
w＝1.047；a0＝-5.358e 09；a1＝8.223e 09；b1＝4.889e 09；
[0063]
a2＝-3.24e 09；b2＝-5.961e 09；a3＝-1.459e 08；b3＝3.779e 09；
[0064]
a4＝8.836e 08；b4＝-1.363e 09；a5＝-4.66e 08；b5＝2.304e 08；
[0065]
a6＝1.165e 08；b6＝9.048e 06；a7＝-1.348e 07；b7＝-9.508e 06；
[0066]
a8＝4.49e 05；b8＝1.006e 06
[0067]
且所有参数值分别能够具有
±
3％的最大误差。
[0068]
所述翼型下弧线的参数化公式如下：
[0069]
y(x)＝a0 a1*cos(x*w) b1*sin(x*w) a2*cos(2*x*w) b2*sin(2*x*w) a3*cos(3*x*w) b3*sin(3*x*w) a4*cos(4*x*w) b4*sin(4*x*w) a5*cos(5*x*w) b5*sin(5*x*w) a6*cos(6*x*w) b6*sin(6*x*w) a7*cos(7*x*w) b7*sin(7*x*w) a8*cos(8*x*w) b8*sin
(8*x*w)
[0070]
其中参数值为：
[0071]
w＝1.047；a0＝4.03e 09；a1＝-6.181e 09；b1＝-3.683e 09；
[0072]
a2＝2.428e 09；b2＝4.488e 09；a3＝1.183e 08；b3＝-2.842e 09；
[0073]
a4＝-6.688e 08；b4＝1.023e 09；a5＝3.515e 08；b5＝-1.715e 08；
[0074]
a6＝-8.764e 07；b6＝-7.347e 06；a7＝1.009e 07；b7＝7.229e 06；
[0075]
a8＝-3.316e 05；b8＝-7.6e 05
[0076]
且所有参数值分别能够具有
±
3％的最大误差。
[0077]
而采用几何数据参数表示，则所述翼型上弧线的几何坐标数值对x/c和yu/c为：
[0078]
[0079]
[0080][0081]
其中yu为上弧线坐标点与弦线的垂直距离，几何坐标数值对的最大误差为
±
3％。
[0082]
所述翼型下弧线的几何坐标数值对x/c和y
l
/c为：
[0083]
[0084]
[0085][0086]
其中y
l
为下弧线坐标点与弦线的垂直距离，几何坐标数值对的最大误差为
±
3％。
[0087]
本实施例设计的翼型在设计点对初始翼型的压力分布曲线对比如图2所示。最终的优化翼型与初始翼型相比厚度稍有减小，但满足给定的厚度约束，因此型阻变化不太大。翼型下表面厚度减小，但是弯度增加，反映到压力分布上就是上表面负压峰提高，升力增加。下表面压力分布与初始构型变化不大，上表面后半段基本与初始构型一致。
[0088]
设计翼型与ffa-w3-211翼型(使用original进行标识)在设计点的气动特性对比如下表所示。
[0089][0090]
相对于初始翼型，粗糙条件下(取平均粗糙高度130μm)优化出来的翼型升力系数从0.5609提高到0.6075，升力特性显著提高。而阻力及力矩系数相比于初始翼型变化不大。升阻比由39.49增加到43.65。
[0091]
设计翼型与ffa-w3-211翼型(使用original进行标识)在不同迎角下的升阻比特性对比如图4所示。结果表明本文中通过前缘加粗糙优化的设计方法能使翼型升力增加，阻力减小，升阻比提高。这样即使在实际运行环境中，在粗糙问题不可避免的情况下，翼型也能表现出较好的气动性能。
[0092]
在翼型光滑没有粗糙度干扰时，优化翼型较初始翼型在光滑(粗糙高度为0)计算条件下升力值同样有大幅上升，阻力值只略微增长。优化翼型计算得到的升阻比为78.48大于初始翼型的75.15。因此可以认为本发明在考虑前缘粗糙效应即在给定区域添加粗糙度的情况下优化得到的翼型，不仅在前缘带粗糙的设计状态下气动特性有所提高，在翼型表面光滑的条件下性能同样要好于初始翼型。
[0093]
尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。