[发明专利]增强的翼型体

说明书

技术领域

本发明涉及增强的翼型体，且具体地涉及在其内部具有增强构件的翼型体，所述增强构件横向于所述翼型体的纵向方向延伸且在张力下工作以避免翼型体的翼型外表面在运行期间变形。

所述翼型体可以是但不限于风轮机叶片、飞机机翼、直升机叶片等。

背景技术

常规的风轮机叶片包括通常分为多个外壳的翼型蒙皮和诸如板梁或翼梁的桁梁。桁梁能够是单个梁，但通常使用两个桁梁。翼型蒙皮的在蒙皮的相反两侧处在两个桁梁之间延伸的部分被表示为盖帽或盖帽部分。两个桁梁与通常具有增加的厚度的盖帽部分一起形成所谓的箱形轮廓。

一些类型的风轮机叶片被设计具有箱形轮廓形式的加强杆（spar），该加强杆被单独制造且在组装时被结合在形成翼型蒙皮的预制外壳之间。

翼型蒙皮通常由纤维增强塑料、玻璃纤维和/或其他材料的层压件制成。通常，翼型蒙皮由两个外壳制成，两个外壳被组装以形成蒙皮。

在风轮机叶片的运行期间，风轮机叶片以相对于摆振方向(flapwise)的一定角度承受载荷。通常将叶片上的这一载荷分解为载荷在挥舞方向(edgewise)上的分量和在摆振方向上的分量。摆振方向是与穿过叶片的横截面的横轴基本垂直的方向。因此，摆振方向也可以理解为气动升力作用在叶片上的方向或相反/反向方向。挥舞方向的载荷发生在与摆振方向垂直的方向上。叶片进一步受到扭转载荷，扭转载荷主要是气动载荷和惯性载荷。这些载荷能够使叶片在叶片的扭转固有频率下经受谐振运动或颤振；参见图1，标示了载荷和方向。

在运行期间，翼型体，例如为风轮机叶片形式的翼型体，主要在摆振方向上受到载荷作用。力导致翼型体沿其纵向延伸部的弯曲。在风轮机叶片的情况下，翼型体通常朝风轮机的塔架弯曲。所述弯曲导致箱形轮廓的如图2和4所示的椭圆化或扁平化，并且还能够引起翼型体的屈曲失效。

在翼型体沿着其纵向延伸部弯曲时，盖帽中的一个在翼型体的纵向方向上被压缩。当压缩超出一定极限时，盖帽被迫使偏离其原始形状，并且形成屈曲图案，其中该极限取决于相关的盖帽的厚度、曲率、材料和材料取向。如果摆振方向上的载荷且因此压缩进一步增大，翼型体会突然溃缩。

在常规的风轮机叶片中，通常增加盖帽的厚度以增大盖帽的主要抵抗叶片的沿叶片的纵向延伸部的弯曲的强度。

叶片的失效由若干个分别的因素确定。然而，一个非常重要的因素是盖帽的抗屈曲性。如果发生屈曲或正在发生时，翼型体的横截面的曲率可以例如如图3和4所示地变换。

此外，在常规的风轮机叶片中，由沿着叶片的纵向延伸部的弯曲导致的破碎压力而导致的椭圆化在翼型蒙皮的通常为层压材料的材料中引起多轴应力状态。这会导致材料的层间裂纹、基质裂化、脱层(de-lamination)、表层脱胶等的形成，且因此这一结构在每次叶片受力时越来越弱化。层间裂纹也使盖帽的抗屈曲性降低，并且可因此导致叶片的屈曲失效的风险增大。

发明内容

本发明的目的之一在于提供一种翼型体，该翼型体在不增加自身重量的情况下，具有增加的抵抗翼型的变形的强度。

因此，翼型体设有前缘和后缘，该前缘和后缘沿着翼型体的纵向延伸部延伸且限定翼型体的剖面弦线（profile chord）。剖面弦线是包含翼型体的前缘和后缘且在前缘和后缘之间沿着翼型体的纵向延伸部延伸的假想表面。在横截面中，剖面弦线是连接翼型体的前缘和后缘的直线。

翼型体包括翼型蒙皮，翼型蒙皮形成翼型体的外表面且限定翼型体的内部容积。隔离构件在翼型体内连接至蒙皮且从蒙皮延伸进入翼型体的内部容积中。另外，至少一个增强构件安装在翼型体的内部，且所述至少一个增强构件中的每一个横向于翼型体的纵向方向或纵向延伸部延伸并且在张力下工作以增强蒙皮抵抗向内挠曲的能力。所述至少一个增强构件中的每一个在翼型体的内部容积内在剖面弦线的与隔离构件连接至蒙皮的连接部相同的一侧处连接至蒙皮。另外，所述至少一个增强构件中的每一个在与蒙皮相距一定距离处连接至间隔构件。

隔离构件必须能够维持在蒙皮的内表面和所述至少一个增强构件连接至隔离构件的连接部之间的距离且不必承载任何其他载荷。

隔离构件能够由任何合适材料制成且便利地，隔离构件由与蒙皮的连接至隔离元件的部分例如盖帽相同的材料制成，诸如增强塑料，诸如玻璃纤维。

隔离构件可以沿着翼型体的大致整个延伸部延伸。

隔离构件可以连接至单个增强构件；或隔离构件可以连接至多个增强构件。

多个隔离构件可以设置在翼型体中。

多个隔离构件可以在其之间设有相互的横向距离。