[实用新型]一种通过驻涡控制失速的风力机叶片

说明书

技术领域

本发明涉及风机叶片翼型领域，具体是一种风机叶片。

背景技术

随着世界性的能源危机不断显现，风能的利用已经越来越受到世界各国的重视。据有关文献资料统计，地球上风能资源非常丰富，全球的风能储量约为2.74×10⁹MW，其中可经济开发利用的风能仍然能够达到2×10⁷MW，比可开发利用的水电总量还要大10倍。

在近年来的风力发电机的叶片尺寸越来越大，风能利用的效率越高，但为了保障叶片具有足够的结构强度，叶片中翼型的相对厚度必须相应提高，目前风机翼型的相对厚度可达到40％左右(甚至更高)。但是，从空气动力学设计角度讲，翼型相对厚度越大，翼型的最大升力系数会越来越小，而且失速迎角也会越来越小。在实际工程应用中，应用自然风速的变化，一方面需要翼型的工作迎角足够大以便更好地利用风能(迎角大则升力系数大)，另一方面翼型的工作迎角又不能设计太大，以免在自然风速变化时翼型工作迎角超过失速迎角，一旦出现失速流动特征，不仅升力系数更小，而且失速引起的气动力振荡会引起结构的破坏。如果能够设计一种既有大升力系数又具有很宽迎角工作范围的翼型是非常有价值的。风机叶片剖面一般采用传统的光滑表面翼型，因此当翼型迎角较大时，就会出现无法回避的失速现象，而翼型在流动稳定的较小迎角工作时，升力系数就太小，风能利用效率很低。

在公开号为1080608的专利申请文件中，公开了一种提高翼型升力的方法，该方法通过在翼型下表面挖坑，以提高翼型升力，但是这个方法仅仅是提高翼型升力，实际上采用Gurney襟翼也可以提高翼型升力，然而，这些技术仍然无法改善翼型的失速特性。所以，当前的风机翼型无法实现大迎角高升力系数工作(对应风能利用的高效率)和不出现失速现象的兼顾。如何在翼型厚度较大的条件下，提高翼型的升力系数对提高风机的效率具有很大的意义。

发明内容

为克服现有大厚度风机翼型设计技术中存在的无法兼顾大迎角高升力工况和流动失速现象的不足，本发明提出了一种通过驻涡控制失速的风力机叶片。

本发明是在基础翼型上翼面，对修型起始点与翼型后缘点之间的翼型进行修型，并形成凹坑。修型起始点位于翼型上翼面距翼型前缘点30％～45％弦长处。凹坑起始点的x坐标和y坐标分别位于55～72％弦长和11～15％弦长处。凹坑终止点的x坐标和y坐标分别位于60～77％弦长和2.4～2.6％弦长处。第一过渡点的x坐标和y坐标分别位于70～83％弦长和2.0～3.5％弦长处。第二过渡点的x坐标和y坐标分别位于85～92％弦长和3.5～5.0％弦长处。将修型起始点和凹坑起始点之间为直线连接，用四分之一圆弧连接凹坑起始点和凹坑终止点，通过B样条曲线连接凹坑终止点、第一过渡点、第二过渡点以及翼型后缘点。

修型起始点、凹坑起始点、凹坑终止点、第一过渡点和第二过渡点自前缘依次向后缘排列，直至翼型后缘点处；凹坑起始点的y坐标低于修型起始点的y坐标点。

在翼型后缘处安装有Gurney襟翼；该Gurey襟翼安装点距后缘点为0～5％弦长处，Gurney襟翼的高度为3～6％弦长。

所述的x坐标和y坐标将基础翼型的上表面置于xoy平面内，使得翼型前缘点位于坐标原点O，翼型后缘点位于x轴的正半轴上。

本发明在翼型上表面的最大厚度附近开始修正翼型上表面的形状，减缓上表面厚度减小的幅度，以推迟上翼面流场的分离，到离后缘一定距离时，让上表面突然下陷，形成一个凹坑，然后再逐渐过渡到翼型后缘。该凹坑使得流经此处的气流形成一个位置固定的旋涡(通常称之为驻涡)，在该驻涡的作用下，翼型上表面的分离能够得到有效控制。一方面不让上表面的分离涡无规则的脱落，另一方面，在驻涡作用下，在翼型上表面形成一种涡升力，减缓翼型的失速，使得翼型的失速迎角得以提高。

当翼型具有较大迎角时，本发明能够提高翼型的升力。在小迎角时，本发明对升力有不利作用，为了弥补小迎角时升力的损失，在翼型后缘处增设一个Gurney襟翼8，这样，就可以在整个迎角范围内，保证翼型既具有较高的升力系数，同时翼型保持很宽的工作迎角范围，达到提高翼型气动效率的目标。