一种基于相对弯度的风力机翼型非对称钝尾缘设计方法

摘要

本发明公开了一种基于相对弯度的风力机翼型非对称钝尾缘设计方法，包括以下步骤：采用样条函数建立非对称钝尾缘翼型数学表达式；利用k-ωSST模型计算S系列不同弯度翼型非对称钝尾缘改型前后气动性能，确定最佳的尾缘厚度及上下翼面尾缘厚度分配比；分析具有最佳尾缘厚度及其分配比的不同弯度翼型升、阻力系数和升阻比的增幅随相对弯度的变化规律，提出考虑相对弯度的翼型非对称钝尾缘设计方法。本发明的风力机非对称钝尾缘翼型，具有最佳的尾缘厚度2％弦长和其分配比0∶4，并在相对弯度约为1.81％时，相比于同系列其他弯度翼型的非对称钝尾缘改型，其气动性能的提升效果更佳，从而提高了风力机捕获风能的能力，并降低了发电成本。

主权项

一种基于相对弯度的风力机翼型非对称钝尾缘设计方法，其特征在于：包括以下步骤：步骤(1)，非对称钝尾缘改型：利用样条函数建立非对称钝尾缘翼型的数学表达式，对风力机翼型进行非对称钝尾缘改型，所述数学表达式为：x′_i＝x_i$y_i^{\prime }=\left\{\begin{array}{c}{y}_i+h\frac{k}{n}{\left(\frac{x_i-x_i^b}{c-c_i^b}\right)}^3,i=1\\ y_i-h(1-\frac{k}{n}){\left(\frac{x_i+x_i^b}{c-x_i^b}\right)}^3,i=2\end{array}\right.,k=\mathrm{0,1},L,n---\left(1\right)$式中：h为尾缘厚度，c为弦长，(x_i，y_i)和(x′_i，y′_i)分别为翼型面上最大厚度位置坐标、原始翼型上某控制点坐标、改型后同一控制点新坐标，k/n为上下翼面尾缘厚度分配比，i＝1，2分别表示上、下翼面；所述步骤(1)中风力机翼型采用美国可再生能源实验室发展的水平轴风力机专用翼型S系列中具有不同相对弯度的翼型；步骤(2)，数值计算方法及数学模型：分别基于k‑ωSST和S‑A湍流模型计算翼型S812原型的升、阻力系数，并与实验结果进行比较，选取较高精度湍流模型和验证计算流体动力学软件Fluent的计算精度；采用通过消除时间推进简化质量和动量方程的稳态数值模拟方法计算流场，由于稳态压缩流动存在连续性原则，因而连续方程动量方程其中：ρ＝1.225kg/m³，μ＝1.7894×10^‑5kg/(m·s)；步骤(3)，最佳尾缘厚度及上下翼面厚度分配比选取：利用上述步骤(2)的数值计算方法，计算S系列不同弯度翼型非对称钝尾缘改型前后的气动性能，确定钝尾缘改型最佳的尾缘厚度和上下翼面尾缘厚度分配比；步骤(4)，相对弯度对风力机翼型非对称钝尾缘改型气动性能影响：分析具有最佳尾缘厚度及其分配比的不同弯度翼型升、阻力系数和升阻比的增幅，获得相对弯度对非对称钝尾缘改型提升翼型气动性能增升效果的影响规律，为风力机钝尾缘翼型设计提供参考；步骤(5)，通过步骤(1)至步骤(4)实现基于相对弯度的风力机翼型非对称钝尾缘改型设计。