【《风力机叶片的翼型和设计理论基础概述》2300字】

风力机叶片的翼型和设计理论基础概述目录TOC\o"1-3"\h\u4080风力机叶片的翼型和设计理论基础概述 174201.1NACA系列翼型介绍 197891.2叶素动量理论 244101.1.1叶素理论 2133631.1.2动量理论 4304421.1.3叶素动量理论 5259981.3叶片外形设计 621061.3.1叶片设计计算流程 6234521.3.2叶片参数损失修正 8229591.3.3叶片数据计算结果 9风力机发电的原理是通过风力机叶片捕捉风能,将风能转化为叶片的动能,一台风轮气动性能好的风机的主体是叶片,因为叶片是主要捕获风能的载体,所以风力机叶片的气动性设计的好坏对整个风力机效率影响巨大。1.1NACA系列翼型介绍20世纪初,美国国家航空航天局(简称NASA)建立了一系列低速翼型,即NACA系列,并对它们的气动性能进行了详细的研究,经过风洞试验获得大量试验数据,在此基础上,按照一定的命名规则将NACA系列翼型分为四位数字翼型和五位数字翼型。由于NACA系列翼型的研究数据比较完善,因此,该系列翼型在传统风力机叶片设计中得到了广泛的应用,是最常用且最具代表性的传统翼型。(1)NACA(XXXX)四位数字翼型NACA后面X均为数字,第一位数字代表弯度,其数值为最大相对弯度的100倍;第二位数字代表弯度的相对位置,其数值为最大相对弯度的10倍;最后两位数表示最大相对厚度的100倍。本设计采用NACA6412翼型,其最大相对弯度为6%:最大弯度相对位置为40%;最大相对厚度为12%。(2)NACA(XXXXX)五位数字翼型NACA五位数字翼型是继四位数字翼型之后又提出的一个低速翼型系列,它的命名规则和四位数字类似,翼型的相对厚度由最后两位数字的100倍表示；弯度值由第一位数字表示,大小为翼型的设计升力系数乘以3/20；第二位数字表示最大弯度位置,其值是第二位数字乘以20得到；第三位数字表示的是中弧线的类型,中弧线简单型的取0,非简单型的取1。1.2叶素动量理论以叶素动量理论为基础结合各种修正型进行了水平轴风力叶片的气动特性分析及外形设计。1.1.1叶素理论叶素理论是将叶片沿展向分成许多微段,这些微段被称为叶素,假设在每个叶素之间的流动没有干扰,可以将叶素看成是二维翼型,这时在每个叶素上将力和力矩沿展向积分,可以得到作用在风轮上的力和力矩[24]。（1）叶素理论为了计算作用在风轮叶片上的力和力矩,需要用动量叶素理论来求解风轮旋转面中的诱导因子a和b。升力元(1.1)阻力元(1.2)合速度(1.3)图1.1受力关系图式中为升力（单位：N或者KN）；为弦长（单位：m）；为升力系数；为阻力系数,为入流角（倾角）；为桨距角；是攻角。如果用表示升力和阻力的合力,用ε表示和之间的夹角图1.2速度和合力示意图(1.4)合力(1.5)轴向力(1.6)切向力(1.7)其中，(1.8)(1.9)半径处叶素的轴向推力为(1.10)转矩为(1.11)式中B为叶片数。1.1.2动量理论动量理论可用来描述作用在风轮上的力与来流速度之间的关系，回答风轮究竟能从风的动能中转换成多少机械能和基本效率的问题。假设在叶素上的作用力仅和通过的叶素扫过圆环气体的动量变化有关，圆环的气流之间不发生径向相互作用,在风轮扫掠面内半径处取一个圆环微元体，根据动量定理作用在风轮园环环形域上的推力为[27](1.12)转矩为(1.13)由式（1.10）和式（1.12）可得(1.14)由式（1.11）和式（1.13）可得(1.15)如果忽略叶型阻力，则(1.16)(1.17)(1.18)式中，为处的速度比。由以上可导出能量方程(1.19)1.1.3叶素动量理论叶素动量理论是结合了叶素和动量理论，计算出风轮旋转面中的a为轴向诱导因子,b为切向诱导因子，由动量理论可得作用在风轮扫掠面内半径处取一个圆环微元体上的推力和转矩分别为[28]轴向推力为转矩为根据上面公式，利用,化简整理可得 1.3叶片外形设计1.3.1叶片设计计算流程本设计的基本设计参数：机组额定功率：2MW；切入风速：3m/s；切出风速：20m/s；额定风速：9m/s；风能利用系数大于0.4,本文这里取风能利用系数；空气密度；风力机传动效率（：电机效率本文取0.96，：传动效率本文取0.93）；雷诺数。(1)对于风力机来说，低速风轮叶片，取较小值；高速风轮则取大值。表1.1给出了风力机风轮叶片数和叶尖速比的关系表1.1风机叶片数和叶尖速比的关系尖速比叶片数尖速比叶片数18~2443~526~125~82~433~88~152~1(2)计算直径(1.16)得到风轮半径(1.17)轮毂半径(1.18)风轮直径为118m,并不代表叶片半径即为59m,风轮中心还应包括轮毂直径长度,参照常见兆瓦级风力机轮毂直径,本文设计轮毂直径为5.9m,则叶片长度取为53.1m。(3)等分叶片（n=20）设计叶尖速比(4)计算轴向诱导因子,切向诱导因子，总的损失系数(5)选定翼型NACA6412将翼型确定后在ProfiliV2中导出数据，

为了获取最大的风能利用系数,

应该选择翼型在相应雷诺数下的最大升阻比(

)

所对应的最佳攻角为设计攻角

，在雷诺数下，确定的最佳攻角；阻力系数；升力系数；最大升阻比(6)计算安装角(7)计算弦长(8)计算迭代程序图叶片的计算采用C++迭代程序，部分迭代界面如图1.3所示，迭代流程图1.4，详细程序参考附件1。图1.3运行程序界面图图1.4迭代流程图1.3.2叶片参数损失修正因为叶素动量理论确定的各截面叶素的弦长和扭角分布是不连续的,

需采用高次多项式函数进行拟合来保证叶片的连续性；接近叶片根部的弦长过大，会导致叶片质量扩大，并对叶片结构强度和运转等造成影响,

通常叶片截面在半径

15%

(

r

/

R

)

内是不连续的,

在此范围内叶素弦长一般减小到一半的计算值；当轮毂半径较小时，对于大、小直径的风轮影响不大；但当轮毂半径较大时，影响就很明显，当轮毂半径增大时，同一倾角对应得轮毂损失系数就会变小。轮毂损失系数式中，为轮毂损失系数，为叶素处半径（m），为叶素处倾角，为叶片数，为轮毂半径。叶尖损失系数总的损失系数1.3.3叶片数据计算结果各截面位置、入流角、安装角、弦长、损失系数、轴向诱导因子、切向诱导因子，数值见表1.2表1.2计算数据表截面位置(m)入流角安装角弦长C(m)损失系数F轴向诱导因子a切向诱导因子b5.929.77125.271000.3330.0008.69514.55610.0561.1810.8840.5160.08511.48913.5879.0871.4930.9680.4270.04514.28411.6087.1081.8870.9850.4040.02817.0799.9655.4641.4560.9890.3950.01919.8748.7024.2021.1320.9920.3900.01421.6687.7113.2111.8810.9930.3870.01125.4636.7121.4121.6830.9940.3850.00928.2586.2551.7551.5220.9950.3840.00731.0535.7041.2041.3890.9950.3840.00633.8475.2410.7411.2780.9940.3830.00536.6424.8430.3431.1830.9930.3840.00439.4374.476-0.0241.1040.9910.3880.00341.2324.139-0.3601.0370.9880