风力发电原理第四章解析优秀PPT.ppt

能源动力与机械工程学院P131-1风力发电原理风力发电原理刘刘刘刘 赟赟热热能工程教研室能工程教研室能工程教研室能工程教研室能源动力与机械工程学院P131-2风电机机组气气动设计的基本理的基本理论可以大致分可以大致分为动量理量理论、涡流理流理论和和动态尾流模型等，相关的数学模型主要尾流模型等，相关的数学模型主要有有贝兹(Betz)(Betz)理理论、萨比宁比宁(Sabinin)(Sabinin)理理论模型、徐特模型、徐特尔(Hutter)(Hutter)模型、葛模型、葛劳渥渥(Glauert)(Glauert)模型等。模型等。第四章第四章 风轮的基本理论风轮的基本理论阻力叶片和升力叶片阻力叶片和升力叶片升力型风轮的升力和阻力升力型风轮的升力和阻力NACANACA翼型命名翼型命名风轮叶片专用翼型风轮叶片专用翼型翼型的选择翼型的选择叶素理论叶素理论动量理论动量理论涡流理论涡流理论能源动力与机械工程学院P131-34-1 阻力叶片和升力叶片阻力叶片和升力叶片 叶片按做功叶片按做功原理分原理分类升力叶片升力叶片 升力型升力型风轮阻力叶片阻力叶片 阻力型阻力型风轮阻力叶片阻力叶片 依靠依靠风对叶片的阻力而推叶片的阻力而推动叶片叶片绕轴旋旋转的叶片称的叶片称为阻力叶片。阻力叶片。能源动力与机械工程学院P131-4 图中中显示了空气流作用示了空气流作用于阻力叶片的流淌分析。于阻力叶片的流淌分析。空气流以空气流以vw的速度作用于的速度作用于面面积为A的阻力叶片上，其的阻力叶片上，其捕捕获的功率的功率P可以从阻力可以从阻力D和相和相对速度速度vr得出，即得出，即式中：相式中：相对速度速度 ，为风轮半径半径r处的的线速度；速度；D为由相由相对速度速度产生的阻力生的阻力为气气动阻力。阻力。能源动力与机械工程学院P131-5阻力阻力D应用空气用空气动力学阻力系数力学阻力系数 表示表示为由此阻力由此阻力产生的功率生的功率为则风能利用系数能利用系数 可表示可表示为能源动力与机械工程学院P131-6 对 求极求极值得出，当得出，当 时，最大，最大风能利用系数能利用系数为 考考虑到凸面的阻力系数最大不超到凸面的阻力系数最大不超过0.13，则可可以得出以得出纯阻力型垂直阻力型垂直轴风轮最大最大风能利用系数能利用系数 ，与，与Betz志向志向风轮的的 相差甚相差甚远，以上分析以上分析说明，明，风轮的的风能利用系数的大小，与能利用系数的大小，与叶片的性能有很大关系。叶片的性能有很大关系。能源动力与机械工程学院P131-7升力型叶片升力型叶片 图示示为升力型叶片的翼型，指垂直于升力叶升力型叶片的翼型，指垂直于升力叶片片长度方向，截取叶片而得到的截面形度方向，截取叶片而得到的截面形态。此。此类翼型的叶片因翼型的叶片因风对其其产生升力而旋生升力而旋转做功，做功，称称为升力型叶片。升力型叶片。能源动力与机械工程学院P131-8 翼型尖尾翼型尖尾B点点为后后缘，翼型，翼型圆线头上的上的A点距离后点距离后缘最最远为前前缘，风从前从前缘进入，从后入，从后缘流出。流出。ANB所所对应的曲面的曲面为下表面，下表面，AMB所所对应的曲面的曲面为上表上表面，运行中下表面面，运行中下表面产生的生的压力高于上表面。力高于上表面。翼弦是翼弦是连接翼型前、后接翼型前、后缘的直的直线段，通常用段，通常用t表示。表示。能源动力与机械工程学院P131-9 翼型厚度是指上、下表面之翼型厚度是指上、下表面之间垂直于翼弦的直垂直于翼弦的直线段段长度，度，用用 表示，最大厚度表示，最大厚度值为 。翼型的中弧翼型的中弧线是翼弦上各垂直是翼弦上各垂直线段的中点的段的中点的连线，如，如图中的虚中的虚线所示。所示。中弧中弧线到翼弦的距离叫做翼型的弯度，其最大到翼弦的距离叫做翼型的弯度，其最大值为 。升力型叶片升力型叶片应用得比用得比较多，因多，因为升力型升力型风轮比阻力型比阻力型风轮获得的得的风能利用系数更高。航空能利用系数更高。航空领域就是利用了机翼叶片域就是利用了机翼叶片的升力作用，使的升力作用，使飞机在天空中航行。机在天空中航行。能源动力与机械工程学院P131-10 图示示为机翼在空气流中运机翼在空气流中运动的受力分析，的受力分析，图中矢径的中矢径的长短表示矢量的大小，其中下表面的矢量短表示矢量的大小，其中下表面的矢量为正正压，而上表面的，而上表面的矢量矢量为负压。空气流作用于机翼。空气流作用于机翼时，在机翼下表面，在机翼下表面产生的生的压力力较高，而在机翼上表面高，而在机翼上表面产生的生的压力力较低。正因低。正因为上、下表上、下表面的面的压力差，在滑行的力差，在滑行的过程中程中对机翼机翼产生阻力和升力。生阻力和升力。沿着空气流反向沿着空气流反向产生的作用力，因阻碍叶片向前运生的作用力，因阻碍叶片向前运动而而称称为阻力，垂直于空气流淌方向阻力，垂直于空气流淌方向产生另一个作用力，称生另一个作用力，称为升升力。机翼的弦力。机翼的弦线与空气流速度矢量成一角度，称与空气流速度矢量成一角度，称为攻角。攻角。能源动力与机械工程学院P131-11 攻角的大小将影响阻力和升力的大小。机翼攻角的大小将影响阻力和升力的大小。机翼产生的阻力和升力分生的阻力和升力分别可利用阻力系数可利用阻力系数CD和升力和升力系数系数CL表示，即表示，即式中：式中：为空气流的运空气流的运动速度；速度；t为机翼的弦机翼的弦长；dz 为机翼机型机翼机型长度；度；为力矩系数。力矩系数。能源动力与机械工程学院P131-12 在空气在空气动力学中，常引入无量力学中，常引入无量纲的空气的空气动力力学系数，即翼型剖面的升力系数学系数，即翼型剖面的升力系数CL、阻力系数、阻力系数CD和力矩系数和力矩系数CR，它，它们分分别可表达可表达为能源动力与机械工程学院P131-13 志向情形下，志向情形下，设S为叶片面叶片面积，为叶片叶片长和弦和弦长的乘的乘积；L为整个叶片所受的升力；整个叶片所受的升力；D为叶片所叶片所受的阻力；受的阻力；R为叶片所受的力矩，叶片所受的力矩，则上式可表达上式可表达为能源动力与机械工程学院P131-144-2 升力型升力型风轮的升力和阻力的升力和阻力风轮的几何定义与参数风轮的几何定义与参数(1)旋旋转转平面。与平面。与风轮轴风轮轴垂直，由叶片上距垂直，由叶片上距风轮轴线风轮轴线坐坐标标原点等原点等距的旋距的旋转转切切线线构成的一构成的一组组相互平行的平面。相互平行的平面。(2)风轮风轮直径直径(D)。风轮扫风轮扫掠掠圆圆面的直径。面的直径。(3)风轮风轮的的轮毂轮毂比比(Dh/D)。风轮轮毂风轮轮毂直径直径(Dh)与与风轮风轮直径之比。直径之比。(4)叶片叶素。叶片叶素。风轮风轮叶片在叶片在风轮风轮随意半径随意半径r处处的一个基本的一个基本单单元，元，简简称称为为叶素。它是由叶素。它是由r处处翼型剖面延翼型剖面延长长一小段厚度一小段厚度dr而形成的。而形成的。能源动力与机械工程学院P131-15(5)叶素安装角叶素安装角()。在半径。在半径r处翼型剖面的弦翼型剖面的弦线与旋与旋转切向速切向速度度间的的夹角。角。(6)桨距角。叶尖叶素安装角也被称距角。叶尖叶素安装角也被称为桨距角。距角。(7)叶素叶素倾角角()。叶素表面气流的相。叶素表面气流的相对速度与切向速度反方向速度与切向速度反方向之之间的的夹角。角。(8)叶片数叶片数(z)。风轮叶片的数量。叶片的数量。(9)叶片适度叶片适度()。叶片投影面。叶片投影面积与与风轮扫风面面积的比的比。(10)叶片叶片长度度(H)。叶片的有效。叶片的有效长度，度，H=(D-D轮毂)/2。能源动力与机械工程学院P131-16叶片无限长的受力分析叶片无限长的受力分析 风轮的叶片由很多叶片的叶片由很多叶片微段构成，要探微段构成，要探讨风轮及其及其叶片的空气叶片的空气动力学特性，必力学特性，必须要了解微段的空气要了解微段的空气动力学力学特性。特性。处于流淌空气中的于流淌空气中的风轮叶片叶片绕风轮轴线转动，设n为风轮每分每分钟的的转速，速，则它的角速度它的角速度为能源动力与机械工程学院P131-17 风轮旋旋转半径半径处质点点线速度速度为半径半径值与与角速度的乘角速度的乘积，因此叶素上气流的切速度，因此叶素上气流的切速度为 空气流以速度空气流以速度vw沿沿风轮轴向通向通过风轮。若叶片以切。若叶片以切向速度向速度u旋旋转，则流流经叶素叶素的气流速度三角形如的气流速度三角形如图所示所示。能源动力与机械工程学院P131-18风速速vw是相是相对速度速度vr与切速度与切速度u的合矢量，即的合矢量，即定定义旋旋转风轮叶片的攻角叶片的攻角为相相对速度速度vw与翼型与翼型弦弦长的的夹角，用角，用 表示。留意表示。留意这里里风轮攻角与机攻角与机翼攻角概念的区分，以及攻角与叶素翼攻角概念的区分，以及攻角与叶素倾角、攻角、攻角与角与桨距角概念之距角概念之间的区分。的区分。能源动力与机械工程学院P131-19 气流以相气流以相对速度速度vr流流经叶素叶素时，将，将产生空气生空气动力力dR，它可以分解，它可以分解为垂直于垂直于vr的升力的升力dRL及平及平行于行于vr的的dRD。能源动力与机械工程学院P131-20叶片的空气动力学特性曲线叶片的空气动力学特性曲线一、升力系数一、升力系数CL与攻角与攻角 的关系曲线。的关系曲线。在攻角较小的范围（在攻角较小的范围（）之内，）之内，CL与与 几乎呈线性关系；但在较大攻角几乎呈线性关系；但在较大攻角时，略向下弯曲。当攻角增大到时，略向下弯曲。当攻角增大到 时，时，CL达到最大值，其后则突然下降，造达到最大值，其后则突然下降，造成这一现象的缘由为气流失速。翼型上成这一现象的缘由为气流失速。翼型上表面的气流在前缘旁边发生分别的现象表面的气流在前缘旁边发生分别的现象称为失速现象，其对应的攻角为临界攻称为失速现象，其对应的攻角为临界攻角角。失速发生时，风轮的功率输出显。失速发生时，风轮的功率输出显著下降；若飞机遇到失速现象时，则有著下降；若飞机遇到失速现象时，则有坠机的危急。坠机的危急。能源动力与机械工程学院P131-21二、阻力系数二、阻力系数CD与攻角的关系曲与攻角的关系曲线。形形态与抛物与抛物线相像，在某一相像，在某一较低低值时，存在，存在CDmin。然后，随攻角增加，阻力系数。然后，随攻角增加，阻力系数显著增加，在达到著增加，在达到临界界攻角后，增攻角后，增长率更率更为显著。著。这说明明风轮叶片失速会叶片失速会导致致叶片的阻力急叶片的阻力急剧增加。增加。能源动力与机械工程学院P131-22三、三、升力系数升力系数CL与阻力系数与阻力系数CD的关系曲的关系曲线 极曲极曲线，以，以CD为横坐横坐标，CL为纵坐坐标，对应于每一个于每一个 都存在一都存在一对CL、CD值。因升力与阻力本是作用于叶片上的合力因升力与阻力本是作用于叶片上的合力在与速度在与速度vw垂直和平行方向上的两个重量，垂直和平行方向上的两个重量，所以从原点所以从原点O到曲到曲线上任一点的矢径，都上任一点的矢径，都表示了在表示了在该对应攻角下的攻角下的总气气动力系数的力系数的大小和方向。大小和方向。该矢径矢径线的斜率，就是在的斜率，就是在这一攻角下的升力与阻力之比，一攻角下的升力与阻力之比，简称称为升阻升阻比，又称气比，又称气动力效率。力效率。过坐坐标原点作极曲原点作极曲线的切的切线，就得到叶片的最大升阻比，就得到叶片的最大升阻比，。明。明显，这是是风力机叶片最佳的运行状力机叶片最佳的运行状态。能源动力与机械工程学院P131-23影响翼型升力、阻力特性的外形因素影响翼型升力、阻力特性的外形因素(1)弯度的影响弯度的影响 翼型的弯度加大后，翼型的弯度加大后，导致上、下弧流速差加大，致上、下弧流速差加大，从而使从而使压力差加大，故升力增加；与此同力差加大，故升力增加；与此同时，上弧，上弧流速加大，摩擦阻力上升，并且由于迎流面流速加大，摩擦阻力上升，并且由于迎流面积加大，加大，故故压差阻力也加大，差阻力也加大，导致阻力上升。因此，同一攻致阻力上升。因此，同一攻角角时随着弯度增加，其升、阻力都随着弯度增加，其升、阻力都显著增加，但阻著增加，但阻力比升力增加得更快，使升、阻比将有所下降。力比升力增加得更快，使升、阻比将有所下降。能源动力与机械工程学院P131-24(2)厚度的影响厚度的影响 翼型厚度增加后，其影响与弯度翼型厚度增加后，其影响与弯度类似。同一弯度似。同一弯度的翼型，接受的翼型，接受较厚的翼型厚的翼型时，对应于同一攻角的升力于同一攻角的升力有所提高，但有所提高，但对应于同一升力的阻力也于同一升力的阻力也较大，且阻力大，且阻力增大得更快，使升、阻比有所下降。增大得更快，使升、阻比有所下降。(3)前前缘的影响的影响 试验表明，当翼型的前表明，当翼型的前缘抬高抬高时，在，在负攻角状攻角状况下阻力况下阻力变更不大。前更不大。前缘低垂低垂时，则在在负攻角攻角时会会导致阻力快速增加。致阻力快速增加。能源动力与机械工程学院P131-25(4)表面粗糙度和雷表面粗糙度和雷诺数的影响数的影响 表面粗糙度和雷表面粗糙度和雷诺数数对翼型表面翼型表面边界界层的影的影响很大，因此响很大，因此对翼型空气翼型空气动力也有着重要的影力也有着重要的影响。当叶片在运行中出响。当叶片在运行中出现失速后，噪声常常会失速后，噪声常常会突然增加，引起突然增加，引起风力机的振力机的振动和运行不和运行不稳定等定等现象。在象。在选取取CL值时，不能将失速点作，不能将失速点作为设计点。点。对于水平于水平轴风力机而言，力机而言，为了使了使风力机在力机在稍向稍向设计点右点右侧偏移偏移时仍能很好地工作，所取仍能很好地工作，所取的的CL值最大不超最大不超过(0.80.9)CL。能源动力与机械工程学院P131-26有限翼展长度的影响有限翼展长度的影响 关于关于CL、CD的定的定义中，叶片面中，叶片面积等于叶片等于叶片长乘乘以翼弦，以翼弦，该结论只适用于无限只适用于无限长的叶片。的叶片。对于有限于有限长的叶片，的叶片，这个个结论必需修正。必需修正。当气流以正攻角流当气流以正攻角流过翼型翼型时，叶片下表面的，叶片下表面的压力大于上表面的力大于上表面的压力，力，压力高的下表面气体有流往力高的下表面气体有流往低低压的上表面的的上表面的倾向。向。对于有限于有限长叶片，叶片，则在上、在上、下表面下表面压力差的作用下，空气要从下表面力差的作用下，空气要从下表面绕过叶尖叶尖翻翻转到上表面，到上表面，结果在叶片下表面果在叶片下表面产生向外的横向生向外的横向速度重量，在上表面速度重量，在上表面则正好相反，正好相反，产生向内的横向生向内的横向速度重量。速度重量。能源动力与机械工程学院P131-27 在在这种流淌的自然平衡条件下，在叶梢种流淌的自然平衡条件下，在叶梢处的上、下表面的的上、下表面的压力差被平衡力差被平衡为零，零，这是有限是有限长叶片下表面的叶片下表面的压力形成了中力形成了中间高而向两高而向两侧渐渐降低的分布；而在上表面降低的分布；而在上表面则与此相反，与此相反，压力由力由两端最高两端最高处向中心向中心处降低。因此，上、下叶片面的降低。因此，上、下叶片面的压力差和力差和压力沿力沿长度的分布是度的分布是变更的，由中更的，由中间的最大的最大值向两端向两端渐渐降低，降低，在叶尖在叶尖处为零，零，这和无限和无限长叶片升力匀整分布的情形很不相同。叶片升力匀整分布的情形很不相同。空气流从叶片表面下表面流向上表面，空气流从叶片表面下表面流向上表面，结果在叶尖和叶根果在叶尖和叶根产生生旋旋涡，如，如图所示所示.能源动力与机械工程学院P131-28在叶片中部的在叶片中部的对称面两称面两边的旋的旋涡具有不同的旋具有不同的旋转方向，并且在离开叶片后面不方向，并且在离开叶片后面不远的地方翻卷成两的地方翻卷成两个孤立的大旋个孤立的大旋涡。随旋。随旋涡不断地形成以及叶片运不断地形成以及叶片运动参数的参数的变更，它更，它们所需的能量供所需的能量供应必定削减气必定削减气流流对叶片所做的功，所以叶片所做的功，所以这些旋些旋涡引起的后果就引起的后果就是使阻力增加，由此是使阻力增加，由此产生的部分阻力被称生的部分阻力被称为诱导阻力阻力Di。诱导阻力系数阻力系数为CDi，诱导阻力系数阻力系数CDi,定定义为能源动力与机械工程学院P131-29诱导阻力与原阻力相加得出，有限阻力与原阻力相加得出，有限长叶片阻力叶片阻力系数系数为式中：式中：CD0为无限无限长叶片的阻力系数。叶片的阻力系数。由上述分析可知，若需得到相同升力，攻由上述分析可知，若需得到相同升力，攻角需角需额外增加一个量外增加一个量 ，新的攻角，新的攻角为能源动力与机械工程学院P131-30翼型升阻比与空气动力性能的关系翼型升阻比与空气动力性能的关系 把叶素上的空气把叶素上的空气动力力dR分解分解为沿沿风轮轴向的向的力力dT和沿和沿风轮旋旋转切切线方向的力，沿切方向的力，沿切线方向的方向的力形成力形成对风轮轴的的转矩矩dM。由于。由于并且并且叶素叶素获得的有用功得的有用功为：能源动力与机械工程学院P131-31 以上公式的以上公式的联立，可得出用立，可得出用v来表述的来表述的dT、dM和和dPa表达式表达式为式中：式中：，即翼弦与叶素展向的乘，即翼弦与叶素展向的乘积能源动力与机械工程学院P131-32若以若以dP表示表示风供供应应叶素的功率，叶素的功率，,则叶素叶素的理的理论空气空气动力效率力效率为令令 ,上式可上式可简化化为从上式可以看出，翼型的升阻比从上式可以看出，翼型的升阻比e越高，叶素的空气越高，叶素的空气动力效率越高。极限状况下阻力力效率越高。极限状况下阻力为0，e无无穷大，空大，空气气动力效率力效率 。能源动力与机械工程学院P131-33 升阻比升阻比e的的值取决于翼型的攻角。如前所述，取决于翼型的攻角。如前所述，过坐坐标原点作极曲原点作极曲线的切的切线OM，就得到叶片的最，就得到叶片的最大升阻比，大升阻比，M点所点所对应的攻角，使空气的攻角，使空气动力效率力效率达最大达最大值。叶素叶素倾角角 对叶片的空气叶片的空气动力学效率影响不大，力学效率影响不大，因因为在空气流速在空气流速v、风轮直径和直径和风轮转速确定的条速确定的条件下，叶片上每个区段件下，叶片上每个区段ri，ri+dr叶素的叶素的v/u值也也是确定的，因此是确定的，因此对空气空气动力效率影响不大。力效率影响不大。能源动力与机械工程学院P131-344-3 NACA翼型命名翼型命名 NACA4NACA4位数字翼型位数字翼型 NACA NACA翼型分为对称翼型和有弯度翼型两种。翼型分为对称翼型和有弯度翼型两种。对称翼型即为基本厚度翼型，有弯度翼型由对称翼型即为基本厚度翼型，有弯度翼型由中弧线和基本厚度翼型叠加而成。中弧线和基本厚度翼型叠加而成。4 4位数字翼型的表达形式：位数字翼型的表达形式：NACANACA 第一位数字表示最大相对弯度第一位数字表示最大相对弯度 的百倍数值；的百倍数值；其次个数字表示最大弯度的相对位置其次个数字表示最大弯度的相对位置 的的1010倍数值；倍数值；最终两个数字表示相对厚度最终两个数字表示相对厚度t t的百倍数值。的百倍数值。例：例：NACA4418NACA4418翼型，其最大相对弯度翼型，其最大相对弯度 为为4%4%；最大弯度的相对位置；最大弯度的相对位置 为为40%40%；最大相对厚度；最大相对厚度t t为为18%18%。美国国家航空美国国家航空询问委委员会（会（National Advisory Committee for Aeronautics，NACA）一、一、NACA4位、位、5位数字翼型族位数字翼型族能源动力与机械工程学院P131-35NACA5NACA5位数字翼型位数字翼型 与与4 4位数字翼型不同的是中弧线。试验发觉，位数字翼型不同的是中弧线。试验发觉，中弧线最大弯度的相对位置离开弧线中点，无论是前中弧线最大弯度的相对位置离开弧线中点，无论是前移还是后移，对提高翼型最大升力系数都有好处；但移还是后移，对提高翼型最大升力系数都有好处；但是后移时会产生很大的俯仰力矩，不行能接受；而要是后移时会产生很大的俯仰力矩，不行能接受；而要往前移得太多的话，原来的往前移得太多的话，原来的4 4位数字翼型中弧线形态位数字翼型中弧线形态就要修改，这就变成了就要修改，这就变成了5 5位数字翼型。位数字翼型。5位数字翼型的表达形式：位数字翼型的表达形式：NACA 第一个数字表示弯度，但不是一个干脆的几何参数，而第一个数字表示弯度，但不是一个干脆的几何参数，而是通是通过设计过设计的升力系数来表达，的升力系数来表达，这这个数乘以个数乘以3/2就等于就等于设计设计升力系数的升力系数的10倍，但第一个数字近似等于最大相倍，但第一个数字近似等于最大相对对弯度弯度 的的百倍数百倍数值值；其次个数字表示最大弯度的相其次个数字表示最大弯度的相对对位置位置 的的2倍；倍；第三个数字表示中弧第三个数字表示中弧线线后段的后段的类类型，型，“0”表示直表示直线线，“1”表示反弯度曲表示反弯度曲线线；最最终终两个数字表示最大厚度两个数字表示最大厚度t的百倍数的百倍数值值。能源动力与机械工程学院P131-36例例：NACA23012翼型翼型。设计升力系数升力系数为2320=0.30；最大弯度的相；最大弯度的相对位置位置 为15%；中弧；中弧线后段后段为直直线；最大相；最大相对厚度厚度为12%。常常见的的NACA4位、位、5位数字修改翼型是位数字修改翼型是变更前更前缘半径和半径和最大厚度的弦向位置，主要有两最大厚度的弦向位置，主要有两组修型。修型。第一第一组修型的表达形式：修型的表达形式：NACA或或NACA 横横线前面前面为未修改的未修改的NACA4位、位、5位数字翼型的表达形位数字翼型的表达形式，横式，横线后面第一个数字表示前后面第一个数字表示前缘半径的大小，其次个数半径的大小，其次个数字表示最大厚度的相字表示最大厚度的相对位置位置 的的10倍数倍数值。其次其次组修型是德国航空探修型是德国航空探讨中心做的。中心做的。能源动力与机械工程学院P131-37 NACA层层流翼型是流翼型是20世世纪纪40年年头头研制成功的。研制成功的。层层流翼型流翼型设计设计的特点：翼面上的最低的特点：翼面上的最低压压力点尽量后力点尽量后移，以增加移，以增加层层流附面流附面层层的的长长度，降低翼型的摩擦阻力。度，降低翼型的摩擦阻力。目前常用的是目前常用的是NACA6族和族和NACA7族族层层流翼型。流翼型。层层流翼型的厚度分布和中弧流翼型的厚度分布和中弧线线是分开是分开设计设计的。的。最大厚度的相最大厚度的相对对位置位置 有有0.35、0.40、0.45和和0.50等几等几种形式。种形式。中弧中弧线线形形态态是依据是依据载载荷分布荷分布设计设计的，从前的，从前缘缘到某点到某点a 载载荷是常数，从荷是常数，从a点到尾点到尾缘载缘载荷荷线线性降低到零。点性降低到零。点a的位的位置一般在最大厚度点之后。置一般在最大厚度点之后。二、二、NACA层流翼流翼型型能源动力与机械工程学院P131-38NACA 6族族层流翼型有以下几种表达形式。流翼型有以下几种表达形式。（1）例：）例：NACA65,3-218，a=0.5。第一个数字第一个数字6表示表示6族，其次个数字族，其次个数字5表示在零表示在零升力升力时基本厚度翼型最低基本厚度翼型最低压强点位置在点位置在0.50弦特弦特长；逗号后的；逗号后的3表示升力系数在表示升力系数在设计升力系数升力系数0.3范范围内，翼型上仍存在有利的内，翼型上仍存在有利的压强分布；分布；横横线后面的第一个数字后面的第一个数字2是是设计升力系数的升力系数的10倍，倍，即即该翼型的翼型的设计升力系数升力系数为0.2，而有利，而有利压强分分布的升力系数范布的升力系数范围是是0.10.5；最；最终两个数两个数字表示最大相字表示最大相对厚度厚度为18%，等式，等式a=0.5是是说明明中弧中弧线类型的。型的。能源动力与机械工程学院P131-39（2）例：）例：NACA 653-218，a=0.5。它和上面翼型表达式的差异在于下它和上面翼型表达式的差异在于下标3代替了逗号后的代替了逗号后的3。下。下标3仍表示有利仍表示有利压强分布的升力系数范分布的升力系数范围，只是，只是这种翼种翼型的厚度分布是从一系列的保角型的厚度分布是从一系列的保角变换中得到的，中得到的，这种翼型种翼型是是NACA族翼型的修改翼型。族翼型的修改翼型。（3）例）例:NACA 65（318）-217，a=0.5。这种翼型的厚度是从某种翼型按比例种翼型的厚度是从某种翼型按比例换算出来的。括算出来的。括号中的号中的3仍仍为表示有利的升力系数范表示有利的升力系数范围为 0.3,18表示原来翼表示原来翼型的相型的相对厚度的厚度的18%，最，最终17表示表示这种翼型的种翼型的实际相相对厚厚度度为17%。这种翼型也是种翼型也是NACA6族翼型的修改翼型。族翼型的修改翼型。能源动力与机械工程学院P131-40（4）例）例:NACA 65-210和和NACA65（10）211。这种翼型的最大相种翼型的最大相对厚度小于厚度小于12%，其有利的升力系，其有利的升力系数范数范围小于小于0.1。这时第三个表示有利范第三个表示有利范围的数字就不的数字就不标注出来了。注出来了。（5）例）例:NACA 65（215）218，a=0.5。这是从是从NACA65，3215，a=0.5翼型按翼型按线性关系增加性关系增加纵坐坐标得到的修改翼型得到的修改翼型:由由15%增加到增加到18%；设计升力系升力系数等于数等于0.2；其余；其余标记意意义与（与（1）相同。）相同。（6）例）例:NACA 641 A212。这种翼型是种翼型是经修改修改过的的6族翼型，或称族翼型，或称NACA 6A族翼族翼型；它的上、下翼面在最型；它的上、下翼面在最终0.20弦弦长都是直都是直线。能源动力与机械工程学院P131-41NACA7族族层流翼型有以下几种表达形式：流翼型有以下几种表达形式：例例:NACA 747 A315。第一个数字表示族；第一个数字表示族；其次个数字表示在其次个数字表示在设计升力系数下，上翼面升力系数下，上翼面顺压梯度段相梯度段相对坐坐标的的10倍数倍数值，即在，即在设计升力系数下，升力系数下，上翼面上翼面顺压梯度段梯度段为：从：从x=0到到x=40%；第三个数字是下翼面第三个数字是下翼面顺压梯度段相梯度段相对坐坐标的十倍的十倍数数值，即在，即在设计升力系数下，下翼面升力系数下，下翼面顺压梯度段梯度段为：从从x=0到到x=70%；最最终3个数字的含个数字的含义与与6族翼型相同。族翼型相同。中中间的字母的字母A表示基本厚度翼型与中弧表示基本厚度翼型与中弧线的不同的不同组合。合。能源动力与机械工程学院P131-42NACA翼型在翼型在风风力机上的力机上的应应用用 在很多水平在很多水平轴风轴风力机上力机上 接受了接受了NACA 230XX系列翼型系列翼型和和NACA 44XX系列翼型（其中系列翼型（其中XX表示最大相表示最大相对对厚度），厚度），最大相最大相对对厚度从根部的厚度从根部的28%左右到尖端的大左右到尖端的大约约12%。在某。在某些方面，些方面，这这些翼型并不能令人些翼型并不能令人满满足。例如，足。例如，NACA230XX系列中的翼型具有系列中的翼型具有对对表面表面污污垢敏感的最大升力系数，而且垢敏感的最大升力系数，而且它它们们的性能随着厚度增加的的性能随着厚度增加的恶恶化比其他翼型快得多。化比其他翼型快得多。NACA 63-2XX系列翼型在系列翼型在NACA翼型中翼型中总总体性能表体性能表现现最好，且它最好，且它们对们对表面粗糙度具有良好的不敏感性，因而在各表面粗糙度具有良好的不敏感性，因而在各种水平种水平轴风轴风力机上得到了广泛的力机上得到了广泛的应应用。用。现现在仍旧有很多在仍旧有很多风风力力机在机在桨桨叶靠叶尖的部分运用叶靠叶尖的部分运用NACA 63-2XX系列翼型。系列翼型。对对于大多数垂直于大多数垂直风风力机，通常运用力机，通常运用对对称翼型，例如称翼型，例如4位位数字系列数字系列NACA 00XX，最大相，最大相对对厚度厚度为为12%15%。能源动力与机械工程学院P131-434-4 风轮叶片叶片专用翼型用翼型 传统航空翼型作航空翼型作为风轮叶片翼型不能良好叶片翼型不能良好满足足运用要求，一些运用要求，一些发达国家从达国家从20世世纪80年年头中期起先中期起先探探讨风电机机组专用新翼型，并开用新翼型，并开发了一系列翼型。了一系列翼型。其中具有代表性的有美国的其中具有代表性的有美国的SERI和和NREL翼型系列、翼型系列、丹麦的丹麦的RIS -A翼型系列、瑞典的翼型系列、瑞典的FFA-W翼型系列翼型系列等。等。一、一、SERI翼型系列翼型系列 SERI翼型系列供翼型系列供应应了了3种种针对针对不同叶片不同叶片长长度的翼型。度的翼型。SERI系列翼型的特点：具有系列翼型的特点：具有较较高的升阻比和高的升阻比和较较大的升大的升力系数，且失速力系数，且失速时对时对翼型的表面粗糙度敏感性低。翼型的表面粗糙度敏感性低。能源动力与机械工程学院P131-44 直径直径1030m的的风力叶片力叶片设计，对SERI翼型系列的翼型系列的应用用提出下列特性要求：提出下列特性要求：主要用于主要用于10m高度高度处的年平均的年平均风速速为4.56.2m/s的的风场；主要用于定主要用于定桨距失速限制的叶片，叶尖速比距失速限制的叶片，叶尖速比约为8时风能利用系数最大。能利用系数最大。认为主要功率主要功率产生区域集中在叶片的生区域集中在叶片的75%半径外半径外侧，且，且希望在希望在该位置的翼型具有位置的翼型具有较高升阻比、有限的最大升力系数、高升阻比、有限的最大升力系数、失速失速时对表面粗糙度的敏感性低和适当的相表面粗糙度的敏感性低和适当的相对厚度。厚度。为了了满足上述叶片足上述叶片设计要求，要求，设计了了SERI S805A翼型。翼型。能源动力与机械工程学院P131-45 考考虑在在满足叶片根部和叶尖翼型局部起足叶片根部和叶尖翼型局部起动设计要求的要求的同同时，还要求叶片气要求叶片气动性能从根部到叶尖性能从根部到叶尖应为单调变更，更，且具有流且具有流线型的叶片表面。因此，型的叶片表面。因此，处于于结构构设计因素的考因素的考虑，用于叶片根部的翼型，用于叶片根部的翼型应当当较厚，且具有厚，且具有较高的最大升高的最大升力系数。叶尖力系数。叶尖处翼型翼型则相相对较薄，具有薄，具有较低的最小阻力和低的最小阻力和最大升力系数。依据最大升力系数。依据这些要求，些要求，设计了分了分别用于叶尖用于叶尖(r/R=0.95)的的SERI S806A翼型，用于根部翼型，用于根部(r/R=0.40)的的SERI S807翼型。翼型。能源动力与机械工程学院P131-46 对于直径于直径2135m的的风轮，翼型的相，翼型的相对厚度厚度对叶片叶片强度度和和刚度度设计具有重要意具有重要意义。为此，此，设计了外形与了外形与SERI S805A/S806A/S807翼型系列相像的厚翼型族，命名翼型系列相像的厚翼型族，命名为S812、S813、S814，其中，其中S812的最大相的最大相对厚度厚度为0.21，是，是S805A最大相最大相对厚度的厚度的1.5倍左右。倍左右。能源动力与机械工程学院P131-47 对于于风轮直径直径36m以上的以上的风力机，力机，为满足翼型修型足翼型修型以以实现叶片气叶片气动性能与性能与结构构强度的度的优化化组合，合，设计了第了第三族翼型，分三族翼型，分别命名命名为SERI S816、S817、S818。能源动力与机械工程学院P131-48 RIS -A翼型系列由丹麦翼型系列由丹麦RIS 国家国家试验试验室室设计设计，包括，包括7种种翼型，最大相翼型，最大相对对厚度厚度为为12%30%。二二、RIS-A翼型系列翼型系列能源动力与机械工程学院P131-49 RIS -A翼型系列的几何特征是具有翼型系列的几何特征是具有较较尖尖锐锐的前的前缘缘，能能够够使流体快速加速并使流体快速加速并产产生生负压负压峰峰值值。气气动动性能方面，性能方面，该该翼型系列在接近失速翼型系列在接近失速时时具有最大具有最大的升阻比，攻角的升阻比，攻角为为10时时的的设计设计升力系数升力系数约为约为1.55，而最，而最大升力系数大升力系数为为1.65。同。同时时RIS -A翼型系列具有翼型系列具有对对前前缘缘粗粗糙度的不敏感性。糙度的不敏感性。能源动力与机械工程学院P131-50 FFA-W翼型系列由瑞典航空探翼型系列由瑞典航空探讨讨所研制，具有所研制，具有较较高高的最大升力系数和升阻比，且在失速工况下具有良好的的最大升力系数和升阻比，且在失速工况下具有良好的气气动动性能。性能。FFA-W包括了包括了3个翼型系列，分个翼型系列，分别为别为FFA W1、FFA-W2和和FFA-W3。三三、FFA-W翼型系列翼型系列 FFA-W1系列有系列有6种翼型，相种翼型，相对对厚度厚度12.8%27.1%。该该翼型系列的翼型系列的设计设计升力系数升力系数较较高，可以高，可以满满足低叶尖速比足低叶尖速比风电风电机机组组的的设计设计需求。翼型系列中，薄翼型在表面光滑和需求。翼型系列中，薄翼型在表面光滑和层层流条件下具有高升阻比，同流条件下具有高升阻比，同时对时对昆虫残骸或制造昆虫残骸或制造误误差造差造成的前成的前缘缘粗糙不敏感；粗糙不敏感；较较厚翼型在前厚翼型在前缘缘粗糙状况下具有粗糙状况下具有较较高的最大升力系数和高的最大升力系数和较较低的阻力系数。低的阻力系数。能源动力与机械工程学院P131-51 FFA-W2翼型系列含翼型系列含2种翼型，相种翼型，相对对厚度分厚度分别为别为15.2%和和21.1%。该该翼型系列与翼型系列与FFA W1翼型系列的翼型系列的设计设计要求和要求和设计设计目目标标相同，只是相同，只是设计设计升力系数稍低，以升力系数稍低，以满满足不足不同的运用要求。同的运用要求。FFA-W3翼型系列包括翼型系列包括7种翼型，相种翼型，相对对厚度厚度为为19.5%36.0%，其中相，其中相对对厚度厚度为为19.5%的翼型，是接受相的翼型，是接受相对对厚厚度度18%的的NACA 63-618翼型和相翼型和相对对厚度厚度为为21.1%的的FFA-W3-211设计设计，通，通过对过对其中弧其中弧线线和厚度分布和厚度分布进进行内插得到行内插得到的。的。相相对厚度厚度为19.5%和和21.1%的两种翼型的两种翼型为薄翼型，可用薄翼型，可用在在风轮叶片的叶尖部分。叶片的叶尖部分。较厚的集中翼型在厚的集中翼型在给定的相定的相对厚度厚度下，比下，比NACA63-6*系列的厚翼型具有更好的气系列的厚翼型具有更好的气动性能。因性能。因此，在相此，在相对厚度超厚度超过18%时，一般运用，一般运用FFA-W3翼型系列。翼型系列。能源动力与机械工程学院P131-52四四、NREL翼型系列翼型系列 NREL翼型系列由美国国家可再生能源翼型系列由美国国家可再生能源试验试验室研制，室研制，包括薄翼型族和厚翼型族，分包括薄翼型族和厚翼型族，分别别用于大、中型叶片。如用于大、中型叶片。如图图，左左边边3种种为为薄翼型族，右薄翼型族，右边边3种种为为厚翼型族，从上到下分厚翼型族，从上到下分别别为为用于靠近叶片叶尖部分（用于靠近叶片叶尖部分（为为95%半径半径处处）、用于叶片主）、用于叶片主要外部区域（要外部区域（75%半径半径处处）和用于根部（）和用于根部（40%半径半径处处）的翼）的翼型。型。能源动力与机械工程学院P131-534-5 翼型的翼型的选择 大型大型风力叶片很力叶片很长，其不同展向未知的气，其不同展向未知的气动要求要求有有别。因此，理。因此，理论上叶片的各剖面上叶片的各剖面应选择不同的翼型。不同的翼型。叶片翼型叶片翼型选择不不仅须要探要探讨其相其相应气气动性能，性能，还应考考虑相相应的功率限制方式等的功