风力发电机叶片设计范文

风力发电机叶片的设计

能源与环境的协调发展是实现国家现代化目标的必要条件。随着全球气候变暖与化石能源的不断消耗及其对环境的影响问题，其他能源的开发越来越受到重视，如核能、地热能、风能、水能等新能源及生物质能、氢能的二次能源的开发应用也日益发展起来。而在这些新兴的能源种类中，核能的核废料处理相当困难，并且其日污染相比火电厂更为严重，同时需要相当严密的监管控制能力以防止其泄露而产生不可估量的破坏，国际上这些例子也是相当多的。而地热能的开发势必要依赖与高科技，在当今对地热开发利用还不完善的现状下，更是难以做到，并且其开发对地表的影响也相当大。而风能则作为太阳能的转换形式之一，它是取之不尽、用之不竭的清洁可再生能源，不产生任何有害气体和废料，不污染环境。海上，陆地可利用开发的可达2×1010kW，远远高于地球水能的利用，风能的发展潜力巨大，前景广阔。

自20世纪70年代中期以来，世界主要发达国家和一些发展中国家都在加紧对风能的开发和利用，减少二氧化碳等温室气体的排放，保护人类赖以生存的地球。风力发电技术相对太阳能、生物质等可再生能源技术更为方便，成本更低，对环境破环更小，作为清洁能源的主要利用方式而飞速发展，且日益规模化。

一、叶片设计的意义

在风力发电机中叶片的设计直接影响风能的转换效率，直接影响其年发电量，是风能利用的重要一环。本文主要是设计气动性能较好的翼型与叶片并进行气动分析。而翼型作为叶片的气动外形，直接影响叶片对风能的利用率。现在翼型的选择有很多种，FFA-W系列翼型的优点是在设计工况下具有较高的升力系数和升阻比，并且在非设计工况下具有良好的失速性能。叶片的气动设计方法主要有依据贝茨理论的简化设计方法，葛老渥方法与维尔森方法。简化的设计方法未考虑涡流损失等因素的影响，一般只用于初步的气动方案的设计过程；葛老渥方法则忽略了叶尖损失与升阻比对叶片性能的影响，同时在非设计状态下的气动性能也并未考虑；维尔森方法则较为全面是现今常用的叶片气动外形设计方法。本文通过相关的叶片设计理论结合相关软件来设计并简单的优化叶片。

叶片设计的要求不仅需要参考和选用设计标准，还应考虑风电机组的具体安装和使用情况。叶片的设计过程需要根据总体设计方案，并结合具体的技术要求，通过系统的启动设计和结构设计，实现设计目标。一般而论叶片设计可分为空气动力学设计阶段和结构设计阶段。启动设计阶段需要通过选择叶片几何最佳外形，实现年发电量最大的目标；结构设计阶段需要通过选择分析选择叶片材料、结构形式和其他设计参数，实现叶片强度、刚度、稳定性以及动特性等目标，叶片基

1

本设计流程如图1-1所示。一般情况下，设计需要首先从叶片的气动外形设计展开，然后再根据启动设计要求进行结构设计。

设置初始参数 叶片气动特性分析 反馈修改参 图1-1 叶片基本设计流程图

叶片静力结构分析 得出满意结果 但实际上，这种设计流程并不是绝对的，亦即叶片结构设计不能也不可能完全处于从属地位。从叶片总体设计开始，往往就需要从结构设计角度对气动方案提出修改意见，甚至不得不改变某些界面的气动外形，以获得叶片启动于结构性能的合理匹配。因此，优良的叶片设计是在各种性能关系合理平衡的过程中形成的结果。

二、叶片类型确定

翼型是风力机叶片相当重要的一部分，它直接影响风轮的启动及接受风能的效率，以叶片翼型来区分，叶片可分为平板型、风帆型、扭曲型。其中平板型与风帆型是主要应用于低速风力机翼型，其主要特点是迎角是不变的，在整个叶片上都相同，所以其结构简单，易于制造且成本低。自然，其效率也不会高。而扭曲型的叶片就是叶片的翼型和安装角沿叶片长度不同，且由叶根至叶尖逐渐减少，做到使叶片各处都达到最佳迎角状态，以获得最佳升力来得到较高的风能接受效率，相对的，这类翼型叶片制造困难，成本较高。本文选择扭曲型。在扭曲叶片中使叶片各处获得最佳迎角的同时不同的迎角处对应有不同的翼型弦长以获得各处相同的升阻比，即相同的气动特性以高效的利用风能。

1 叶片气动外形设计方法

气动外形是风轮设计过程的主要任务，也是叶片结构设计基础性工作之一。其理论方法主要有简化设计方法、葛劳渥方法和维尔森方法。 1.1 简化设计方法

所谓风轮叶片的简化设计方法，是基于动量-叶素理论，主要用于估算叶片距风轮轴线r处叶素截面产生的气动力，进而初步确定翼弦与叶片基本参数的关系。 相关参数如图2-1所示。

图2-1 动量-叶素理论示意图

根据有关的动量-叶素理论的讨论，并根据贝茨极限取vd2v/3，得到风轮参数与风速的基本设计关系：

cotCLBCr3r3 r （2-1）

vd2v216R （2-2）

9r242R92式中，r为叶片r处的速度比，rr/v；vd为流经风轮处的气流速度；v为无穷远处的气流速度。

由式可得：

33r （2-3） cotr22R通过上式可以初步确定叶片入流角，并根据设计经验选取各叶素剖面攻角α。

由式可计算叶片的弦长C为：

C16Rr249BCL2R92 （2-4）

同时得到桨距角的关系为：

1 coth3r  （2-5）

2R由于以上设计方法是基于简化理论模型，未考虑涡流损失等因素影响，一般只用于初步启动方案的设计过程。 1.2 葛劳渥方法

葛劳渥方法考虑了风轮后涡流流动，可根据结构要求对叶片进行初步的气动性能修正和分析。该方法阐述的气动理论虽有一定局限性，但仍是目前叶片气动外形设计过程中较好的指导方法之一。

参照叶素模型，设Ω和分别为风轮和气流的旋转角速度，则旋转平面内位于风轮半径r出的入流角和实际入流速度W可表示为：

tanh1av （2-6）

'1ar

W1avsin1ar （2-7） 'cos则导出风轮半径r处叶素获得的功率为：

2'3 dP （2-8） rdT4va1arr相应的风能利用系数为：

CPr0dPr13rrv282

a1av （2-9）

'3rr0式中，λ为叶尖速比。

最大的风能利用系数CPm可以通过对式求极值获得，极值条件为：

13a'a  4a1'2ar(1a)(4a1) （2-10）

a和值，在

利用该式，可通过迭代计算对每一个λ

r 值求得相应的诱导因子

此基础上，通过计算得到翼型弦长和桨距角为：

2 C8asinr （2-11）

1acosBCL1a1   （2-12）'1ar需要指出，葛劳渥方法采用诱导速度均匀的假设，忽略了叶尖损失和升阻比对叶片性能的影响以及在非设计状态下的气动性能，并认为若要使风轮总体的风能利用系数Cp值最大，须使与各叶素对应的风能利用系数dCp值最大。这种方法对工况的敏感性会很强，只能作为一定工况条件下的优先优化设计。因此，对于实际的风轮启动设计计算，葛劳渥方法存在较大的局限性，特别是对于叶尖速比变化的条件下，采用这种方法设计的叶片风能利用系数与实际情况差别较大。此外，应用此方法分析叶片处于失速状态的气动特性时，其精确度也会大幅度下降。 1.3 翼型

风能转换效率与空气流过叶片翼型产生的升力有关，因此叶片的翼型性能直接影响风能转换效率。

参照图2-2介绍叶片的几何参数：

图2-2 翼型几何参数

1） 中弧线

翼型周围内切圆圆心的连线为中弧线，也可将垂直于弦线度量的上下表面间距离的中点连线称为中弧线。 2） 前缘A

翼型中弧线的最前点即为翼型前缘。 3） 前缘半径

翼型前缘处内切圆的半径成为翼型前缘半径，前缘半径与弦长的比值成为相对前缘半径。 4） 后缘B

翼型中弧线的最后点称为翼型后缘。 5） 后缘角

位于翼型后缘处，上、下两弧线之间的夹角成为翼型后缘角。 6） 弦线

翼型前后缘之间的连线称为翼型弦线。 7） 厚度t

翼型周线内切圆的直径称为翼型厚度，也可将垂直于弦线度量的上、下表面间的距离成为翼型厚度。最大厚度与弦长的比值称为翼型的相对厚度。 8） 弯度f

中弧线到弦线的最大垂直距离称为翼型弯度，弯度与弦长的比值（f/C）称为相对弯度。 9） 气动力中心

也称为动力焦点，由于飞机迎角变化引起的升力变化量的作用点。通常位于弦线的1/4~1/3处。 10）升阻比

在一定迎角下飞机的升力与阻力之比，是衡量飞机气动力效率的重椅数，以L/D表示。又称“举阻比”、“空气动力效率”。飞机飞行中，在同一迎角的升力与阻力的比值。其值随迎角的变化而变化，此值愈大愈好，低速和亚声速飞机可达17～18，跨声速飞机可达10～12，马赫数为2的超声速飞机约为4～8。

翼型的设计中，关乎风能效率的重要变量是升阻比。升阻比即为叶片的升力与阻力的比值。由翼型的性能曲线可知升阻比并不是越高越好。对于翼型设计方面主要有Glauert理论和Wilson理论。Glauert理论是考虑了风轮后涡流流动的叶素理论，引入了气流轴向干扰因子和切向干扰因子；Wilson理论气动优化设计理论对Glauert理论进行了改进，研究了叶尖损失和升阻比对叶片最佳性能的影响，并且研究了风轮在非设计状态下的性能。

针对复杂叶片形状设计继承了Coons方法、B样条方法、Bezier曲线的几何性质，并增加了权因子，对复杂叶片曲面应用NURBS方法进行设计构造获得了更精确的曲面。

风能转换效率与空气流过叶片翼型产生的升力有关，因次叶片的翼型性能直接影响风能转换效率。传统的风轮叶片翼型多沿用航空翼型，随着风电技术的发展和广泛应用，国外一些研究季后开发了多种风电专用翼型系列。应用较多的有NACA翼型系列、SERI翼型系列、NREL翼型系列、RIS-A翼型系列和FFA-W翼型系列等。 1. NACA翼型系列

NACA翼型系列是以往风轮叶片采用较多的翼型系列，该翼型系列与20世纪前期由给过国家宇航局（NASA）的前身，即国家航空咨询委员会（NACA）提出。 2. SERI翼型系列

SERI翼型系列提供了三组针对不同叶片长度的翼型，该系列翼型的特点是具有较高的升阻比和较大的升力系数，且失速是对翼型表面的粗糙度敏感性低。 3. RIS-A翼型系列

RIS-A翼型系列由丹麦RIS国家实验室设计，包括7种翼型，最大厚度为12%~30%。其几何特征是具有较尖锐的前缘，能够使流体迅速加速并产生负压峰值。其气动性能反面是的特征为，该翼型系列在接近失速时具有最大的升阻比，攻角为10度是的设计升力系数约为1.55，而最大升力系数为1.65。同时，RIS-A翼型系列具有对前缘粗糙度的不敏感性。 4. FFA-W翼型系列

FFA-W翼型系列有瑞典航空研究所研制，具有较高的最大升力系数和升阻比，且在失速工况下具有良好的气动性能。FFA-W包括了FFA-W1、FFA-W2、FFA-W3这三个翼型系列，总计15个翼型。

一些大功率叶片采取了组合翼型的设计方案，即将叶片分为根部、中部和尖部三部分。根据叶片气动性能和力学结构对不同部位的要求，选用不同翼型的组合设计，以使叶片的功率利用性能得到进一步优化。