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本专利申请要求 2014年 4月 29日申请的， 申请号为 201410178052.8 , 名称为 "垂直 轴风力机专用高效叶片"的中国专利申请的优� �权， 在此将其全文引入作为参考。 技术领域

本发明涉及一种风力机用叶片，尤其是一种垂 直轴风力机专用高效叶片，属于风力发 电叶片翼型技术领域。 背景技术

据申请人所知，传统风力机叶片的翼型通常沿 用航空翼型 (如 NACA系列、 DVL系列、 RAE系列等）， 其中用的最多的是 NACA系列翼型， 很多水平轴风力机采用 NACA230ZZ 和 NACA44ZZ 翼型 (ZZ表示最大厚度与弦长比值的 100 倍整数）， 垂直轴风力机采用 NACA00ZZ翼型和其它的航空翼型。

由于航空翼型是针对飞行器设计的， 而风力机的流场状态及其变化与飞行器并不相 同， 因此航空翼型并不是风力机叶片的最佳翼型， 研发适合风力机叶片的翼型是提高风力机风 能利用效率最有效的关键技术。

然而，目前业已研发的风力机叶片专用翼型均 针对水平轴风力机，如 SERI系列、 NREL 系列、 RIS<D-A系列、 FFA-W系列等， 还没有专门针对垂直轴风力机研发的翼型， 导致垂 直轴风力机只能继续采用航空翼型， 这就是目前垂直轴风力机的风能利用效率低于 水平轴 风力机的主要原因。

水平轴风力机运行在定常流场或考虑了螺旋形 尾流因素的准定常流场中， 而垂直轴风 力机运行时流场的变化比水平轴风力机复杂很 多， 其特点是叶片大分离运行并激发涡流形 成¾流状态很强的非定常流场， 叶片之间彼此的影响很大，叶片气动性能的瞬 态性很强 (风 洞实验 4艮难测量瞬态过程中叶片的力学参数)。 因此，针对水平轴风力机可以用稳态条件的 传统方法获得叶片性能数据或参量信息， 但是针对垂直轴风力机则传统方法很难奏效， 由 此可见， 垂直轴风力机叶片翼型研发的难点是： 传统的翼型研究方法不适合研发垂直轴风 力机叶片翼型。 发明内容

本发明所要解决的技术问题是： 克服现有技术存在的问题， 提供一种垂直轴风力机专 用高效叶片， 专门针对垂直轴风力机的特点而设计， 具有优良的风能利用性能。

本发明解决其技术问题的基本技术方案如下：

一种垂直轴风力机专用高效叶片， 具有流线形状的截面， 所述截面边缘由前缘点、 后 缘点、 上翼面边缘、 下翼面边缘构成， 所述上翼面边缘的一端与下翼面边缘的一端在 前缘 点接合， 所述上翼面边缘的另一端与下翼面边缘的另一 端在后缘点接合； 以连接前缘点和 后缘点的直线段为翼弦， 所述上翼面边缘位于翼弦和下翼面边缘的上方 ； 其特征是， 以垂 直于翼弦的方向为竖直方向， 所述截面在竖直方向上厚度最大处在翼弦上的 垂足与前缘点 之间的距离为翼弦长度的 0.12-0.29倍。

采用该结构后，即可使叶片在垂直轴风力机运 行的非定常流场中具有优良的风能利用 性能。

具体描述时， 以翼弦长度为标度建立相对坐标系： 以前缘点为原点、 翼弦所处直线为 X轴、 垂直于翼弦且过前缘点的直线为 y轴， 所述 X轴朝向后缘点的方向为 X轴正向， 所 述 y轴朝上为 y轴正向； 以翼弦长度为单位长度， 即以翼弦长度为 1 ;

所述截面在 y轴方向上厚度最大处的厚度为翼弦长度的 t倍， t即为翼型相对厚度， 该厚度最大处在 X轴上的垂足与前缘点之间的距离为翼弦长度� � x _t 倍， 即 x _t =0.12-0.29; 所述截面的翼型中弧线弯度最大处的弯度为翼 弦长度的 f倍， f 即为翼型相对弯度， 该弯度最大处在 X轴上的垂足与前缘点之间的距离为翼弦长度� � x _f 倍；

所述截面前缘处为圆头， 其内切圆半径为翼弦长度的 r _a 倍， r _a 即为翼型前缘半径； 所述上翼面边缘和下翼面边缘在截面后缘点处 的外延切线之间的夹角为 γ， γ即为翼 型后缘角。

所述上翼面边缘、 下翼面边缘的曲线函数分别为 y ₊ (x)、 y.(x):

y.(x)=y _c (x)-y _t (x)cos6 II

其中， y _t (x)为翼型厚度分布函数， y _c (x)为翼型弯度分布函数； δ为 y _c (x)在 X处的切线 与翼弦之间的夹角， ify _c (x)/ife=tan5为相应切线的斜率；

y _t (x)在 x _t 前后分别为：

yt( ≤ t)=yti( )=t( o °' ⁵ + i + 2 ² + 3 ³ ) III

y _t (x)的边界条件为：

y _tl (x _t )=yt2(x _t ), JL dy _n (x)/dx \ x=x _t =dy _G (x)/dx \ x= _xt =0 V

III、 IV式中, ζ。、 ζι、 ζ2、 ζ3以及 σο、 σ、 σ2、 03分别为各式中对应项的权重系数； 且 r _a =½(¾) ² 、 y=2dy _t (x)/dx I _χ→ ι=2 ΐσι VI y _c (x)在 x _f 前后分别为：

yc(x≤Xf) ⁼ ycl( ^x ) ^=K 0+KlX+K2X ² +K ₃ X ³ +K4X ⁴ +K ₅ X ⁵ +K ₆ X ⁶ +K7X^ W

W式中 0.5 <ξ< 1;

当 ξ值确定且 K _q 和 ηο均为 0时， y _c (x)在 x _f 前后分别为：

yc(x≤Xf) ⁼ yci(x) ⁼ six+e2x ² +63x ³ +84x ⁴ +66x ⁶ +e7x ^2/3 +6sx ³⁴ IX

y _e 的边界条件为：

y _cl (Xf)=y _c2 (Xf)、 dy _c i(x)/dx \ _x =xf = dy _c2 (x)/dx \ _x =xf=0 XI

W、 WI、 IX、 ) (式中 κ ₀ 、 Kis κ ₂ 、 K ₃ κ ₄ 、 κ ₅ 、 κ ₆ 、 κ ₇ , ε【、 ε ₂ 、 ε ₃ 、 ε ₄ 、 ε ₅ 、 ε ₆ 、 ε ₇ 、 ε ₈ 以及 η ₀ 、 η!, η ₂ 、 η ₃ 、 η ₄ 分别为各式中对应项的权重系数。

优选地，所述叶片为第一类翼型或第二类翼型 或第三类翼型； 当叶片为第一类翼型时， 所述上翼面边缘和下翼面边缘分别向外侧凸出 、 且关于翼弦对称， t=0.08-0.25; 当叶片为 第二类翼型时， 所述上翼面边缘和下翼面边缘分别向外側凸出 、 且非对称地分布于翼弦两 侧， f=0.006-0.08, _Xf =0.12-0.40, 且 t=0+08-0.25; 当叶片为第三类翼型时， 所述上翼面边缘 向外侧凸出，所述下翼面边缘具有拱向上翼面 边缘内側的凹陷， f=0.02-0.10, Xf=0.10-0.60, 且 t=0.08-0.25。

更优选地， 当叶片为第一类翼型时， t=0.12-0.20 且 x _t =0.14-0.28; 当叶片为第二类翼 型时， f=0.008-0.05, Xf=0.14-0.38, t=0.12-0.20, JL x _t =0.14-0.28； 当叶片为第三类翼型时， f=0.03-0.09, Xf=0.15-0.55, t=0.12-0.20, 且 x _t =0.14-0.28。

更优选地， 当叶片为第一类翼型时， t=0.14-0.18 且 x _t =0.16-0.26; 当叶片为第二类翼 型时， f=0.01-0.03, xf=0.16-0.36, t=0.14-0.18, JL x _t =0.16-0.26; 当叶片为第三类翼型时， f=0.04-0.08, _Xf =0.16-0.50, t=0.14-0.18, 且 x _t =0.16-0.26。

更优选地， 当叶片为第一类翼型时， 所述上翼面边缘曲线函数 y ₊ (x)=y _t (x), 所述下翼 面边缘曲线函数 y.(x)=-y _t (x); 当叶片为第二类或第三类翼型时， 在利用 ify _c (x)/i/x=tan5计算 δ时， 以 χ=0.005为的 X坐标起始点。

更优选地， 当叶片为第一类或第二类或第三类翼型时， 所述截面后缘处钝化后以圆角 过渡。

更优选地， 当叶片为第一类或第二类或第三类翼型时， 所述叶片为垂直于旋转轴的截 面沿旋转轴以预设路径上下延伸形成的三维叶 片。

此外， 经申请人研究， 具有以下要点的叶片能具有更优化的性能：

对于 y _t (x)而言： 当 t=0.12-0.20时，

若 X _t 为 0.16, 则 III式中 ζ。、 ζι. ζ ₂ 、 ζ ₃ 分别为 1.9186、 -1.0568 -4.7589、 5.2423 ; 且 IV式中 σ ₀ 、 σι^ σ ₂ 、 σ ₃ 分别为 0.0006、 1 + 1477、 -0+3744、 -0.3539;

若 X _t 为 0.18, 则 III式中 ζ ₀ 、 ζι, 、 ζ ₃ 分别为 1.9520、 -0.8270、 -8.7357、 17.9319; IV式中 σ ₀ 、 σι^ σ ₂ 、 σ ₃ 分别为 0.0009、 0.9178、 -0.1172、 -0.3135;

若 X _t 为 0.20, 则 III式中 ζ。、 ζι, ζ ₂ 、 ζ ₃ 分别为 1.8189、 -0.9535、 -3.8384、 3.7532;

IV式中 σ。、 σι> σ ₂ σ ₃ 分别为 0.0011 , 1.1308、 -0.3078、 -0.4176；

若 X _t 为 0.22, 则 in式中 ζ ₀ 、 ς、 ζ ₂ 、 ζ ₃ 分别为 1.5047、 -0.8289、 0.3887、 -3.9833； 且 IV式中 σ ₀ 、 σι, σ ₂ σ ₃ 分别为 0.0008 1.1434、 -0.3553、 -0.3799；

若 X _t 为 0.23 , 则 in式中 ζ ₀ 、 ς、 ζ ₂ 、 ζ ₃ 分别为 2.0188、 -1.5083、 -4.3190、 8.9379； 且 IV式中 σ ₀ 、 σι. σ ₂ σ ₃ 分别为 0.0021 , 1.0263、 -0.2049、 -0.3650;

若 X _t 为 0.25 , 则 III式中 ζ。、 ζ _χ , ζ ₂ 、 ζ ₃ 分别为 1.5789、 -0.7049、 -2+2474、 1.8778; IV式申 σ。、 σι、 。2 σ ₃ 分别为 0.0010, 1.1326、 -0.4138、 -0.2660;

若 X _t 为 0.26, 则 ΙΠ式中 ζ ₀ 、 ζ ζ ₂ 、 ζ ₃ 分别为 1.4781、 -0.583 -2.1353、 2.3576; 且 IV式中 σ。、 σι、 σ ₂ σ ₃ 分别为 0.0014, 1.1248、 -0.2835、 -0.4368;

对于 y _c (x)而言：

若 f为 0+0145 , X _f 为 0.28 , IX式中 ε【、 ε ₂ 、 ε ₃ 、 ε ₄ 、 ε ₅ 、 ε ₆ 、 ε ₇ 、 ε ₈ 分别为 -0.1612、 2.4334、 -22.1087、 112.0009、 -290.0895、 298.4389、 0.3881. -0.3764； 且 X式中 η ₂ 、 η ₃ 、 η ₄ 分 别为 0+0302、 -0.0152、 0.0233、 -0.0301；

若 f为 0+0150, X _f 为 0.29, IX式中 ει, ε ₂ 、 ε ₃ 、 ε ₄ 、 ε ₅ 、 ε ₆ 、 ε ₇ 、 ε ₈ 分别为 0.2688、 -0.3013、 -0.0790、 6.1460、 -26.5137、 36.7832、 0.4981、 -0.6702; 且 X式中 、 η ₂ 、 η ₃ 、 η ₄ 分别为 0.0315、 -0.0142、 0.0200、 -0.0295;

若 f为 0.0155 , X _f 为 0.36, IX式中 ε【、 ε ₂ 、 ε ₃ 、 ε ₄ 、 ε ₅ 、 ε ₆ 、 ε ₇ 、 ε ₈ 分别为 -0.1690、 1.7701、 -14.6827、 58.9612、 -114.4102、 86.5877、 0.2023、 -0.1237; 且 X式中 1^、 η ₂ 、 η ₃ 、 η ₄ 分别 为 0.0590、 -0.0642、 0.0035、 0.0180；

若 f为 0+0160, X _f 为 0.37, IX式中 ε【、 ε ₂ 、 ε ₃ 、 ε ₄ 、 ε ₅ 、 ε ₆ 、 ε ₇ 、 ε ₈ 分别为 -0.0881、 1.4017、 -9.8287. 37.9182、 -74.5058. 58.0582, 0.3830、 -0.3916； 且 X式中 、 η ₂ 、 η ₃ 、 η ₄ 分别为 0.0381、 -0.0220、 0.0386、 -0.0567; 若 f为 0.0700, X _f 为 0.38 , IX式中 ε ₂ 、 ε ₃ 、 ε ₄ 、 ε ₅ 、 ε ₆ 、 ε ₇ 、 ε ₈ 分别为 0.7264、 0.1020、 -19.3687、 90.3541、 -170.8980. 119.5011、 0.1130、 -0.2205; 且 X式中 T]L、 η ₂ 、 η ₃ 、 η ₄ 分另' J为 0.2264、 -0.1486、 -0 1073、 0.0854；

若 f为 0.0800, X _f 为 0.45 , IX式中 ε ₂ 、 ε ₃ 、 ε ₄ 、 ε ₅ 、 ε ₆ 、 ε ₇ 、 ε ₈ 分别为 0.8190、 -1.4473、 -3.7479、 27.9825、 -56.9694、 39.6996、 0.1292、 -0.2803; 且 X式中 ru、 η ₂ 、 η ₃ 、 η ₄ 分别为 0.2624 -0.1704 -0.1336 0.1223

与现有技术中垂直轴风力机常釆用的 NACAOOZZ翼型叶片相比， 本发明叶片专门针 对垂直轴风力机运行的非定常流场而设计， 具有高于 NACAOOZZ 翼型的风能利用系数， 性能优良。 附图说明

图 1至图 3分别为本发明以第一类、 第二类、 第三类翼型叶片建立坐标系的示意图。 图 4为本发明所用 CFD方法中的翼型方位参数示意图。

图 5至图 8分别为本发明实施例 1 中， 以 CFD方法计算所得的在静止参照系中、 由 本发明某一翼型以相同半径组成的三、 四、 五、 六叶片风轮在某一时刻的流线分布图。

图 9为本发明实施例 2所举第一类 LF00ZZPP翼型的示意图。

图 10和图 11分别为本发明实施例 3所举第二类翼型的示意图。

图 12为本发明实施例 4所举第三类翼型的示意图。

图 13为本发明第一类 LF00ZZ Y ¹ 翼型的 y ₊ (x)和 y.(x)的范围边界线 811 ₊₁₁₁₃ 与 B l l _{+1 w} 和 B l l. _U p与 B l l. _lQW 的图示及其对应之间形成的域由竖线阴影 区所示。

图 14为本发明第一类 LFOOZZPP翼型的 y ₊ (x)和 y.(x)的范围边界线 B12 _+lip 与 B 12 和 B 12 _-up 与 B 12 _-tow 的图示及其对应之间形成的域由横线阴影 区所示。

图 15为本发明第二类 LF /ZZPP翼型的 y+(x)和 y.(x)的范围边界线 B21 _+up 与 B21 _{+1 w} 和 B2L _up 与 B2L _lm ^々图示及其对应之间形成的域由竖线阴� �区所示。

图 16为本发明第二类 LFIJZZPP翼型的 y ₊ (x)和 y.(x)的范围边界线 B22 _+up 与 B22 _{+1 w} 和 B22 与 B22^。 _w 的图示及其对应之间形成的域由横线阴影 区所示。

图 17为本发明第三类 LFIJZZPP翼型的 y+(x)和 y.(x)的范围边界线 B31 _+up 与 B31 _{+1 w} 和 831. ₁₁₁₎ 与 B31. _tow 的图示及其对应之间形成的域由竖线阴影 区所示。

图 18为本发明第三类 LFIJZZPP翼型的 y ₊ (x)和 y.(x)的范围边界线 B32坤与 B32 _+low 和 B32. _up 与 B32. _tow 的图示及其对应之间形成的域由横线阴影 区所示。

图 19为本发明实施例 1中， 以 CFD方法计算三叶片风轮的风能利用系数 Cp(e)随风 轮旋转角 Θ旋转五转 (m为周转次序数)的变化示意图。

图 20为本发明实施例 1中， 以 CFD方法计算风能利用系数的每转平均值 Cp随周转 次序数 m的变化示意图。

图 21和图 22分别为本发明实施例 5中在风速 W=5m/s或 10m/s下， t值相同的第一 类 LF00ZZ/ 翼型和 NACAOOZZ翼型的 Cp随风轮转速 V的变化示意图。

图 23和图 24分别为本发明实施例 5 中在风速 W=5m/s或 10m/s下， t值、 f值和 x _f 值均相同的第二类 LFIJZZPP翼型和 NACA ZZ翼型的 Cp随风轮转速 V的变化示意图。 图 25和图 26分别为本发明实施例 5中在风速 W=5m/s或 10m/s下， t值、 f值和 x _f 值均相同的第三类 l^IJZZPP翼型和 NACA/JZZ翼型的 Cp随风轮转速 V的变化示意图。

图 27至图 29分别为本发明实施例 6中第一类、 第二类、 第三类翼型与其后缘角钝化 后所得叶片截面的比较示意图。

图 30至图 32分别为本发明实施例 7中三维叶片的示意图。 具体实施方式

1. 本发明的研究思路如下：

在现有理论中， 叶片翼型应由空气动力学给出， 但是空气动力学的复杂性导致无法数 学解析出性能与翼型的对应关系， 也即由空气动力学无法获知要达到预设性能时 翼型应该 采用何种形状， 这意味着翼型研发没有通用的理论设计标准， 也即无法在空气动力学规律 的直接规范下实施翼型设计，那就只能针对气 流的变化性质——流场状态 (在空气动力学规 律的间接规范下;)来设计翼型。

申请人采用的研究方法如下：先以几何方法构 形并做出叶片，再由实验和 CFD方法检 测效果并寻找改进的线索，如此循环直至获得 性能良好 (符合空气动力学规律)的翼型出现。

本发明所用 CFD 方法利用了能产生非定常流场环境模拟的计算 流体力学 (Computational Fluid Dynamics,简称 CFD)软件， 该方法通过数值模拟计算得出含有特定翼 型叶片组成风轮的风力机的功率、 力矩和风能利用系数 Cp , 这三个性能参数与过程无关， 且可在风洞测试中获得， 其中 Cp与叶片翼型直接相关。

具体研究过程如下：

第一步、 以几何参数描述叶片翼型：

如图 1至图 3所示， 以叶片的流线形截面为对象， 截面边缘由前缘点 a、 后缘点 b、 上翼面边缘 y ₊ (x)和下翼面边缘 y.(x) (亦称上、 下表面）构成， 上翼面边缘的一端与下翼面 边缘的一端在前缘点 _a 接合，上翼面边缘的另一端与下翼面边缘 的另一端在后缘点 b接合； 以连接前缘点 a和后缘点 b的直线段为翼弦， 上翼面边缘位于翼弦和下翼面边缘的上方。

以翼弦长度为标度建立相对坐标系： 以前缘点 a为原点、 翼弦所处直线为 X轴、 垂直 于翼弦且过前缘点 a的直线为 y轴， X轴朝向后缘点 b的方向为 X轴正向， y轴朝上为 y 轴正向；以翼弦长度为单位长度，即以翼弦长 度为 1 ,则 a点坐标为 (0,0) , b点坐标为（1,0)。

截面在 y轴方向上厚度最大处的厚度为翼弦长度的 t倍， t即为翼型相对厚度， 该厚 度最大处在 X轴上的垂足与前缘点 a之间的距离为翼弦长度的 x _t 倍； 截面的翼型中弧线弯 度最大处的弯度为翼弦长度的 f倍， f即为翼型相对弯度，该弯度最大处在 X轴上的垂足与 前缘点 a之间的距离为翼弦长度的 x _f 倍； 截面前缘处为圆头， 其内切圓半径为翼弦长度的 r _a 倍， r _a 即为翼型前缘半径； 上翼面边缘和下翼面边缘在截面后缘点 b处的外延切线之间 的夹角为 γ , γ即为翼型后缘角。

上翼面边缘 y ₊ (x)和下翼面边缘 y .(X)与翼型弯度分布函数 y _c (x)和翼型厚度分布函数 y _t (x) 的关系式为：

y _c (x)=½y ₊ (x)+½y.(x)

y _t (x)=½[(y ₊ -y.) ² +(x ₊ -x.) ² ] ^½

即： y _c (x)是相同 X值的上、 下翼面边缘高度之和的一半（即反映翼型弯曲 程度的翼型 中弧线弯度）随 X的变化。 当 X=Xf时、 yc^Xf fma^f为翼型的最大相对弯度、 简称相对弯 度。

y _t (x)是任选的上翼面边缘一点 y ₊ (x ₊ )与下翼面边缘一点 y.(x.)之差的一半。 当 y ₊ (x ₊ 前缘点 a、 y x.)取后缘点 b时， y _t =½(即翼弦长度的一半)、 反映翼型 x轴向的 "厚度"； 当 y.( _X .)取 x ₊ =x.的点时， y _t (x)=½[y ₊ (x)-y.(x)]、反映翼型平行 y轴向的厚度随 x的变化。 当 x=x _t 时、 t为翼型平行 y轴向的最大相对厚度、 简称相对厚度。

导数 ify _c (x)/i x=tan5是 y _c (x)在 x处的切线斜率 , δ表示该切线与翼弦之间的夹角。

风力机叶片的翼型属低速翼型， 上述 f、 x _f 、 t、 x _t 这四个参数描述的翼型几何特征对翼 型的气动性能影响较大。

y _t (x)、 y _c (x ¾ y ₊ (x)、 y.(x)的关系式为：

y+(x)=y _c (x)+y _t (x)cos5 (1)

y.(x)=y _c (x)-y _t (x)cos5 (2)

针对设计目标构造 y _c (x)和 y _t (x)而获得翼型和几何参数 x _f 、 t、 x _t 。

具体构造 y _c (x)和 y _t (x)分别进行比较便捷， 首先令 y _c (x)=0、 则 δ=0 , 由（1)式和 (2)式得 y _± (x)=+y _t (x) ,先在对称翼型上用上述的方法构造 y _t (x) ,再将确定的 y _t (x)代入 (1)式和 (2)式， 在非对称翼型上用上述的方法构造 y _c (x)。

y _t ( »的两种构造方式：

一是 y t(x)=Tox ^½ +x ix+T2X ² +T3X ³ +T4X ⁴ (3)

二是以 x=x _t 为界，

yt(x≤xt)=yti (χ)=τ ₀ χ ^½ +τ ιχ+τ ₂ χ ² +τ ₃ χ ³ (4)

其边界条件是

y _t i(x _t )=yt2(x _t )、 dy _t i(x)/dx I x= _xt = dy _t 2(x)/dx I x= _xt =0 (6)

上述的 Ti(i=0，l，2，3,4)和 Vi(i=0，l，2，3)是对应变量项的权重系数，它� �是调整 y _t (x)的具体修 改对象。

前缘半径 r _a =½i¾ ² 、 后缘角 _ο

y _c (x)的构造方式为：

以 x=x _f 为界， y _c (x≤xf)=y _cl (x)和 y _c (x≥xf)=y _c2 (x),

其边界条件是

y _c i(Xf)=yc2(Xf)、 dy _c i(x)/dx I (7)

y _c i(x)和 y _c2 (x)可由不同指数常量的冪函数叠加构成。

以现有 NACA 翼型为例： 四位数 NACA 翼型的 和

和 y _c2 (x)=Ti。+rii(i-x)+ 2(i-x) ² + 3(i-x) ³ ;六位数 NACA翼型属屋流翼型因而不适作风力机的 叶片， 此处不再赘述。

需要指出的是： 目前垂直轴风力机上广泛使用的叶片类型是 NACAHZZ翼型（即四位 数 NACA翼型），其中 /表示相对弯度 f的 100倍整数、 表示 f对应 X坐标的位置 x _f 的 10 倍整数、 ZZ表示相对厚度 t的 100倍整数， 由于所有四位数 NACA翼型的 x _T =0.30(五、 六 位数 NACA翼型的 x _t 依次是 0.30和 > 0.35),故 NACAHZZ翼型的表示符号中没有 x _t 的信息。

第二步、 设计一系列叶片翼型， 并进行 CFD计算和风洞测试

首先，校正 y _t (x)和 y _c (x):先设定一组翼型几何参数 f、 x _f 、 t、 x _t 的值并构造 y _t (x)和 y _c (x) 函数； 再将 y _c (x)和 y _t (x)代入 (1)式和 (2)式得出 y ₊ (x)和 y.(x)形成初步翼型， 在初步翼型上测 量各几何参数的值并与设定值比较，根据比较 结果对现有 y _t (x)和 y _c (x)函数进行调整； 然后 将调整后的 y _t (X)和 y _e (x)代入 (1)式和 (2)式形成新翼型， 在新翼型上测量各几何参数的值并 与前次形成翼型上测得的值比较； 如此循环迭代直到能使至少两次测得的 f、 x _f 、 t、 x _t 值基 本一致的 y _t ( _X y _c ( _X )产生。

申请人在构造并校正 y _t (x)和 y _c (x)后的结果为：

y _t (x)为：

Υ,(χ≤Χ,)=Υ,ι(χΗ(ζ ₀ Χ ⁰ ' ⁵ +ζ ₁ Χ+ζ ₂ Χ ² +ζ3Χ ³ ) ( 8 )

yt(x≥Xt)=yt2(x)=t[oo+Oi( 1 -χ)+σ ₂ ( 1 -χ) ² +σ ₃ (1 -x) ³ ] ( 9 )

y _t (x)的边界条件为 （6 )式。

式中 i=0, l,2,3)和 σί(ί=0, 1,2，3)是对应项的权重系数， 在校正 y _t (x)时以调整这些系数 为主； 且

y _c (x)为：

y _c (x≤Xf)=ycl(x) ⁼ Κο+ΚιΧ+Κ2Χ ² +Κ3Χ ³ +Κ4Χ ⁴ +Κ5Χ ⁵ +Κ6Χ ⁶ +Κ ₇ Χ ^ξ ( 11 ) y _c (x>Xf)=y _C 2(x)= η ₀ +ηι(1-χ)+η ₂ (1-χ) ² +η ₃ (1-χ) ³ +η ₄ (1 -χ) ⁴ ( 12 )

y _c (x)的边界条件为 （7 )式。

式中 Ki(i=0, l, ... ,7)和 η^=0，1，... ,4)是对应项的权重系数， ( 11 )式中 ξ为指数常数， 且 0.5 < ξ < 1 , 可结合（7 )式通过调整权重系数和指数常数来校正 y _c (x)。

当 ξ值确定且 κ ₀ 和 η ₀ 均为 0时， y _c (x)为：

y _c (x≤Xf)=y _c i(x)= ειχ+ε2χ ² +ε3χ ³ +ε4χ ⁴ +ε6χ ⁶ +ε7χ ^2/3 +ε χ ^3/4 (13)

y _c (x≥Xf)=yc2(x)= η ι( 1 -χ)+η ₂ ( 1 -χ) ² +η ₃ ( 1 -x) ³ ^l ₄ (l -x) ⁴ (14)

式中 (i= 1 , ... , 8)和 η = 1 , ... ,4)是对应项的权重系数；

以 ε ₇ χ ^2/3 +ε ₈ χ ^3/4 取代 (11)式中 κ ₇ χ ^ξ 项 , 这样可仅通过调整权重系数来校正 y _c (x)。

以上各式中，权重系数的取值范围为：能在将 满足边界条件 (6)式、（7)式的 y _t (x)和 y _c (x) 代入 (1)式、 （2)式后， 使所得翼型的几何参数值与设定值基本一致的 任何数值。

其次， 预设一系列叶片翼型的 x _f 、 t、 x _t 的值， 通过校正后的 y _t (x)和 y _c (x)函数， 获 得对应的 y ₊ (x)和 y.(x)形成一系列叶片翼型并构成风轮， 编制计算网格植入 CFD中进行数 值模拟 (或称仿真)计算出 Cp、力矩和功率随转速 V或风速 w变化的结果；然后，根据 Cp(v) 或 Cp(w)曲线与翼型的几何参数 f、 x _f 、 t、 x _t 值的关系分析， 调整 f、 x _f 、 t、 x _t 值， 构造新 翼型组成风轮再进行 CFD数值计算， 如此循环直到具有最大的 Cp _max 值的翼型确定。

CFD方法中翼型方位参数如图 4所示，以三叶片风轮为例，风轮半径 R为旋转轴心 0 点到翼型气动中心 G点间的距离；叶片安装角 φ为翼弦与半径 R切线方向之间的夹角，即 翼弦与半径 R之间夹角为 φ+90。； 在旋转角 θ=0°的起始位置， 上端叶片的翼弦与风速 W 的方向平行并且翼型前缘迎风。

申请人按上述方法， 对设计的近百种翼型的风轮 (半径 R≥100mm、 叶片数 n=3至 6、 安装角 φ=-10。至 30。等)进行 CFD计算， 并从中挑选出十多种翼型的风轮 (半径 R=300至 400mm, 风轮叶片数 n=3至 6、 叶片安装角 φ=0°至 20°等)进行风洞测试。 所得结果表明： 一方面， 将 CFD方法模拟计算结果与风洞测试所得 Cp曲线进行比较， 两者的变化趋势一 致且两者的 Cp _max 值相差≤10% (存在差值的原因为： 风洞测试中轮架对气流有影响)， 这证 明 CFD方法的成效性和切实性， 可采用 CFD方法评价垂直轴风力机叶片翼型的性能； 另 一方面， 申请人由此确定了适合垂直轴风力机叶片的翼 型系列。

2. 本发明的研究结果：

申请人按上述研究过程所得结果表明， 本发明垂直轴风力机叶片翼型的最主要的特征 为： x _t 值均小于 NACA翼型的对应的 x _t 值； 且 x _t =0.12-0.29, 优选 x _t =0.14-0.28 , 更优选 x _t =0.16-0.26。

为能体现本发明翼型的特点，并方便与 NAC /ZZ翼型比较，本发明翼型表示符号定 为 LFIJZZPP, 其含义是： LF代表本发明翼型系列， / ZZ表示的含义与 NAC /ZZ的相同 (即 /表示相对弯度 f的 100倍整数、 J表示 f对应 X坐标的位置 x _f 的 10倍整数、 ZZ表示 相对厚度 t的 100倍整数）， PP是相对厚度 t对应 X坐标位置 x _t 的 100倍整数。

在计算上述所有整数时， 小数点后的数四舍五入， 例如两个相对弯度 f=0.012和 f=0.018的翼 型， 其 /依次为 / =1(即 100=1.2)和 / =2(即 f* 100=1.8)。

本发明翼型系列进一步分为三类翼型， 各翼型的具体特征如下：

第一类翼型：上翼面边缘 y ₊ (x)和下翼面边缘 y.(x)分别向外侧凸出、且关于翼弦对称。 该类翼型的符号为 LF00ZZPP(/=0、 /=0；)。

该类翼型的具体特征为： t=0.08-0.25且 x _t =0.12-0.29 , 即 ZZ为 08至 25且 ^为 12至 29。 如图 13所示， y ₊ (x)的范围由边界线 Bl l _+up 与 Bl l ₊₁ 。 _w 之间形成的域构成， y ₊ (x)的范围 由边界线 Bl l _-up 与 B l l _-tow 之间形成的域构成，即图中由 B11坤与 811 ₊₁ 和811 _-1113 与 Bl l _-low 交会于 a和 b点之间的竖线阴影区。

优选地， 1=0.12-0.20且 x _t =0.14-0.28 , 即 ZZ为 12至 20且 /^为 14至 28。 如图 14所 示， y ₊ (x)的范围由边界线 B12 _+up 与 B 12 ₊₁ 。 _w 之间形成的域构成， y ₊ (x)的范围由边界线 B 12. _up 与 B 12 ₄ 。 _w 之间形成的域构成， 即图中由 B 12 _+up 与 B12 ₊₁ 。 _w 812 与 B12. _tow 交会于 a和 b 点之间的横线阴影区。 图 14所示横线阴影区包含于图 13所示竖线阴影区之内。

更优选地， t=0.14-0.18且 x _t =0.16-0.26, 即 ZZ为 14至 18且 ^为 16至 26。

第二类翼型： 上翼面边缘 y ₊ (x)和下翼面边缘 y.(x)分别向外侧凸出、 且非对称地分布 于翼弦两侧。 该类翼型的符号为 LFHZZP

该类翼型的具体特征为： f=0.006-0肌 Xf=0.12-0.40, t=0.08-0.25. JL x _t =0.12-0.29, 即 /为 1至 8、 J为\至 4、 ZZ为 08至 25、 且 ^为 12至 29。 如图 15所示， y ₊ (x)的范围 由边界线 B21 _+up 与 B21 ₊₁ 。 _w 之间形成的域构成， y ₊ (x)的范围由边界线 B21. _up 与 B21. _tow 之间 形成的域构成， 即图中由 B21 _+up 与 B21 ₊₁ 。 _w 和 B21. _up 与 B21. _1()w 交会于 a和 b点之间的竖线 阴影区。

优选地， f=0.008-0.05、 0.14-0+38、 1-0.12-0.20^ 且 x _t =0.14-0.28 , 即 /为 1至 5、 J 为 1至 4、 ZZ为 12至 20、 且 ^为 14至 28。 如图 16所示， y ₊ (x)的范围由边界线 B22 _+up 与 B22 ₊₁ 。 _w 之间形成的域构成， y ₊ (x)的范围由边界线 B22. _up 与 Β22.^之间形成的域构成， 即图中由 Β ²² 与 Β ²² 十 _tow 和 B ²² _-up 与 B ²² _-low 交会于 a和 b点之间的横线阴影区。图 16所 示横线阴影区包含于图 15所示竖线阴影区之内。

更优选地， f=0.01-0.03、 Xf=0.16-0.36、 t=0.14-0.18、 且 x _t =0.16-0.26 , 即 /为 1至 3、 J 为 2至 4、 ZZ为 14至 18、 且 ^为 16至 26。

第三类翼型： 上翼面边缘 y ₊ (x)向外侧凸出， 下翼面边缘 y.(x)具有拱向上翼面边缘内 侧的凹陷。 该类翼型的符号为 LF//ZZPP。

该类翼型的具体特征为： f=0.02-0.10、 Xf=0.10-0.60. t=0.08-0.25、 且 x _t =0.12-0.29， 即 /为 2至 10、 1至 6、 ZZ为 08至 25、 且尸 *为 12至 29。 如图 17所示， y ₊ (x)的范围由 边界线 B31 _+up 与 B31 ₊₁ 。 _w 之间形成的域构成， y ₊ (x)的范围由边界线 831. ₁₁₁₎ 与 B31. _tow 之间形 成的域构成， 即图中由 B31 _+up 与 B3L _up 与 B31 ₄ 。 _w 交会于 a和 b点之间的竖线阴 影区。

优选地， f=0.03-0.09、 Xf=0.15-0.55、 t=0.12-0.20、 且 x _t =0.14-0.28 , 即 /为 3至 9、 J 2至 6、 ZZ为 12至 20、 且 为 14至 28。 如图 18所示， y ₊ (x)的范围由边界线 B32 _+up 与 B32 ₊₁ 。 _w 之间形成的域构成， y ₊ (x)的范围由边界线 B32. _up 与 B32. _tow 之间形成的域构成， 即图中由 B32 _+up 与 B32 ₊₁ 。 _w 和 B32. _up 与 B32. _tow 交会于 a和 b点之间的横线阴影区。图 18所 示横线阴影区包含于图 17所示竖线阴影区之内。

更优选地， f=0.04-0.08、 X尸 0.16-0.50、 t=(X 14-0.18、 且 x _t =0.16-0.26， 即 /为 4至 8、 J 为 2至 5、 ZZ为 14至 18、 ΙΨ为 16至 26。

第一类翼型的上翼面边缘 y ₊ (x)=y _t (x), 下翼面边缘 y.( _X )=-y _t (x)。

第二类和第三类翼型的上翼面边缘 y ₊ (x)和下翼面边缘 y.(x)分别为（1)和 (2)式， y _t (x)为 (8)和 (9)式且边界条件为 (6)式， y _c (x)为（13)和 (14)式且边界条件为 (7)式。

由任一组几何参数 f、 _Xf 、 t、 x _t 可确定 y _t (x)的系数 和 值 (两者 i=0,l,2,3)与 y _c (x)的 系数 Si(i=l,...,8)和 ηι(ί=1, ...,4)值， 则能得到的 LF//ZZ ^翼型的 y+(x)和 y.(x)。

在计算角度 δ时， 选 χ=0.005(即翼弦长度的 0.5%)为 ify _c (xy =tanS的 x坐标起始点。 研究结果表明， 当采用表 1、 表 2所列具体权重系数值， 结合其几何参数计算各翼型 的 y ₊ (x)和 y x)时， 所得翼型可实现更加优化的性能。

表 1、 一些 LFIJZZPP翼型厚度分布 y _t (x)的系数 ζ和 _0i 值与 t和 X _t 值

表 2、 一些 L¥IJZZPP翼型弯度分布 y _c (x)的系数 和 值与 f和 X _f 值

实施例 1 垂直轴风力机起转后的平衡状态及其周围空气 流线分布状态

以如图 4所示的三叶片风轮为例， 以 CFD方法计算随风轮旋转角 Θ旋转 m转时其风 能利用系数 Cp(e)和风能利用系数的每转平均值 Cp _m 的变化。

c _Pm 与 cp(e)的关系为：

Cp _m = -∑Cp(0 _jm ) = -∑Cp(0 _m + θ _ί ) =-∑ Cp(360' ( m-D + ^ ;)

n o n o n n

上式中 n为每转内 Cp(e)采集点的总数、 Cp( _m )是在第 m转第 j个采集点的 Cp(9；)、第 m转（已转)的圓周角 6 _m 为 360。(m-l)、 每转内第 j个采集点的旋转角 = 360 j/n=A6j、 相邻 采集点的转角步长 Δθ=360°/η

计算结果示意图如图 19和图 20所示。图 19中 m最大值为 5 ;图 20中 m最大值为 8 如图 20所示， 前五转的每转平均风能利用系数 Cp _lst Cp _2nd Cp _3rd Cp他和。 她依 次降低， 第五转后的每转平均风能利用系数 Cp _5th Cp她、 Cp她基本相同， 这说明 垂直轴风力机起转后经过五转旋转才能达到每 转平均的稳定性能。

此外， 本发明上下文及各附图中， 均以第五转的平均风能利用系数 Cp _5th 代表风轮转 动一周的平均风能利用系数 Cp， 也即 Cp=Cp _5th Cp _max =Cp _max5th , 除非有特别说明。

以上述结果为基础， 以 CFD方法计算所得的在静止参照系中、 由本发明某一翼型以 相同半径组成的三、 四、 五、 六叶片风轮某一时刻的流线分布图， 如图 5至图 8所示。 由此可知， 垂直轴风力机叶片周围的空气流线是按曲线流 线进行分布的， 而飞机机翼 周围的空气流线是按直线流线进行分布的， 此即导致本发明 LF翼型与 NACA翼型之间最 主要不同之处的原因所在。

本发明 LF翼型的 x _t 小于 NACA翼型， 意味着 LF翼型在 x≤x _t 部分翼面的弯曲率大于 NACA翼型相应部位翼面的弯曲率， 而垂直轴风力机叶片周围的空气流线的弯曲率 也大于 飞机机翼周围的空气流线的弯曲率， 因此在用作垂直轴风力机叶片时， LF翼型的 Cp大于 NACA 翼型。 随垂直轴风力机叶片安装半径的不同， 对应最佳性能的翼型有所不同,这是 LF翼型形成系列的原因。 综合其他因素， 如自起转能力、 最佳径弦比等， 第二类 LF翼型 系列最合适作垂直轴风力机叶片的翼型。

实施例 2 第一类翼型叶片

本实施例的第一类翼型叶片如图 9 所示， 其中包含了第一类翼型中的 LF001516、 LF001518、 LF001520、 LF001522、 LF001523、 LF001524、 LF001526、 LF001716、 LF001618、 LF001820, LF001422、 LF001823、 LF001624、 LF001826翼型。

实施例 3 第二类翼型叶片

本实施例的第二类翼型叶片如图 10 至图 11 所示， 其中共包含了第二类翼型中的 LF131514, LF131516、 LF131518、 LF131520、 LF131525 > LF231518 , LF231520, LF231522、 LF231718 , LF231526, LF241526, LF241723 , LF241825 , LF231618, LF231820翼型。

图 10中包含了 t值相近、 x _t 值不同的第二类翼型。

图 11中包含了 x _t 值相近、 t值不同的第二类翼型。

实施例 4 第三类翼型叶片

本实施例的第三类翼型叶片如图 12 所示， 其中包含了第三类翼型中的 LF851623、 LF851626、 LF741625 , LF741523、 LF751725、 LF851723、 LF741529、 LF75162K LF631523 等二十三种翼型。

实施例 5 以 CFD方法计算第一类、 第二类、 第三类翼型叶片的 Cp

本实施例以 CFD方法分别模拟计算第一类、 第二类、 第三类翼型叶片的 Cp随风轮转 速 V的变化曲线。

第一类翼型： 分别在风速 W=5m/s、 10m/s下， 计算 t值相同的第一类 LF00ZZPP翼型 和 NACA00ZZ翼型的 Cp随风轮转速 V的变化曲线， 两种翼型所得结果的比较如图 21和 图 22所示。

第二类翼型： 分别在风速 W=5m/s、 10m/s下， 计算 t值、 f值和 x _f 值均相同的第二类 LYIJZZPP翼型和 NACA/ ZZ翼型的 Cp随风轮转速 V的变化曲线， 两种翼型所得结果的 比较如图 23和图 24所示。

第三类翼型： 分别在风速 W=5m/s、 10m/s下， 计算 t值、 f值和 x _f 值均相同的第三类 LFIJZZPP翼型和 NACA//ZZ翼型的 Cp随风轮转速 V的变化曲线， 两种翼型所得结果的 比较如图 25和图 26所示。

由上述结果可知， 本发明 LF翼型的 Cp _max 和低 V側的 Cp高于 NACA翼型； 尤其是 在中低风速下， LF翼型低 V侧的 Cp均高于 NACA翼型、 且第一类和第二类 LF翼型的 Cp显著高于 NACA翼型。

实施例 6 叶片翼型截面后缘角的钝化

在制做叶片时， 由于材料性质和制造工艺的限制以及叶片后缘 强度的要求， 叶片翼型 截面后缘角需要做钝化处理。

叶片翼型截面后缘角钝化后， 叶片弦长 (即叶弦长度)小于翼型弦长 (即翼弦长度；)， 如 图 27至图 29分别依次示出了翼型截面后缘角钝化后， 本发明第一类、 第二类、 第三类翼 型弦长 S _f 与叶片弦长 S _b 的差别。 其中， 图 27中第一类翼型的叶弦与翼弦平行； 图 28和 图 29中， 第二类、 第三类翼型的叶弦与翼弦不平行。

除钝化的后缘角外， 叶片截面的轮廊与其翼型截面相同、且这部分 轮廊决定着叶片的 空气动力学性质。 此外， 虽然叶片轮廓的几何参数在不同坐标系中表述 的值是不同的， 但 叶片轮 的形状是确定的、 不以选择坐标系的不同而变化。

实施例 7 具有本发明翼型的三维叶片

本发明翼型截面沿旋转轴上下延伸形成的叶片 可应用于任意的垂直轴风力机，能以高 于现有翼型叶片的 Cp (见实施例 5以及图 21至图 26)将风能转换为旋转机械能。

具体而言， 翼型截面在垂直于旋转轴的基础上， 沿旋转轴以不同路径上下延伸后可形 成多种三维叶片， 列举其中的三种典型形态： 图 30是由三个沿旋转轴 O _a 以弧线路径上下 延伸形成的弧形或"跳绳曲线"形叶片构成风轮� �� 图 31是由三个沿旋转轴 O _a 以垂直路径上 下延伸形成的竖直叶片构成风轮； 图 32是由三个沿旋转轴 O _a 以螺旋线路径上下延伸形成 的螺旋形叶片构成风轮。

此外， 本发明翼型也能用于其它垂直轴流体动力机的 叶片， 如垂直轴水力机叶片。 除上述实施例外， 本发明还可以有其他实施方式， 凡釆用等同替换或等效变换形成的 技术方案， 均落在本发明要求的保护范围。