[發(fā)明專利]一種大攻角范圍條件下垂直軸風(fēng)力機(jī)翼型設(shè)計(jì)方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 202011145657.9
• 申請(qǐng)日: 2020-10-23
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN112507471B
• 公開(kāi)（公告）日: 2022-07-05
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 汪泉;王馮云;胡聰;柳柏楊;王君
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 湖北工業(yè)大學(xué)
• 主分類號(hào): G06F30/17
• 分類號(hào): G06F30/17;G06F30/25;G06F111/04;G06F119/14
• 代理公司: 武漢科皓知識(shí)產(chǎn)權(quán)代理事務(wù)所(特殊普通合伙) 42222
• 代理人: 黃靖

本發(fā)明公開(kāi)了一種大攻角范圍條件下垂直軸風(fēng)力機(jī)翼型設(shè)計(jì)方法，采用一種類函數(shù)與B樣條結(jié)合的方法表征翼型廓線，選用NACA0015對(duì)稱翼型作為原始翼型，考慮三組攻角范圍，分別建立以切向力矩系數(shù)之和極大作為目標(biāo)函數(shù)的風(fēng)力機(jī)翼型優(yōu)化數(shù)學(xué)模型，編制粒子群算法優(yōu)化程序并耦合RFOIL軟件對(duì)垂直軸風(fēng)力機(jī)翼型進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)。本發(fā)明追求在大攻角范圍下的翼型切向力的提升，從而提升H?VAWT整體的空氣動(dòng)力學(xué)性能。并將新型H?VAWT與初始H?VAWT氣動(dòng)性能進(jìn)行對(duì)比分析，通過(guò)優(yōu)化三組不同攻角參數(shù)范圍，優(yōu)化得到更適用于H?VAWT的翼型，葉片力矩系數(shù)整體提高，從而能有效地提高H?VAWT的風(fēng)能利用率。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于風(fēng)力機(jī)技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種大攻角范圍條件下垂直軸風(fēng)力機(jī)翼型設(shè)計(jì)方法。

背景技術(shù)

風(fēng)能作為一種無(wú)污染、儲(chǔ)量豐富、可再生的清潔能源越來(lái)越受到人們的關(guān)注和青睞。因此，提高風(fēng)力機(jī)的產(chǎn)能輸出一直是各國(guó)研究學(xué)者所關(guān)注的重點(diǎn)。近年來(lái)，由于 H型垂直軸風(fēng)力機(jī)(H-VAWT)具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，便于安裝和維修，適應(yīng)性高，無(wú)需偏航 裝置，葉片制造簡(jiǎn)單等優(yōu)點(diǎn)，H-VAWT的研究成為了風(fēng)力發(fā)電領(lǐng)域的研究熱點(diǎn)。H- VAWT主要靠葉片捕捉風(fēng)能，葉片的外形結(jié)構(gòu)直接影響整個(gè)風(fēng)力機(jī)產(chǎn)能輸出，所以翼型 氣動(dòng)外形優(yōu)化設(shè)計(jì)顯得至關(guān)重要。然而，針對(duì)VAWT翼型優(yōu)化設(shè)計(jì)，大多是基于單攻角 或者較小攻角情況下設(shè)計(jì)而來(lái)。而垂直軸風(fēng)力機(jī)運(yùn)行攻角范圍大，流場(chǎng)分布及湍流更 復(fù)雜，使得單攻角情況下設(shè)計(jì)出來(lái)的翼型不能最大限度的提高風(fēng)能利用率。

發(fā)明內(nèi)容

針對(duì)背景技術(shù)存在的問(wèn)題，本發(fā)明提出大攻角范圍內(nèi)垂直軸風(fēng)力機(jī)葉片翼型氣動(dòng)形狀優(yōu)化方法，采用一種類函數(shù)與B樣條結(jié)合的方法表征翼型廓線，選用NACA0015對(duì) 稱翼型作為原始翼型，考慮三組攻角范圍，分別建立以切向力矩系數(shù)之和極大作為目 標(biāo)函數(shù)的風(fēng)力機(jī)翼型優(yōu)化數(shù)學(xué)模型，編制粒子群算法優(yōu)化程序并耦合RFOIL軟件對(duì)垂 直軸風(fēng)力機(jī)翼型進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)的一種大攻角范圍條件下垂直軸風(fēng)力機(jī)翼型設(shè)計(jì)方法。

為解決上述技術(shù)問(wèn)題，本發(fā)明采用如下技術(shù)方案：一種大攻角范圍條件下垂直軸風(fēng)力機(jī)翼型設(shè)計(jì)方法，其特征在于，包括如下步驟：

S1.基于類函數(shù)與B樣條結(jié)合的翼型氣動(dòng)外形參數(shù)化表達(dá)方法構(gòu)建翼型的上翼面和 下翼面參數(shù)化表達(dá)式，

所述上翼面和下翼面參數(shù)化表達(dá)式為：

其中，C(x/c)為類函數(shù)；S_u(x/c)為形狀函數(shù)；xy_TE/c²為后緣厚度項(xiàng)；y_TEu為翼型上翼面后緣縱坐標(biāo)，y_TEl為翼型下翼面后緣縱坐標(biāo)；c為弦長(zhǎng)；x/c為翼型x坐標(biāo)的相對(duì) 長(zhǎng)度；

S2.確定目標(biāo)函數(shù)

在設(shè)計(jì)雷諾數(shù)為Re＝2.7×10⁵，馬赫數(shù)Ma＝0.15的條件下，以翼型各攻角下切向力系數(shù)之和作為優(yōu)化的目標(biāo)函數(shù)，切向力系數(shù)和優(yōu)化目標(biāo)函數(shù)的表達(dá)式如下：

式中：α_i為翼型攻角；分別翼型在攻角α_i的升力系數(shù)和阻力系數(shù)；

S3.設(shè)計(jì)變量

選取B樣條曲線控制參數(shù)P₀、P₁、P₂、P₃為優(yōu)化設(shè)計(jì)變量，為了較好的控制翼型 尾緣形狀，設(shè)置鈍尾緣優(yōu)化設(shè)計(jì)變量P₄，由于本發(fā)明中翼型氣動(dòng)外形參數(shù)表達(dá)式分別 擬合初始翼型的上下翼面，故設(shè)計(jì)變量個(gè)數(shù)為10,設(shè)計(jì)變量的控制范圍如表1所示,