用于風(fēng)輪機(jī)機(jī)翼的機(jī)翼后緣修正的制作方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明總體上涉及風(fēng)輪機(jī)葉片設(shè)計(jì)，尤其涉及用于噪聲衰減的機(jī)翼后緣修正。
【背景技術(shù)】
[0002]噪聲補(bǔ)償可限制風(fēng)輪機(jī)的效率和最大尺寸；部分地因?yàn)楸仨毾拗迫~片末端速度以減少噪音，因此減小了用于能量產(chǎn)生的電勢(shì)。風(fēng)輪機(jī)噪音的主要組成部分是機(jī)翼后緣空氣動(dòng)力學(xué)噪音(Matthew F.Barone，“Survey of Techniques for Reduct1n of WindTurbine Blade Trailing Edge Noise (風(fēng)輪機(jī)葉片機(jī)翼后緣噪聲減小的技術(shù)概述)”，Sandia Nat1nal Laboratories, SAND20011-5252，2011 年 8 月，第 8 頁)。在此如圖1 所示，通過機(jī)翼后緣鋸齒狀突起或鋸齒19，機(jī)翼后緣噪音可減小到某個(gè)范圍。然而，鋸齒狀突起不是在所有條件下有效(Barone supra，第20頁)。
【附圖說明】
[0003]為解釋本發(fā)明，下文將參考以下附圖做說明。
[0004]圖1是具有附加的鋸齒狀突起機(jī)翼后緣的現(xiàn)有技術(shù)風(fēng)輪機(jī)機(jī)翼的透視圖。
[0005]圖2是根據(jù)本發(fā)明實(shí)施例的方面，具有褶邊機(jī)翼后緣的風(fēng)輪機(jī)機(jī)翼的表面的透視圖。
[0006]圖3顯示了圖2的機(jī)翼的橫向圖。
[0007]圖4顯示了在多個(gè)位置的風(fēng)輪機(jī)機(jī)翼用以模擬圖2褶邊的空氣動(dòng)力學(xué)效果。
[0008]圖5顯示了平均了圖4的所有機(jī)翼位置的升力系數(shù)的空氣動(dòng)力學(xué)平滑效果。
[0009]圖6顯示了平均了圖4的所有機(jī)翼位置的牽引系數(shù)的空氣動(dòng)力學(xué)平滑效果。
[0010]圖7是具有機(jī)翼后緣褶邊的機(jī)翼的透視圖，具有獨(dú)特的機(jī)翼后緣平面導(dǎo)致如上所述的鋸齒狀突起。
[0011]圖8顯示了表示了圖7的機(jī)翼后緣的背部和頂部視圖的兩個(gè)投影平面。
[0012]圖9顯示了表示了圖10的機(jī)翼后緣的背部和頂部視圖的兩個(gè)投影平面。
[0013]圖10是具有褶邊的一半周期的機(jī)翼后緣鋸齒狀突起的機(jī)翼的后緣部分的透視圖。
[0014]圖11是具有向葉片根部傾斜的吸力面頂點(diǎn)的機(jī)翼表面的透視圖。
[0015]圖12顯示了具有鋸齒狀突起的機(jī)翼后緣的非對(duì)稱波形的實(shí)施例的突起的背部和頂部視圖。
【具體實(shí)施方式】
[0016]圖1是具有鋸齒狀突起19或者鋸齒機(jī)翼后緣的現(xiàn)有技術(shù)風(fēng)輪機(jī)葉片機(jī)翼18的透視圖。在一些條件下該裝置將機(jī)翼后緣湍流噪音減小到一定范圍，但在其它條件下不行。發(fā)明人認(rèn)識(shí)到交錯(cuò)裝置在條件的更寬范圍內(nèi)有效。他們還認(rèn)識(shí)到在此例舉的三維機(jī)翼后緣修正可在條件更寬的范圍內(nèi)提供噪音衰減，另外，可以提供協(xié)同結(jié)構(gòu)的和空氣動(dòng)力學(xué)的益處。
[0017]圖2顯示了本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例的方面的風(fēng)輪機(jī)機(jī)翼20的表面幾何圖形。葉片的機(jī)翼后部分具有褶邊24A或者交替的脊21和凹谷22，其具有機(jī)翼后緣TE，從后部看，機(jī)翼后緣TE遵循鋸齒形或者波形路徑。在此“褶邊”意味著在吸力面和壓力面表面都具有交替的脊和凹谷。壓力面的凹谷可與吸力面的脊相對(duì)，并且在機(jī)翼后緣與吸力面的脊堆疊，形成如機(jī)翼后部可見的波形機(jī)翼后緣輪廓。脊和凹谷可如圖所示在波形機(jī)翼后緣和吸力面和壓力面表面之間平滑地組合，從而脊和凹谷至少在機(jī)翼的前半側(cè)去除?？商娲?，褶邊可做為副翼(沒有顯示)增加到機(jī)翼。
[0018]褶邊平滑了從壓力面PS和吸力面SS到滑流的氣流過渡，通過增加機(jī)翼后緣到氣流的有效角度，減小了滑流混合湍流的密度，因此使過渡漸變。除了噪音減小，該形狀增加了在弦平面的葉片彈性，從而避免了機(jī)翼后緣的彎曲。“弦平面”在此意味著弦線平面和平行于葉片跨度的線。進(jìn)一步地，褶邊做為一系列分流翼刀，當(dāng)葉片的一部分氣流分離時(shí)，阻止氣流分離的徑向傳播。因此褶邊提供結(jié)構(gòu)的、空氣動(dòng)力學(xué)的和噪聲方面的三方面協(xié)同作用。在一些實(shí)施例中褶邊可具有薄的機(jī)翼后緣TE，以避免馮卡門渦脫落。它們可具有如圖所示鋒利的脊和凹谷，或者，脊和凹谷可以是圓滑的。
[0019]圖3顯示了圖2的機(jī)翼的橫向剖面視圖。褶邊的機(jī)翼后緣TE可沿著平面32，如橫斷面所示，該平面32垂直于弦線26或者垂直于中曲面線28。在葉片變細(xì)處，此平面32可不平行于葉片的全部跨度，從而不需要垂直于指定的弦線。然而，在橫斷面圖中所示，其被描述為垂直于或者傾斜于弦線或者中曲面線，在該圖中平面32顯示為一條線。褶邊24A可從標(biāo)稱的非褶邊機(jī)翼的壓力面PS和吸力面SS形成橫距34、36，并且形成標(biāo)稱的中葉片機(jī)翼后緣30。橫距在機(jī)翼后緣可具有波峰到波峰的振幅31，在一些實(shí)施例中，從垂直于弦平面方向測(cè)量，該振幅最少是弦長的2% (圖示是3.9% )，或者最少是3%或者5%。振幅31可相對(duì)于本地弦線28成比例，并因此可在漸縮的機(jī)翼的指定跨度內(nèi)變化。可替代地，從機(jī)翼后部看，單個(gè)振幅31可在指定的機(jī)翼跨度內(nèi)由機(jī)翼后緣的波形保持，此處該單個(gè)振幅具有上述所列的在指定跨度內(nèi)相對(duì)于中弦長的至少一個(gè)最小振幅。
[0020]可替代地，褶邊可具有附加的副翼(沒有顯示)，副翼在尾部延伸了機(jī)翼后緣尾。副翼可與弦線26或者中曲面線28在一條直線上或者可相對(duì)于它們形成角度或者可變角度。其可具有上述相對(duì)于弦線的振幅的最少一個(gè)的橫距，經(jīng)由該副翼延伸。
[0021]圖4顯示了在多個(gè)位置的機(jī)翼20，其用于模擬圖2的褶邊的空氣動(dòng)力學(xué)效果。在O度的第一或者中間位置20A(實(shí)線)以及可選的攻角(虛線)分析機(jī)翼。在隨后的圖中，升力系數(shù)曲線和牽引系數(shù)曲線在所有的機(jī)翼位置平均，并且平均曲線與用于中間位置20A的曲線相比較。褶邊機(jī)翼后緣的空氣動(dòng)力學(xué)效果可由這些攻角(在此顯示)小變化或者在曲面(沒有顯示)小變化的平均而近似估計(jì)。
[0022]圖5顯示了圖4平均了所有機(jī)翼位置的升力系數(shù)的空氣動(dòng)力學(xué)平滑效果40。其顯示了與中間機(jī)翼20A的非平均曲線42相比，在最大升力處的小跌落，最大升力區(qū)域的平滑和增寬，以及在曲線的底部附近的平滑。
[0023]圖6顯示了與中間機(jī)翼20A的非平均曲線46相比，圖4的平均了所有機(jī)翼位置的牽引系數(shù)的空氣動(dòng)力學(xué)平滑效果。圖5和6的平滑效果減小了附載于葉片上的疲勞，因?yàn)槿~片截面本地攻角的無序擾動(dòng)產(chǎn)生負(fù)載上的小變化。不希望的負(fù)載變化在空氣動(dòng)力的尖銳變化處發(fā)生。該益處與噪音衰減和空氣動(dòng)力學(xué)效率協(xié)同發(fā)生，因?yàn)樵谂彽目諝鈩?dòng)力學(xué)的尖銳不同導(dǎo)致了湍流，并且因此增加了噪音和牽引。
[0024]圖7顯示了具有傾斜的機(jī)翼后緣TE的機(jī)翼后緣褶邊24B的實(shí)施例。機(jī)翼后緣可沿著平面32B，從葉片的橫斷面(圖3)看過去，該平面相對(duì)于弦線或者中曲面線傾斜。該傾斜平面導(dǎo)致從上部可以看出的鋸齒狀突起，提供從壓力面PS和吸力面SS到滑流的氣流的雙倍漸變的過渡。如圖所示，相對(duì)于從橫斷面看過去的垂直于弦線或者中曲面線的平面，平面32B可以任何角度或者最小45度向吸力面傾斜?？蛇x地，其可以任何角度或者最少45度角離開吸力面(沒有顯示)以用于相似的結(jié)果。葉片翼展方向41被顯示。
[0025]圖8顯示了垂直于弦線并且平行于葉片的跨度的投影平面42，請(qǐng)注意，圖8中示出了頂視平面46和和背視平面42。其顯示了從機(jī)