风力发电复习资料.docx

第二章 风力机基础理论2.2风力机的分类国内外风力机的结构形式繁多，从不同的角度有多种分类方法① 按风轮轴与地面的相对位置，分为水平轴式风力机和垂直轴（立轴）式风力机② 按叶片工作原理，分为升力型风力机和阻力型风力机③ 按风力机的用途分类，有风力发电机、风力提水机、风力铡草机、风力脱谷机等④ 按风轮叶片的叶尖线速度与吹来的风速之比的大小来分，有高速风力机（比值大3）和 低速风力机（比值小3）；也有把该比值2〜5者称为中速风力机⑤ 按风力机容量大小分类：国际上通常将风力机组分为小型 （100 kW以下）、中型 （100~1000kW）和大型（1 000 kW以上）3种；我国则分成微型（1 kW2.1以下）、小型（1〜10 kW）、 中型（10~100 kW）和大型（100 kW以上）4种；也有的将l 000kW以上的风机称为巨型风力机⑥ 按风轮相对于塔架的位置，分为上风式（前置式）风力机和下风式（后置式）风力机⑦ 按风轮的叶片数量，分单叶片、双叶片、三叶片、四叶片及多叶片式风力机现在各国应用较多的是水平轴、升力型和少叶式的风力发电机（多数为2—3个叶片） 风力机翼型的概念2.3翼型的几何参数及气动特性2.3.1翼型的几何参数翼型定义：叶片展向长度趋于无穷小时叫翼型。

常见的翼型形状有如图所示几种：对称翼型双凸翼型平凸翼型下图为一任意形状的翼，其几何尺寸和参数如下:叶片蜒度1. 弦长（即翼弦）b翼型最前点（前缘）与最后点（后缘）的连钱称翼弦，它的长度称弦长用b 表示当前、后缘厚度不为0时，翼弦定义为前缘中点与后缘中点的连线2. 厚度（指最大厚度）c是上、下翼面在垂直于翼弦方向的距离，其中最大者称最大厚度，用 c表示3 .相对厚度C最大厚度c与弦长b的比值，用c = C表示b4. 最大厚度位置cb指最大厚度线到前线点的弦向距离记作cb5. 最大厚度相对位置cb指最大厚度位置cb与弦长b的比值，用弓=孑表示6. 弯度f翼型厚度中点的连线称中弧线，它与翼弦之间的最大距离称弯度，用f表示7 .相对弯度f最大弯度f与弦长b的比值8. 攻角（迎角）i来流速度V与弦线间的夹角9. 零升力角9 0弦线与零升力线间的夹角10. 升力角0来流速度方向与零升力线间的夹角0+0 此处0是负值，0和0 0i是正值11. 前后缘半径、后缘角翼型前缘点的内切圆半径称为翼剖面前缘半径，以妇表示，亚音速翼型 前缘是圆的，超音速翼型前缘是尖的，以前缘点上下翼面切线的夹角T1表示翼型前缘半径与前缘角翼型后缘点b的内切圆半径称为翼型后缘半径，以,表示，若后缘为尖的， t则以后缘点上下翼面的切线夹角T表示，称为后缘角。

见下图t2.3.2作用在运动翼型上的力假定翼型处于静止状态，而空气以相同的速度从反方向吹来作用在翼型上 的气动力不改变其大小气动力只取决于相对速度和攻角的大小为了便于研究， 先研究静止的叶片置于均匀来流速度v中，此时，作用在叶片翼型表面上的空气 压力是不均匀的，上表面压力减少，下表面压力增加翼型压力变化图如下根据伯努力定理，与远离翼型的未受干扰气流相比，叶片翼型上方的气流速 度高，而下方则低因而上表面压力小于下表面压力，上下表面压差的合力在翼 型剖面上形成了升力、阻力、力矩等气动力翼型周围的气流可以看作是下面两类气流的合成：一类是一当处于均匀气流 中，在零升力条件下流过翼型的气流；另一类是围绕翼型的环流，从下表面流回 到上表面翼型的升力是由后者产生的R为总气动力：F = 2 P ¥2 2 P匕SCr式中 P——空气密度；S——叶片面积，它等于叶片长与翼弦的乘积；Cr ——总的气动系数该力可以分解为两个分力：一个是平行于气流速度匠的分力「，称为阻力; 一个是垂直于气流速度匠的分力F，称为升力l1L 为升力：F = - p CSV2i 2 i1D 为阻力：F= 2 p CdSV2R 2 = L2 + D 2压力中心：是指气动合力的作用点，它是空气动力合力作用线和弦线的交点, 作用在压力中心上的力只有升力和阻力。

C = C2 + C2升力特性：翼型升力特性曲线:翼型阻力特性曲线升力系数的变化由直线和曲线两部分组成开始直线上升到最大值c,max, 对应于攻角iM，称为失速点，超过失速点后，升力系数下降，阻力系数增加 在负攻角时，c也呈曲线形，c通过最低点cmin阻力系数曲线的则不同，它 的最小值对应已确定的攻角值升力系数与阻力系数随攻角的变化曲线图cy和cx与攻角间的关系当攻角a值在一定范围内变化时，升力随攻角的增加而变大，阻力也在变化； 当攻角a值增加到某一临界值时，升力达到最大值(即cy - cymax )；当a值再增 大时，升力突然开始下降，同时阻力也急剧增加，这种现象称为“失速”产生 失速的根本原因，是气体的比较有规则的流线与翼型后上部的轮廓分离，并在分 离区形成涡流，使翼型上下压差变小若设M为F相对于前缘的气动俯仰力矩，则可求得俯仰力矩系数c :M1八eM = —p C SlV 22 M式中 l——翼型弦长因此，作用在翼型断面上的空气动力可表示为升力、阻力和俯仰力矩三部分 对于攻角的各个值总存在某一特殊的点C，空气动力尸对该点的力矩为零，称为 压力中心于是作用在翼型断面上的空气动力可表示为作用在压力中心处上的升 力和阻力。

压力中心点与前缘的相对距离有以下比值决定：CP =AC~AB通常CP = 25%〜30%2.4贝茨理论和叶素理论风能利用系数Cp风力机从自然风能中吸取能量的大小程度用风能利用系用Cp表示cp—p SV 3 2式中P——风力机实际获得的轴功率，P——空气密度，kg/m%S——风轮的扫区面祝，V——上游风速，m/s.2.4.1贝茨理论（参考教材p25-27）我们知道，无论采用何种风轮，都不可能将风能全部转化为机械，那么 到底能获得最大的能量是多少？德国科学家贝茨于1926年建立著名的风轮转化 理论，即贝茨理论，通过这个理论，我们可以求得风轮获得的能量极限值本节 对这一理论进行介绍16% =亨 0.593，贝茨理论的损失贝茨极限功率系数是在理想条件下的风力机才能得到，而实际风力机根本不 可能满足这个理想条件它仅考虑了轴向流速的损失，然而除此之外还存在许多 其它的损失，主要包括以下几个方面：翼型损失；叶尖周围的气流存在着压力分 布（低端呈正压，高端呈负压）所导致的损失，以及叶尖损失等；由下游的旋转 速度所产生的漩涡损失，也称尾流损失2.4.2叶素理论一、 风轮的空气动力学几何定义（1） 风轮轴：风轮旋转运动的轴线；（2） 旋转平面：垂直于风轮轴的平面，叶片在该平面内旋转；（3） 风轮直径：风轮扫掠面的直径；（4） 叶片轴：叶片纵向轴，绕此轴可以改变叶片相对于旋转平面的安装角;（5） 在半径r处的叶片截面：叶片与直径为r并以轮轴为轴线的圆柱相交的 截面；（6） 安装角或桨距角：在半径r处翼型的弦线与旋转平面的夹角合。

二、 叶素理论设风轮叶片在半径,处的一个基本单元，即叶素，其长度为dr，弦长为/及 安装角则叶素在旋转平面内具有一圆周速度U = 2兀rN，N为风轮转速如 果把正看作是通过风轮的轴向风速，气流相对于叶片的速度为研（如图）见小 型风力机设计69页，则—► —► —► —► —► —►V = U + W W = V - U而攻角为i =1 -a其中I ——W与风轮旋转平面的夹角，称为倾角因此叶素受到相对于相对速度W的气流作用，并进而受到一气动力dR作 用dR可分解为一个升力dR/和一个阻力dRd，分别与相对速度W垂直或平行（如 图）并对应于某一攻角可以把气动力dR的作用看成风队风轮的轴向推立及对风轮轴的扭矩设dF 是dR在风轮轴上的分力，而dM为dR在旋转平面上的分力对风轮轴的力矩dF = dR[ col + dR] s IndM = r（dR] sin — dR^ cIO s将上式代入以下关系式：dR = 1 pCW2dS dR =1 pC W2dSl 2 l 和 d 2 dw r = VctgldP=® dMW2 = V2 + U2 = V2 +® 2r2dS， 于是就可以得到：, 1dF = & p V2S (1+ ctg 21)(C cos I + C sin I), 1dM = & p V2rS (1+ ctg 21)(C sin I - C cos I), 1dP = & p V2dSctgI (1+ ctg 21)(C sin I - C cos I)2.5翼型介绍(NACA翼型)由于普通航空翼型的空气动力学性能在21世纪上半叶已经得到充分的研 究，所以传统风力机叶片翼型一般沿用航空一星。

最常用的且最具代表性的传统 风力机翼型为NACA翼型，所以本文以此翼型族作为重点介绍NANA翼型是 二十世纪三十年代末四十年代初由美国国家宇航局(NASA)前身国家航空咨询委 员会(NACA)提出的NACA翼型由厚度和中弧线叠加而成叶片通常有翼型系列组成，在尖部使用薄翼型以满足高升阻比的要求，而在 叶根则采用相同翼型较厚的形式，以满足结构强度要求典型的运行工况下的雷 诺数范围是5X105〜2X106NACA44XX系列和NACA230XX系列，由于具有最大升 力系数及最低的阻力系数，因而成为最流行采用的翼型翼型气动特性对风轮的动力输出至关重要，要实现最佳的翼型特性，提高在 大攻角、地雷诺数下的数值计算精度是重要手段但注意的是优化翼型及风轮最 佳形状以满足最佳的设计要求，而不是选择一个截面最佳的翼型气动特性，已达 到最可靠的动力输出，才是风轮一行优化设计的关键问题本节主要介绍NACA翼型的计算NACA零弯度翼型的厚度分布如下> =±&(0.29690拆-0.1260x-0.35160x2 + 0.28430x3 -0.10150x4)可以求出NACA所有翼型的最大厚度位置七=30%若取不同厂时，可算出不 同厚度翼型上下型面座标值。

其前缘半径是r = 1.1019 Tc 2式中亍=r /c2.5.1 NACA四位数翼型NACA四位数翼型分为对称翼和有弯度翼型两种，对称翼型(零弯度翼型)即 为基本厚度分布，有弯度翼型由中弧线与基本厚度分布迭加而成，中弧线为两段 抛物线组成，在中弧线最高点两者相切也即当X =七时前后段抛物线的值相等 且达最大值，同时抛物线的斜率相等NACA四位数翼型的中孤线方程为：f小 、七=—(2 xx — X2)式中f——中弧线最高点的纵座标(即最大弯度)； xf——最大弯度的弦向位置x = x + y sin 0 yL = yf - cos0有弯度翼型的上下翼面座标（无，y ）和（七,匕）可写成x = x - y sin 0y = y + y cos 0式中 0 ——中弧线在弦向位置x处的切线斜率，见图（规范396）前缘半径的圆心位于通过前缘点的斜率等于0.005弦线处中弧线斜率的线段 上，圆心距前缘点距离等于前缘半径因此，对于NACA四位数翼型只要给定了 f、七和厚度厂，就可以由上述公 式算出完整的翼面数据NACA四位数翼型的表达形式为：NACAXXXX。