一种风力机翼型的气动性能优化方法、系统及电子设备

技术领域

本发明涉及风力机领域，特别是涉及一种风力机翼型的气动性能优化方法、系统及电子设备。

背景技术

风力机叶片是由一系列不同截面的翼型构成的，翼型气动性能的好坏直接影响着风力机叶片吸收风能的能力，进而影响发电效率。提高翼型的气动性能可以有效提高风力机的发电效率。涡流发生器安装在翼型前缘时能够不同程度地改善风力机叶片翼型的气动性能，因其结构简单、安装方便，近年来在风力机翼型上多有研究与应用。

涡流发生器对风力机叶片翼型气动性能的改善效果的研究，主要通过分析安装涡流发生器翼型和不安装涡流发生器的光滑翼型的升阻力特性，来评价涡流发生器的安装效果。目前，主要通过风洞试验或者数值计算的方法获取翼型的气动特性曲线。但是，通过这些方法开展试验成本高、获取试验数据的周期较长，且目前的研究对涡流发生器的设计参数优化程度较低，涡流发生器改善翼型气动性能的效果有限。

发明内容

本发明的目的是提供一种风力机翼型的气动性能优化方法、系统及电子设备，可提高升力系数的计算效率，并提升风力机翼型气动性能的优化效果。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

一种风力机翼型的气动性能优化方法，包括：

针对任一风攻角，获取所述风攻角下光滑翼型的升力系数；所述光滑翼型为未安装涡流发生器的翼型；

针对任一候选翼型，根据所述风攻角、所述风攻角下光滑翼型的升力系数及预先建立的所述风攻角下所述候选翼型的升力系数计算公式，确定所述风攻角下所述候选翼型的升力系数；所述候选翼型上安装有涡流发生器，且各候选翼型上安装的涡流发生器的参数不同；

根据各风攻角下各候选翼型的升力系数，确定涡流发生器的最优参数，并在风力机翼型上安装对应的涡流发生器，以优化所述风力机翼型的气动性能。

可选地，所述涡流发生器的参数包括形状、高度、长度、间距、节距、安装角度及安装位置。

可选地，所述风攻角下所述候选翼型的升力系数计算公式的建立方法包括：

在设定的风攻角范围内，分别对所述光滑翼型及所述候选翼型进行风洞试验，得到各风攻角下所述光滑翼型的升力系数及各风攻角下所述候选翼型的升力系数；

针对任一风攻角，根据所述风攻角下所述光滑翼型的升力系数及所述风攻角下所述候选翼型的升力系数，确定升力差值；

对所述升力差值与所述风攻角进行多项式拟合，得到初步关系式；

根据所述风攻角下所述光滑翼型的升力系数及所述初步关系式，确定所述风攻角下所述候选翼型的升力系数计算公式。

可选地，风攻角x下候选翼型的升力系数计算公式为：

f(x)＝F

其中，f(x)为风攻角x下候选翼型的升力系数，F

可选地，根据各风攻角下各候选翼型的升力系数，确定涡流发生器的最优参数，具体包括：

针对任一候选翼型，根据各风攻角下所述候选翼型的升力系数，确定所述候选翼型的最大升力系数及失速攻角；所述失速攻角为最大升力系数对应的风攻角；

根据各候选翼型的最大升力系数及失速攻角，确定涡流发生器的最优参数。

为实现上述目的，本发明还提供了如下方案：

一种风力机翼型的气动性能优化系统，包括：

光滑系数获取模块，用于针对任一风攻角，获取所述风攻角下光滑翼型的升力系数；所述光滑翼型为未安装涡流发生器的翼型；

候选系数确定模块，与所述光滑系数获取模块连接，用于针对任一候选翼型，根据所述风攻角、所述风攻角下光滑翼型的升力系数及预先建立的所述风攻角下所述候选翼型的升力系数计算公式，确定所述风攻角下所述候选翼型的升力系数；所述候选翼型上安装有涡流发生器，且各候选翼型上安装的涡流发生器的参数不同；

性能优化模块，与所述候选系数确定模块连接，用于根据各风攻角下各候选翼型的升力系数，确定涡流发生器的最优参数，并在风力机翼型上安装对应的涡流发生器，以优化所述风力机翼型的气动性能。

可选地，所述风力机翼型的气动性能优化系统还包括：

风洞试验模块，用于在设定的风攻角范围内，分别对所述光滑翼型及所述候选翼型进行风洞试验，得到各风攻角下所述光滑翼型的升力系数及各风攻角下所述候选翼型的升力系数；

差值计算模块，与所述风洞试验模块连接，用于针对任一风攻角，根据所述风攻角下所述光滑翼型的升力系数及所述风攻角下所述候选翼型的升力系数，确定升力差值；

多项式拟合模块，与所述差值计算模块连接，用于对所述升力差值与所述风攻角进行多项式拟合，得到初步关系式；

公式建立模块，分别与所述多项式拟合模块及所述候选系数确定模块连接，用于根据所述风攻角下所述光滑翼型的升力系数及所述初步关系式，确定所述风攻角下所述候选翼型的升力系数计算公式。

为实现上述目的，本发明还提供了如下方案：

一种电子设备，包括存储器及处理器，所述存储器用于存储计算机程序，所述处理器运行所述计算机程序以使所述电子设备执行上述的风力机翼型的气动性能优化方法。

根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：

本发明根据光滑翼型的升力系数，通过预先建立的不同风攻角下各候选翼型(安装有不同参数的涡流发生器)的升力系数计算公式，准确计算不同风攻角下各候选翼型的升力系数，从而可以快速判断出该涡流发生器参数对翼型气动性能的改善效果，进而快速确定最优的涡流发生器参数，无需再通过风洞试验或数值计算方法获得安装涡流发生器翼型的升力系数，提高了升力系数的计算效率，并提高了涡流发生器对风力机翼型气动性能的改善效果，进而提高了风力机的发电效率。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明提供的风力机翼型的气动性能优化方法的流程图；

图2为45°三角形涡流发生器的示意图；

图3为60°三角形涡流发生器的示意图；

图4为75°三角形涡流发生器的示意图；

图5为90°三角形涡流发生器的示意图；

图6为105°三角形涡流发生器的示意图；

图7为120°三角形涡流发生器的示意图；

图8为135°三角形涡流发生器的示意图；

图9为翼型升力系数随风攻角的变化曲线图；

图10为翼型升力系数拟合曲线图；

图11为本发明提供的风力机翼型的气动性能优化系统的示意图。

符号说明：

1-光滑系数获取模块，2-候选系数确定模块，3-性能优化模块，4-风洞试验模块，5-差值计算模块，6-多项式拟合模块，7-公式建立模块。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

涡流发生器的形状对翼型气动性能的影响较大，因此本发明的目的是提供一种风力机翼型的气动性能优化方法、系统及电子设备，以提高涡流发生器对风力机翼型气动性能的改善效果，进而提高风力机的发电效率。

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

实施例一

不同翼型的升力系数变化规律大体相同，均随着风攻角的增大，先增大后减小。在翼型上安装不同形状的涡流发生器时翼型的升力系数会发生变化。升力系数越大，发电效率越高，失速攻角越大，在遇到大风天气，风力机失速停机会推迟，也就是发电的时间会延长。升力系数和失速攻角都会影响发电效率，因此，在选取涡流发生器形状时，需要综合考虑这两个参数。

如图1所示，本实施例提供了一种风力机翼型的气动性能优化方法，包括：

步骤100：针对任一风攻角，获取所述风攻角下光滑翼型的升力系数。所述光滑翼型为未安装涡流发生器的翼型。具体地，可通过公开资料或Bladed软件直接获取不同风攻角下光滑翼型的升力系数。

步骤200：针对任一候选翼型，根据所述风攻角、所述风攻角下光滑翼型的升力系数及预先建立的所述风攻角下所述候选翼型的升力系数计算公式，确定所述风攻角下所述候选翼型的升力系数。

所述候选翼型上安装有涡流发生器，且各候选翼型上安装的涡流发生器的参数不同。具体地，涡流发生器的参数包括形状、高度、长度、间距、节距、安装角度及安装位置。

进一步地，步骤200中，风攻角下所述候选翼型的升力系数计算公式的建立方法包括：

步骤201：在设定的风攻角范围内，分别对所述光滑翼型及所述候选翼型进行风洞试验，得到各风攻角下所述光滑翼型的升力系数及各风攻角下所述候选翼型的升力系数。

翼型的升力系数和失速攻角均是翼型气动特性中最重要的参数之一。本发明根据设定的风攻角范围，对翼型进行风洞试验，获取光滑翼型和安装不同形状的涡流发生器翼型的风攻角及对应的升力系数。

步骤202：针对任一风攻角，根据所述风攻角下所述光滑翼型的升力系数及所述风攻角下所述候选翼型的升力系数，确定升力差值。

具体地，将候选翼型的升力系数与光滑翼型的升力系数相减，得到对应风攻角下两种翼型相减后的升力差值，以建立候选翼型升力系数与光滑翼型升力系数的关系，使拟合公式更准确，适用性更广。

步骤203：对所述升力差值与所述风攻角进行多项式拟合，得到初步关系式。

步骤204：根据所述风攻角下所述光滑翼型的升力系数及所述初步关系式，确定所述风攻角下所述候选翼型的升力系数计算公式。

具体地，将风攻角和对应风攻角下升力差值进行多项式拟合，拟合的多项式再加上光滑翼型的升力系数即可获得不同攻角下候选翼型的升力系数和光滑翼型的升力系数的关系式。

本实施例中，风攻角x下候选翼型的升力系数计算公式为：

f(x)＝F

其中，f(x)为风攻角x下候选翼型的升力系数，F

由于安装不同涡流发生器的翼型升力系数的变化都是在光滑翼型升力系数的基础上进行改变的，因此，本发明在上述计算公式中引入了光滑翼型的升力系数，使得此计算公式能够适用于任意型号翼型，提高适应性。若公式中不引入光滑翼型的升力系数，则此计算公式只适用于风洞试验中的NACA4418翼型，并不一定适用于其它翼型。

本发明通过风洞试验的方法测得不同形状的涡流发生器安装在翼型上时的升力系数变化曲线，用四次多项式将试验结果拟合得到相应的计算公式。据此可以计算出实际工程中某翼型安装涡流发生器翼型的最优形状。

本发明根据上述公式计算了不同攻角下20％弦长位置上安装有不同形状涡流发生器翼型的升力系数。其中，不同形状的涡流发生器包括：一个角分别为45°、60°、75°、90°、105°、120°和135°的三角形。涡流发生器的角度变化较小时，比如变化了5度、7度。可能翼型升力系数的变化并不明显，本实施例选取15°间隔进行研究，能够捕捉到不同角度涡流发生器翼型升力系数的变化。也可以满足工程实际中选取涡流发生器形状的要求。

步骤300：根据各风攻角下各候选翼型的升力系数，确定涡流发生器的最优参数，并在风力机翼型上安装对应的涡流发生器，以优化所述风力机翼型的气动性能。

具体地，针对任一候选翼型，根据各风攻角下所述候选翼型的升力系数，确定所述候选翼型的最大升力系数f(x)max＝max(f(x))及失速攻角a＝x

本发明根据某光滑翼型的升力系数，通过上述预先建立的拟合公式准确计算安装不同形状涡流发生器翼型的升力系数，从而可以快速判断出该形状的涡流发生器对翼型气动性能的改善效果，进而在已知某光滑翼型升力系数的情况下可以快速确定最优的涡流发生器形状，无需再通过风洞试验或数值计算方法获得安装涡流发生器翼型的升力系数，节省了时间和费用，对于实际风力机叶片上安装涡流发生器时参数确定的准确性和科学性具有重要意义。

为了更好地理解本发明的方案，下面综合介绍最佳涡流发生器形状的确定过程。

(1)已知某光滑翼型在一定风攻角范围内对应的升力系数，将其代入安装不同形状涡流发生器翼型的拟合公式，计算出不同风攻角下安装不同形状涡流发生器翼型的升力系数。

(2)确定安装不同形状涡流发生器翼型的最大升力系数和失速攻角。风攻角由小到大，逐一对比对应风攻角下安装涡流发生器翼型的升力系数，得到升力系数最大值，最大升力系数对应的风攻角即为该翼型的失速攻角。

(3)确定对翼型气动性能改善效果最好的涡流发生器参数，对比安装不同形状涡流发生器翼型的最大升力系数和失速攻角，找出最大升力系数和失速攻角最大的涡流发生器翼型，该形状的涡流发生器即为优化后的最佳涡流发生器形状。

为了更好的理解本发明的方案，下面结合具体实施例进一步进行说明。

选取风力机叶片中常用的NACA4418翼型，翼型弦长c＝300mm，试验雷诺数Re＝6×10

表1涡流发生器的参数

试验表明，涡流发生器形状不同时，翼型的升力系数随风攻角的变化趋势是一致的，翼型的升力系数均是先随风风攻角的增大而呈线性增长，风攻角增大到一定数值时翼型的升力系数开始急剧下降，翼型产生失速现象。不同的是涡流发生器的形状不同，翼型的升力系数开始下降的风攻角数值不同。具体变化曲线如图9所示。将图9中不同风攻角下的升力系数进行拟合，得到拟合公式，按照光滑翼型失速前后分别拟合，得到两组常数，具体取值见表2和表3。

表2升力系数拟合公式参数表一

表3升力系数拟合公式参数表二

图10为风洞试验得到的翼型升力系数和拟合曲线得到的安装不同形状涡流发生器翼型的升力系数随风攻角的曲线对比，从图10中可以看出拟合曲线与风洞试验的数值基本重合，证明了拟合数据的准确性。

综上，在已知某光滑翼型不同攻角对应的升力系数的情况下，通过查看表2和表3中的参数，即可估算出在该翼型上安装不同形状涡流发生器后在不同风攻角下的升力系数，进而得到适用于该翼型的最佳涡流发生器形状。

实施例二

为了执行上述实施例一对应的方法，以实现相应的功能和技术效果，下面提供一种风力机翼型的气动性能优化系统。

如图11所示，本实施例提供的风力机翼型的气动性能优化系统包括：光滑系数获取模块1、候选系数确定模块2及性能优化模块3。

光滑系数获取模块1用于针对任一风攻角，获取所述风攻角下光滑翼型的升力系数。所述光滑翼型为未安装涡流发生器的翼型。

候选系数确定模块2与所述光滑系数获取模块1连接，候选系数确定模块2用于针对任一候选翼型，根据所述风攻角、所述风攻角下光滑翼型的升力系数及预先建立的所述风攻角下所述候选翼型的升力系数计算公式，确定所述风攻角下所述候选翼型的升力系数。所述候选翼型上安装有涡流发生器，且各候选翼型上安装的涡流发生器的参数不同。

性能优化模块3与所述候选系数确定模块2连接，性能优化模块3用于根据各风攻角下各候选翼型的升力系数，确定涡流发生器的最优参数，并在风力机翼型上安装对应的涡流发生器，以优化所述风力机翼型的气动性能。

进一步地，在升力系数计算公式的建立方面，所述风力机翼型的气动性能优化系统还包括：风洞试验模块4、差值计算模块5、多项式拟合模块6及公式建立模块7。

风洞试验模块4用于在设定的风攻角范围内，分别对所述光滑翼型及所述候选翼型进行风洞试验，得到各风攻角下所述光滑翼型的升力系数及各风攻角下所述候选翼型的升力系数。

差值计算模块5与所述风洞试验模块4连接，差值计算模块5用于针对任一风攻角，根据所述风攻角下所述光滑翼型的升力系数及所述风攻角下所述候选翼型的升力系数，确定升力差值。

多项式拟合模块6与所述差值计算模块5连接，多项式拟合模块6用于对所述升力差值与所述风攻角进行多项式拟合，得到初步关系式。

公式建立模块7分别与所述多项式拟合模块6及所述候选系数确定模块2连接，公式建立模块7用于根据所述风攻角下所述光滑翼型的升力系数及所述初步关系式，确定所述风攻角下所述候选翼型的升力系数计算公式。

相对于现有技术，本实施例提供的风力机翼型的气动性能优化系统与实施例一提供的风力机翼型的气动性能优化方法的有益效果相同，在此不再赘述。

实施例三

本实施例提供一种电子设备，包括存储器及处理器，存储器用于存储计算机程序，处理器运行计算机程序以使电子设备执行实施例一的风力机翼型的气动性能优化方法。

可选地，上述电子设备可以是服务器。

另外，本发明实施例还提供一种计算机可读存储介质，其存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现实施例一的风力机翼型的气动性能优化方法。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。

本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。