用于風輪機機翼的機翼后緣修正的制作方法
【技術領域】
[0001]本發(fā)明總體上涉及風輪機葉片設計，尤其涉及用于噪聲衰減的機翼后緣修正。
【背景技術】
[0002]噪聲補償可限制風輪機的效率和最大尺寸；部分地因為必須限制葉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。風輪機噪音的主要組成部分是機翼后緣空氣動力學噪音(Matthew F.Barone，“Survey of Techniques for Reduct1n of WindTurbine Blade Trailing Edge Noise (風輪機葉片機翼后緣噪聲減小的技術概述)”，Sandia Nat1nal Laboratories, SAND20011-5252，2011 年 8 月，第 8 頁)。在此如圖1 所示，通過機翼后緣鋸齒狀突起或鋸齒19，機翼后緣噪音可減小到某個范圍。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翼后緣的現(xiàn)有技術風輪機機翼的透視圖。
[0005]圖2是根據(jù)本發(fā)明實施例的方面，具有褶邊機翼后緣的風輪機機翼的表面的透視圖。
[0006]圖3顯示了圖2的機翼的橫向圖。
[0007]圖4顯示了在多個位置的風輪機機翼用以模擬圖2褶邊的空氣動力學效果。
[0008]圖5顯示了平均了圖4的所有機翼位置的升力系數(shù)的空氣動力學平滑效果。
[0009]圖6顯示了平均了圖4的所有機翼位置的牽引系數(shù)的空氣動力學平滑效果。
[0010]圖7是具有機翼后緣褶邊的機翼的透視圖，具有獨特的機翼后緣平面導致如上所述的鋸齒狀突起。
[0011]圖8顯示了表示了圖7的機翼后緣的背部和頂部視圖的兩個投影平面。
[0012]圖9顯示了表示了圖10的機翼后緣的背部和頂部視圖的兩個投影平面。
[0013]圖10是具有褶邊的一半周期的機翼后緣鋸齒狀突起的機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的機翼表面的透視圖。
[0015]圖12顯示了具有鋸齒狀突起的機翼后緣的非對稱波形的實施例的突起的背部和頂部視圖。
【具體實施方式】
[0016]圖1是具有鋸齒狀突起19或者鋸齒機翼后緣的現(xiàn)有技術風輪機葉片機翼18的透視圖。在一些條件下該裝置將機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)明人認識到交錯裝置在條件的更寬范圍內有效。他們還認識到在此例舉的三維機翼后緣修正可在條件更寬的范圍內提供噪音衰減，另外，可以提供協(xié)同結構的和空氣動力學的益處。
[0017]圖2顯示了本發(fā)明的一個實施例的方面的風輪機機翼20的表面幾何圖形。葉片的機翼后部分具有褶邊24A或者交替的脊21和凹谷22，其具有機翼后緣TE，從后部看，機翼后緣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，并且在機翼后緣與吸力面的脊堆疊，形成如機翼后部可見的波形機翼后緣輪廓。脊和凹谷可如圖所示在波形機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翼的前半側去除?？商娲兀捱吙勺鰹楦币?沒有顯示)增加到機翼。
[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，從而避免了機翼后緣的彎曲?！跋移矫妗痹诖艘馕吨揖€平面和平行于葉片跨度的線。進一步地，褶邊做為一系列分流翼刀，當葉片的一部分氣流分離時，阻止氣流分離的徑向傳播。因此褶邊提供結構的、空氣動力學的和噪聲方面的三方面協(xié)同作用。在一些實施例中褶邊可具有薄的機翼后緣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的機翼的橫向剖面視圖。褶邊的機翼后緣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可從標稱的非褶邊機翼的壓力面PS和吸力面SS形成橫距34、36，并且形成標稱的中葉片機翼后緣30。橫距在機翼后緣可具有波峰到波峰的振幅31，在一些實施例中，從垂直于弦平面方向測量，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可相對于本地弦線28成比例，并因此可在漸縮的機翼的指定跨度內變化?？商娲兀瑥臋C翼后部看，單個振幅31可在指定的機翼跨度內由機翼后緣的波形保持，此處該單個振幅具有上述所列的在指定跨度內相對于中弦長的至少一個最小振幅。
[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于它們形成角度或者可變角度。其可具有上述相對于弦線的振幅的最少一個的橫距，經(jīng)由該副翼延伸。
[0021]圖4顯示了在多個位置的機翼20，其用于模擬圖2的褶邊的空氣動力學效果。在O度的第一或者中間位置20A(實線)以及可選的攻角(虛線)分析機翼。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。褶邊機翼后緣的空氣動力學效果可由這些攻角(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。
[0022]圖5顯示了圖4平均了所有機翼位置的升力系數(shù)的空氣動力學平滑效果40。其顯示了與中間機翼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顯示了與中間機翼20A的非平均曲線46相比，圖4的平均了所有機翼位置的牽引系數(shù)的空氣動力學平滑效果。圖5和6的平滑效果減小了附載于葉片上的疲勞，因為葉片截面本地攻角的無序擾動產(chǎn)生負載上的小變化。不希望的負載變化在空氣動力的尖銳變化處發(fā)生。該益處與噪音衰減和空氣動力學效率協(xié)同發(fā)生，因為在毗鄰的空氣動力學的尖銳不同導致了湍流，并且因此增加了噪音和牽引。
[0024]圖7顯示了具有傾斜的機翼后緣TE的機翼后緣褶邊24B的實施例。機翼后緣可沿著平面32B，從葉片的橫斷面(圖3)看過去，該平面相對于弦線或者中曲面線傾斜。該傾斜平面導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