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数字化设计Digital Design30在设计风力机时,最重要和最令人感兴趣的问题是如何把风能有效地转换成机械能并加以利用。从这个意义上讲,风轮的叶片设计是极为重要的。风力机叶片截面形状复杂,用二维绘图生成的主视图、俯视图和侧视图难以直观地表达不同叶片截面叶素的变化、不同位置处截面与投影面的夹角,以及叶片的空间结构。由于起步较晚,国内对风力机叶片CAD的研究还不够深入,其设计方法和专用软件正处在不断完善的阶段。其中有一种设计方法能够在计算机上立体显示叶片截面及其线框结构,即把叶片截面外形各点的坐标经过旋转变换形成叶片三维线框模型的数据,将三维坐标经过投影变换到平面坐标上(称为世界坐标),然后再将世界坐标变换到设备坐标上,最后通过绘图函数将变换后的数据用图形显示在屏幕上。但该方法较为复杂,而且只实现了线框显示。随着各种计算机分析软件的推广应用,风力机叶片的3D计算机绘图在某种程度上成为了风力机叶片分析研究发展的瓶颈。针对上述情况,笔者找到了一种能够提高叶片CAD质量的叶片计算机3D绘图方法:首先获取各截面叶素数据,计算弦长和扭角等主要参数,然后基于点的坐标的几何变换求出叶片各截面在空间实际位置的三维坐标,最后基于3D建模理论完成叶片计算机3D绘图。一、风力机叶片的具体设计方法1.叶片翼型的选择现代风力机通常是采用三叶片的上风或下风结构。风力机叶展形状、翼型形状与风力发电机的空气动力特性密切相关。一台好的风力机应当尽量增加升力并减小阻力,/尽量趋于最大值,以增加风力机的风能利用系数。叶片通常由翼型系列组成。由于叶片根部各翼型力臂较小,对风力机风轮输出扭矩的贡献不大,所以叶片根部对风力机性能影响较小,设计时应主要考虑加工方便和强度问题。应在尖部采用薄翼型以满足高升阻比的要求;在根部采用相同翼型或较大升力系数翼型的较厚形式,以满足结构强度的需要。典型运行工况下的雷诺数范围是5×105~2×106。常用的翼型有NACA44xx系列、NACA644xx系列和NACA230xx系列等航空翼型;专用翼型有美国的SERI翼型系列以及NREL翼型系列、丹麦的RISφ-A系列翼型和瑞典的FFA-w系列翼型等,设计时应根据不同的设计需要选取不同的翼型。翼型数据及其气动性可参考Profili软件、中国气动力研究与发展中心的文献等。2.叶片的弦长和扭角计算应用涡流理论设计风轮叶片,把叶片分成若干叶素,分别对各叶素在最佳运行状态下进行空气动力学计算。计算参数背景:风轮的直径D、风轮的叶片数目b、叶尖速比以及攻角i与Rr/的关系(R是风轮的半径,r是回转半径)。叶片设计计算的方法如下:(1)按Rr/=n/1、n/2、1把叶片分成n个叶素,分别计算各叶素的回转径:尖速比:攻角i以及升力系数C。(2)计算各叶素的中间参数:(3)计算各叶素弦长l和安装角α:按照叶素的相对尺寸、各叶素的弦长l和安装角α就可以设计出叶片,这样设计出的叶片具有最佳的运行状态。二、叶片各截面空间实际坐标的求解1.原理(1)基本原理图形变换的实质是对组成图形的各顶点进行坐标变换。运用齐次坐标的方法,可将三维空间点的几何变换表示为如下的式子:本文的作者按照叶片设计的实际过程,在根据涡流理论设计叶片参数的基础上,提出了一种能在计算机上立体显示叶片截面及结构的设计方法,即用基于点的坐标的几何变换理论求解叶片各截面在空间实际位置的三维坐标,基于三维几何建模理论,完成了对叶片的实体建模。风力机叶片立体图的计算机设计绘制□广西大学机械工程学院
陈家权 杨新彦?????29-44.indd30?????29-44.indd
12:11:41 PM数字化设计Digital Design32其中, T是4×4阶的变换矩阵,即:其中左上角子矩阵产生三维图形的比例、对称、错切和转换变换;左下角子矩阵产生平移变换;右上角子矩阵产生***变换;右下角子矩阵产生全比例变换。(2)本变换原理由于上述变换较复杂,故本文采用以下思路进行变换。基于点的坐标的几何变换理论求解叶片各截面在空间实际位置的三维坐标,其思路为:翼型上下弦数据),(yx→翼型以气动中心为原点的二维坐标),(yx→叶素各离散点空间实际坐标),,(zyx。建立三维坐标系,设叶片根部0=r的叶素平面为XOY平面,叶素上弧离散点坐标叶展方向为Z轴正向;原点设在0=r的叶素平面的气动中心。叶片轮廓线各离散点坐标为),,(zyx。具体求解步骤如下:1)获取翼型数据),(yx。翼型数据可以通过Profili软件获得,该软件提供的翼型数据较充足。2)求解翼型以气动中心为原点、翼型前后缘连线为x轴的二维坐标),(yx。设气动中心坐标为),(YX。则:3)求解各叶素各离散点空间实际坐标),,(zyx。结合弦长计算各叶素坐标:旋转叶素得实际空间坐标:rz=上述坐标方程可合并成:rz=2.软件EXCEL计算实现通过通用软件EXCEL可实现上述坐标转换。下面介绍如何通过通用软件EXCEL完成上述坐标转换。(1)输入或导入弦长l系列数据到EXCEL表A1~An,输入或导入安装角α系列数据到EXCEL表B1~Bn;(2)输入气动中心点坐标(X,Y)到EXCEL的(C1,C2);(3)输入或导入(x0,y0)到EXCEL的(D1,E1), (D2,E2);(4)计算(x1,y1)到EXCEL的(G1,H1):在G1中输入“D1-$C1”,在H1中输入“E1-$C2”;(5)计算(x,y,z)到EXCEL,方法如下:第二叶素:(J1,K1, L1)在J1中输入“$A2*SQRT(G1^2+ H1^2)*COS(ATAN2(G1, H1)+RADIANS($B2))”;在K1中输入“$A2*SQRT(G1^2+ H1^2)*SIN(ATAN2(G1, H1)+RADIANS($B2))”;在L1中输入r2数值(设叶片从r2开始使用翼型);第三叶素:(N1,O1, P1) 在J1中输入“$A3*SQRT(G1^2+ H1^2)*COS(ATAN2(G1, H1)+RADIANS($B3))”;在K1中输入“$A3*SQRT(G1^2+ H1^2)*SIN(ATAN2(G1, H1)+RADIANS($B3))”;在L1中输入r3数值;如此计算完所有叶素数据。(6)利用EXCEL智能拖动计算即可得到(G2,H2)(G3,H3)\(J2,K2,L2)(J3,K3,L3)\(N2,O2, P2)(N3,O3,P3),这样即可得到所有(x,y,z)。三、计算机3D绘图1.三维几何建模概述三维几何建模分为线框建模、表面建模和实体建模。线框模型只有棱边和顶点的信息,缺少面和边、面和体等拓扑信息,不能进行消隐、产生剖视图、进行物性计算核求交计算,也无法检验实体的碰撞和干涉、无法生成数控加工的***轨迹和有限元网格自动划分等。而实体建模不仅描述了全部几何信息,而且定义了所有点、线、面、体之间的拓扑信息。利用实体建模系统可对实体信息进行全面完整地描述,能够实1
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设计航模机翼软件，可以机翼图纸，计算升力系数与阻力系数。
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*详细原因：翼型及粗糙度对风力机叶片气动性能影响的初探--《内蒙古工业大学》2015年硕士论文
翼型及粗糙度对风力机叶片气动性能影响的初探
【摘要】：叶片是决定风力机效率的关键部件。在我国西北地区,风力机常处于风沙环境,风蚀会使叶片性能发生改变。因此,分析粗糙度对叶片气动性能影响规律具有重要意义。本文针对翼型粗糙度情况,以不同叶片为研究对象,开展了风力机叶片气动性能的研究。本文设计了功率为300W的5种风力机叶片。选定对粗糙度不敏感、适合设计工况的的5种翼型,运用Profili软件与插值法,得出翼型升力系数、阻力系数的完整数据。采用优化迭代程序,对叶片弦长、扭角反复修正计算,并在不同转速、不同风速下对风轮的功率、转矩、推力进行研究。依据弦长为1m的翼型模型,自定义符合理论及计算的简化粗糙带,运用FLUENT流体软件分析,确定了粗糙度量化方式、尾缘粗糙度敏感位置。在尾缘光滑和粗糙条件下,分别计算了5种不同叶片翼型气动参数随攻角的分布情况,并获取不同粗糙度对翼型气动特性的影响规律及速度场云图。通过对叶片气动性能的计算,分析发现:随着转速的增大,5种风轮的功率与转矩均呈现先增大后减小的规律,其最大推力都分布在转速600 r/min—800r/min范围内;同时,风轮功率随计算风速的增大而增大,自风速达到13m/s,功率出现下降趋势,5种风轮对应的湍流层推力为72.38N。由粗糙度的研究得到:以粗糙带表征粗糙度,可有效的量化相对粗糙度公式及积灰理论。叶片翼型升力系数对距离尾缘10%处的粗糙度较敏感。另外发现,尾缘粗糙度使翼型升力系数提升的理论不具有普遍性。粗糙度会造成翼型阻力系数增大、升阻比降低,FFA-W2-211、NACA4415、S822、DU-W2-250、SD2030叶片翼型的升阻比分别下降了13%、17%、11%、12%、15%,对应在粗糙度为0.008、0.004、0.008、0.008、0.01时气动参数变化明显。尾缘粗糙度使翼型的流动分离现象提前。综合分析,以S822为初始翼型的风力机叶片最适合设计工况及低雷诺数下的风沙环境。
【关键词】：
【学位授予单位】：内蒙古工业大学【学位级别】：硕士【学位授予年份】：2015【分类号】：TM315【目录】：
摘要3-4Abstract4-8第一章.绪论8-14 1.1 课题研究的背景及意义8-9 1.2 国内外研究现状9-12
1.2.1 风力机翼型研究现状9-10
1.2.2 叶片优化性能研究现状10-11
1.2.3 叶片翼型粗糙度研究现状11-12 1.3 课题主要工作12-14第二章.基本理论14-30 2.1 翼型基础知识14-20
2.1.1 翼型结构14-15
2.1.2 翼型种类15-18
2.1.3 翼型气动特性影响因素18-20 2.2 叶片的基本理论20-24
2.2.1 贝兹理论20-21
2.2.2 叶素理论21-23
2.2.3 动量理论23-24 2.3 风力机叶片设计方法24-27
2.3.1 风力机概念24-25
2.3.2 风力机叶片设计方法25-27 2.4 相关计算软件27-29 2.5 本章小结29-30第三章.风力机叶片设计及其气动性能计算30-48 3.1 翼型选取30-31 3.2 翼型气动参数计算31-34 3.3 风力机叶片设计34-39
3.3.1 几何参数的确定34-35
3.3.2 风力机叶片设计思路35-37
3.3.3 弦长和扭角的修正37-38
3.3.4 叶片坐标转换38-39 3.4 风力机叶片性能计算39-41
3.4.1 性能计算思路39-40
3.4.2 性能计算程序40-41 3.5 性能计算结果分析41-46
3.5.1 风轮功率、转矩、推力随转速的变化情况42-44
3.5.2 风轮功率、转矩、推力随风速的变化情况44-46 3.6 本章小结46-48第四章.基于粗糙度叶片翼型气动特性数值分析48-61 4.1 数值计算的总体思路48 4.2 模型建立48-49 4.3 简化粗糙度模拟假设49-51 4.4 数值计算过程51-52 4.5 计算结果分析52-59
4.5.1 翼型的升力系数的变化52-54
4.5.2 翼型的阻力系数的变化54-55
4.5.3 翼型升阻比的变化55-56
4.5.4 不同粗糙度对翼型气动特性的影响56-58
4.5.5 翼型云图58-59 4.6 本章小结59-61第五章.结论与展望61-63 5.1 结论61-62 5.2 研究展望62-63参考文献63-67致谢67-68在读期间发表学术论文与取得的其他研究成果68
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申请（专利权）人：
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发明（设计）人：
许伟,陈刚,吴鹏,赵茹玥
主申请人地址：
430074 湖北省武汉市洪山区鲁磨路388号
专利代理机构：
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刘荣,周宗贵
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一种固定翼航测型无人机设计方法，其特征在于具体包括以下步骤： (1)确定机翼翼型参数； (1a)所述机翼采用S型翼型；根据以下公式确定雷诺系数Re： Re＝ρVb/μ……(1) 其中，ρ表示空气密度，V表示飞行速度，b表示机翼弦长，μ表示黏性系数；本定翼航测型无人机的飞行高度在1000米以下，空气密度、飞行速度和黏性系数均为已知量，机翼弦长b为设置值； (1b)根据步骤(1a)得到的雷诺系数Re确定以零升力迎角α为横轴、以机翼升力系数为纵轴的升力系数曲线C&sub&l&/sub&，所述升力系数曲线C&sub&l&/sub&用以下公式表示： &img file=&re-FDA0000011.TIF& wi=&870& he=&272& /&其中，B&sub&0&/sub&为升力系数曲线的斜率，A为展弦比，通过以下公式计算： A＝L&sup&2&/sup&/S……(3) 其中，L表示翼展，为设置值，S为主翼面积，为设置值； 根据公式(2)得到当零升力迎角α为9°时，升力系数曲线C&sub&l&/sub&的斜率B&sub&0&/sub&； (1c)根据步骤(1a)得到的雷诺系数Re确定以零升力迎角α为横轴、以翼型阻力系数为纵轴的翼型阻力系数曲线C&sub&d0&/sub&，再根据以下公式得到以零升力迎角α为横轴、以机翼阻力系数为纵轴的机翼阻力系数曲线C&sub&d&/sub&： C&sub&d&/sub&＝C&sub&d0&/sub&+C&sub&di&/sub&……(4) 其中，C&sub&di&/sub&表示诱导阻力系数，根据以下公式计算： &img file=&re-FDA0000012.TIF& wi=&445& he=&158& /&则根据机翼阻力系数曲线得到当零升力迎角为9°时的机翼阻力系数C&sub&d&/sub&； (1d)机翼升力对于机翼上一点所产生的力矩不随零升力迎角改变而改变，以这一点作为支点，升力产生的力矩为常数，这一点为机翼焦点，升力对机翼焦点产生的力矩称为焦点力矩M&sub&0&/sub&，通过以下公式计算： &img file=&re-FDA0000013.TIF& wi=&591& he=&136& /&其中，M&sub&z0&/sub&为当零升力迎角α为9°时的焦点力矩系数； 根据飞行速度V、翼弦长度L以及机翼面积S分别计算、阻力对重心产生的力矩M&sub&2&/sub&； 根据以下公式计算升力对重心产生的力矩M&sub&1&/sub&： M&sub&1&/sub&＝1/2ρV&sup&2&/sup&SC&sub&l&/sub&x……(7) 其中，C&sub&l&/sub&为零升力迎角α为9°时的机翼升力系数，x为重心距焦点的前后距离； 根据以下公式计算： M&sub&2&/sub&＝1/2ρV&sup&2&/sup&SC&sub&d&/sub&y……(8) 其中，C&sub&l&/sub&为零升力迎角α为9°时的机翼阻力系数，y为重心距焦点的上下距离； 根据以下公式计算机翼对重心产生的力矩M： M＝M&sub&1&/sub&+M&sub&2&/sub&+M&sub&0&/sub&……(9) (1e)确定其他机翼设计参数： 通过以下公式计算有力迎角α&sub&1&/sub&： α&sub&1&/sub&＝MAX(C&sub&l&/sub&/C&sub&d&/sub&)……(10) 其中，C&sub&l&/sub&和C&sub&d&/sub&分别为机翼升力系数曲线和阻力系数曲线中的点的纵坐标，他们的取值使得C&sub&l&/sub&/C&sub&d&/sub&为最大值； 通过以下公式计算升阻比R： R＝C&sub&l&/sub&/C&sub&d&/sub&……(11) 其中，C&sub&l&/sub&为零升力迎角α为9°时的机翼阻力系数，C&sub&d&/sub&为零升力迎角α为9°时的阻力系数； 通过以下公式计算下洗角k： k＝36.5C&sub&l&/sub&/A……(12) 其中，C&sub&l&/sub&为零升力迎角α为9°时的机翼升力系数； 通过以下公式计算诱导迎角n： n＝18.2C&sub&l&/sub&/A……(13) 其中，C&sub&l&/sub&为零升力迎角α为9°时的机翼升力系数； 通过以下公式计算升力Y： Y＝0.5V&sup&2&/sup&ρSC&sub&l&/sub&……(14) 其中，C&sub&l&/sub&为零升力迎角α为9°时的机翼升力系数； 通过以下公式计算理想阻力D&sub&1&/sub&： D&sub&1&/sub&＝0.5V&sup&2&/sup&ρSC&sub&d&/sub&……(15) 其中，C&sub&d&/sub&为零升力迎角α为9°时的阻力系数； 通过以下公式计算涡流诱导阻力D&sub&2&/sub&： D&sub&2&/sub&＝0.5V&sup&2&/sup&ρSC&sub&di&/sub&……(16) 其中，C&sub&di&/sub&为零升力迎角α为9°时的诱导阻力系数； 通过以下公式计算阻力D： D＝D&sub&1&/sub&+D&sub&2&/sub&……(17) 将前缘半径设置为翼弦长度的1/10； 将最大弦厚位置设置为翼弦长度的1/3； (2)机翼翼型建模： (2a)利用步骤(1)得到的机翼翼型参数在CAD中进行制图，得到机翼翼型CAD数据； (2b)将机翼翼型CAD数据导入SketchUp进行3D建模，将翼展设置为2m，得到机翼3D模型； (3)确定机身参数； (3a)机身前段：载重舱垂直于机翼，其尾部与机翼中心处连接，其长度设置为翼展的2/5到3/5； (3b)垂直于机翼的2根中梁：分别位于机身前段的左边和右边，2根中梁的前部分别与机翼连接，其长度设置为翼展的2/5到3/5； (3c)机身后段：机身后段包括分别位于2根中梁尾部上方的尾梁，以及安装在尾梁上方、平行于机翼的水平尾翼，水平尾翼的长度设置为翼展的1/5到2/5； (4)机身建模： (4a)利用机身参数在CAD中进行制图，得到机身CAD数据； (4b)将机身CAD数据导入SketchUp进行3D建模，得到机身3D模型； (5)将机翼3D模型和机身3D模型打印为加工图纸，根据图纸进行加工制作和组 装； (6)将搭载的电子设备安装在机身前段中； (7)对无人机进行飞行调试。 
法律状态：
公开，实质审查的生效，实质审查的生效
相关检索词
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