达里厄(Darrieus)型纵轴,翼型设计,.doc

第七届世界风能大会2008年：社区权力
2008年6月24日，26日加拿大，安大略省金斯敦，
对于低速直刃达里厄(Darrieus)型逆翼型设计方法
纵轴应用
楼赛义德*
法赫德国王石油和矿产大学，信箱1637年，沙特阿拉伯宰赫兰31261
I. Paraschivoiu,† O. Trifu‡
Ecole Polytechnique de Montreal, Montreal, H3C 3A7, Canada
一Paraschivoiu，O. Trifu‡†
理工学院蒙特利尔，蒙特利尔，H3C3A7，加拿大
M.赫斯，§和C。Gabrys**
玛丽亚电力公司，748南草甸大路A - 10，＃329，美国内华达州里诺市89521
关键词：直刃纵轴，纵轴，达里厄(Darrieus)型纵轴，翼型设计，
点对多点的翼型设计，逆翼型设计，低雷诺数翼型设计，
低速翼型设计。

摘要

本文演示逆翼型设计方法的应用，提高低速直刃Darrieus型纵轴的表现。研究表明即使用逆翼型设计的翼型表面的适当剪裁技术可以帮助提高性能，消除不良的流场在非常低的重的特点，如转型初期，由于存在分离气泡。提高空气动力学效率，然后转换成一种改进
特别是在非常低的和弦雷诺兹的空气动力学性能的VAWTs号码。这项研究采用了互动式的逆翼型设计方法（PROFOIL）允许不同的速度和边界层特征的规范翼型的几何约束（闭）段和流领域（远场边界）。附加的限制，以满足一些可取的特点，如俯仰力矩系数，厚度，拱等，伴随着的优点纵轴的性能，如对于一个给定的叶尖速度所需的输出功率比，指定的逆问题的一部分。翼型的性能分析和纵轴都进行了最先进的国家的分析代码，XFOIL援助
CARDAAV。 XFOIL是面板与耦合方法边界层计划是用于获取导致翼型的空气动力特性
形状。最后的机翼几何获得通过多维牛顿迭代。设计范例，以展示该技术的优点提高在低转速下的小VAWTs的性能。的主要结果研究表明，方法的力量在于反设计
而其弱点的方法是在可靠的预测空气动力学在低雷诺数和高攻角翼型的特点。这然而，弱点可以克服评估的相对表现纵轴与假设翼型特性的变化，保持小。结果表明，在纵轴的相对性能增加10-15％用这种方法可以实现

*，航空航天工程学系助理教授。
  通讯作者。电子邮件：[e-mail]
†教授，机械工程学系。
‡副研究员，机械工程系。
§行政总裁（CEO）。
**首席技术执行官（CTO）。

背景

自从合作Darrieus转子概念彼得South1和重新发现工人在1968年的加拿大研究理事会，广泛的研究工作
销售一直致力于走向成熟纵轴业绩预测模型，。
最佳性能的问题仍然需要解答这一天。仍然有
需要仔细研究和系统的几个未关注
为了解决，真正实现了潜在的Darrieus型纵轴（D -
纵轴）。
首先关注的是在一个D-纵轴的空气动力学效率方面。这是一个
既定的事实，极大地影响了一个D -纵轴的空气动力学效率
翼型的几何形状的选择体现在几个研究,2 -9的分析，以及
实验。为了能够预测性能可靠，准确的翼型
空气动力特性的数据，翼型部分升力，阻力和力矩
系数（CL，CD和CM），需要一系列的攻击角度（ - 180<α<180 °），以及一个和弦雷诺数（REC）范围从低至5万至高达3万纵轴的大小而定。多数翼型节力和力矩系数在文学最新数据基础上的飞机主机设计的机翼，旋翼飞机和螺旋桨applications10，11日和是有限的角度，因为刚刚过去的失速的攻击范围这些翼型的效用是有限的攻击范围的零升力角之间的角度摊位。很少是需要经营摊位或失速后这些翼型条件。

在纵轴的刀片，另一方面，经营广泛的角度攻击。此外，由于纵轴的循环性质，叶片翼型经历通过两个摊位，正面和负面的（流分离的上限和下限面，分别），和后档制度。由于刀片在地摊上的表现地区确定的涡轮机的实际评级，失速的性质是相当优化设计的意义。在低的实验测试部分数据的可用性
和弦雷诺专门周围摊档及在失速后的制度是非常稀缺。只有少数几个这样的实验investigations5，6,9,12存在日期。目前，实验data9的空气动力特性是只有七对称（NACA00XX）的机翼剖面。其他翼型的数据（NACA6系列，8自然层流（NLF）翼型，6等）已获得通过“三个代表”源部分数据“technique.6一个限制的”三源部分数据“技术是无法准确模型的摊位和其滞后的行为，一般情况下，低弦雷诺数，尤其如此。此限制仍然这一天，主要是由于缺乏了解和数值预测能力失速后的行为。实验investigations13- 17显示，失速特性强烈依赖翼型的几何形状，以及作为和弦雷诺数。此外，在低弦雷诺数翼型操作的倾向加剧的摊位和其滞后特性。由于准确的预测的失速，失速后特性是必不可少的一个可靠的预测一个纵轴的空气动力学效率，能力，准确地预测翼型整个整个360度攻击范围的角度的空气动力特性以及在低弦雷诺数必须在固有的性能分析工具箱为纵轴。

第二个问题来自机翼为小规模VAWTs运作的事实，在低雷诺数。在过去，翼型数据的空气动力特性从已知的和弦雷诺数高值推断，获得值非常低的弦雷诺数。它现在是一个众所周知的事实，在低雷诺数（50,000<建议<500,000）翼型遭受层分离bubbles11，18从而导致空气动力学性能退化。在低雷诺数，层流边界层不能承受强/长期的不良压力梯度（DP/ DX DU/ DX> 0，<0），并具有较强的倾向分开机翼的表面。在分隔区的不稳定流动增加，并导致过渡到湍流。在一定条件下的湍流边界层重新附加到表面，关闭所谓的“层流分离泡”。这些分离气泡出现由过渡的高原和急剧增加在表面的压力分布图的压力，而且往往向前迈进对翼型的领先优势，攻角增加。在场分离泡在一个额外的“泡沫”拖的结果，从而在减少机翼的空气动力学效率。进一步加剧了这种效果是粗糙度的影响造成空气中的颗粒或昆虫罢工。

减少泡沫拖动的方法之一是通过使用边界层前往要么完全消除或减少层泡沫的强度。一限制使用人次是一趟配置，是有利于一个角度攻击和重新条件可能不利于另一个作业条件。一减少泡沫拖动的第二种方法是通过使用一个过渡ramp.11，23一个过渡的斜坡是指压力系数曲线的形状逆压梯度的扩展地区不稳定的层
边界层和逐步推进没有发生大的转变过渡性泡沫。长度，坡度和过渡拱（凸与凹）ramp23可以系统地改变调整范围的翼型的性能操作条件。最近interest18在各种低雷诺数应用集中在过渡坡道设计高效的使用注意在机翼剖面弦雷诺数约50,000约100万。这些应用包括通用航空,19 - 21远程低速NLF翼型在高海拔地区，22滑翔机,13 - 16超轻型男子飞行器（遥控飞行器）携带/人，23螺旋桨飞机和风能turbines.17这方面的努力已导致提高了快速，稳健的，互动的翼型设计和分析techniques2429低雷诺数翼型部分。鉴于这些新的发展，成为当务之急，这些新的改进设计和评价techniques24 - 29为低雷诺数流动的空气动力学分析现有的翼型的特点，也为纵轴的新翼型的设计应用。第三个问题源于最佳纵轴的设计从未尝试过的最新发展。在缺乏一个快速，健壮和可靠的翼型空气动力特性的分析方法，选​​择传统的方法最佳纵轴已根据每年的能源成本比较纵轴生产，采用不同的机翼剖面，或两者兼而有之，其中的空气动力特性的实验测定。稀缺翼型的空气动力特性的数据，以及设计上的限制，例如翼型厚度结构的整体性和刚度等，进一步限制了选择几个候选人翼型。设计和使用低速对称民族解放阵线airfoils2 3

(SNLA00xx/yy，其中XX=％T / C，YY=％X / C：层流区域范围内），一个想法民族解放阵线从低速通用航空飞机的翼型设计，已被证明是一个大型VAWTs失望。不过，也有传言称这些机翼可能导致小规模VAWTs优越的性能。同样，使用提高性能的弧形机翼也被建议由几个30 investigators.12，为了验证这些发现，最佳的设计方法纵轴必须能够可靠地预测刀片的翼型气动在所有的攻击和和弦雷诺数角度的特性。该设计可以然后通过直接的技术，也被称为分析设计，方法，或直接设计技术，程序逆technique.31反复分析候选人的几何形状，先后方法预期目标是就业。另一方面，在反设计技术，纵轴沿所需的性能特点和一些初步的刀片翼型的空气动力特性受到一些限制（例如，最大的翼型厚度等）从指定相应的纵轴叶片的几何形状通过一些其他的翼型和刀片的几何连续迭代确定或空气动力特性。

作为一个致力于解决这些问题的第一步，一个互动的发展设计和分析工具箱变得势在必行。必须有这样一个工具箱下列最低限度的能力：A.多逆翼型设计（PROFOIL28，29，33-35）B.国家的最先进的翼型气动分析（XFOIL24或MSES27）C.纵轴性能分析（CARDAAV2）手头有了这样一个工具箱，可以进行参数研究，以确定各种设计变量之间的关系。该工具箱还可以帮助在评估各种设计权衡。例如，由于输出功率为直接相关的切向力，这又是相关的翼型节沿方位角方向的空气动力特性，工具盒可以解决这样的问题：什么翼型的特点（如CL，clmax，过渡范围，失速特性等）可导致沿切向力增加方位？

在后面的章节中，反设计的翼型设计方法纵轴改善性能。一个典型的低速直刃Darrieus型纵轴的例子是用来展示设计战略和产生的性能的提高。方法的优势和弱点例如研究的情况下进行讨论。本文结束与结论为今后的工作提出建议。

逆翼型设计方法

逆翼型设计技术在其中得到翼型的几何从规范所需的速度分布（S）受一定的制约。该方法是基于一个圆（已知的）周围流形映射（期望）周围的机翼通过保角变换。实力方法在于它的两个主要特点：（1）衍生的改造，而改造的重要性，并且很容易与所需的速度比分配，（2）多点功能。后者是取得除以圆成翼型段的人数相等的弧段，

指定所需的速度分布（S）。通常情况下，良好的性能需要的攻角范围。例如，如图。 1，高扬程（高攻角）的性能，可能需要以及低扬程（低角度攻击）。因此，举例来说，上表面的速度分布，可以规定为高攻角，而同时较低的表面速度分布可以订明的攻击低角度。由于速度分布相对应的升力系数，而这又取决于攻角，速度分布沿不同的翼型段可以与不同的角度攻击条件，即，α（α星）或Cl*一个很好的近似是由氯*=2π（10.78 T / C）sinα*T / C翼型厚弦比α*对应于零升力线。由此产生的翼型，因此会表现出的设计特色（速度分布和CL *）时，在相应的α*

为了达到实用的翼型，改造衍生工具必须连续两个段（连续性约束）交界处，和翼型试用边缘封闭（封约束）除了条件远，流通领域保持不变，满足这些约束导致的系统（N +3），其中N是段数的方程。如前所述，规范的速度分布是不完全是任意的。它必须包含一个人数相等的未知数（N +3），以获得解决问题的办法。通常，这些未知数（N- 1）段，其余4个变量的速度水平定义流的恢复和关闭功能的形式，在后缘沿上下表面。附加约束（因变量）如力矩，最大厚度，拱等，还可以处以并通过一个迭代过程满足不同的一些独立的变量在设计，如变量定义封闭和恢复功能。同时解决的制约，需要一个多维牛顿迭代计划，并在10-15迭代完成。详情数学公式和各种应用的方法描述更详细的作品Eppler，塞利格，和Saeed。在本研究中，PROFOIL代码是用来作为一个互动的翼型设计工具。

为了评估一个纵轴的性能，计算机代码CARDAAV2的使用。 “代码是基于双多流管（DMSV）模型与变量逆风和顺风诱导速度在每个streamtube。该计划允许几何配置，操作条件和控制的多个选项数值的过程。这些特点使CARDAAV一个可靠的模拟工具，会议纵轴设计师的需求。它计算的空气动力和在任意给定的操作条件的几何VAWTs的输出功率。它还有能力考虑到效果有限刀片跨度或刀片尖的影响，动态失速的发生，和几个“二次效应”，如，旋转的中央纵队后的效果，和Struts的阻力和破坏者。 DMSV模型的CARDAAV代码的详细说明能力是给定的参考。 2。

由于纵轴的性能取决于的空气动力特性它的刀片部分，可靠和准确的翼型气动的预测和边界层特征的​​需要。在目前的研究，XFOIL24代码地为这一目的。 XFOIL是与面板耦合的边界层方法计划。它具有优良的翼型设计（直接和间接）和分析能力

被广泛用于上述目的。在目前的研究中，它是用来获取翼型的空气动力特性。

作为第一步，PROFOIL，CARDAAV和XFOIL代码的耦合，形成一个交互式设计和目前的研究分析工具箱。一看就明白图工作的新创建的工具箱和使用的策略应用改进的翼型设计为纵轴的反设计技术应用如图1所示。选定的设计图的优点是改善功率输出为叶尖速度比为1.6（10％-15％的典型小VAWTs）。采用的策略是纵轴的输出功率在连续的评价直到上述标准或择优图设计迭代满足。每个迭代周期描绘图。 1交互进行。接下来，设计的例子是使用反设计技术，在提高业绩的证明在低速小VAWTs。

设计实例

沿纵轴几何在这项研究中使用的操作条件是：3直桨叶旋翼不断NACA0018节和弦0.125米，长6米，转子直径6米。转子中跨高度为3.048米以上地面。一个12米/秒的风速是固定的αW= 0.16剪切组件。一30 RAD/ s的恒定转速也已经固定。 Struts中，塔的影响唤醒和有限跨度刀片都被忽视了。动态失速是仿照Gormont模Berg's36版本，与AM，= 1000适合小VAWTs在这种条件下，本地攻击角度方位的变化，雷诺数刀片元素是：4500027-30度，限制XFOIL准确地预测这些几何低Re高α值的系数，由图可见一斑。 2，结果的不确定性准确预测的纵轴的输出功率。然而，这种不确定性，必须克服比较输出功率的相对增加，预计由实际NACA0018翼型和新设计的翼型分析工具箱，提到的名称NACA0018和NACA0018- M，分别。

如前所述，长度，坡度和形状/拱（凸与凹）过渡ramp23可以系统地改变调整机翼的性能范围内的经营状况。这是专门在反就业战略翼型设计技术。它是通过一个系统的设计选择攻击分配或α角度*-沿上的分布（如图1所示）表面部分。由于它是理想的翼型是对称的，一个类似的α*-相同幅度的分布，但相反的意思是沿下指定表面部分。由于α*-分布将转化为相应的从尾部到指定的速度分布，在α*-值的统一增加领先的统一步骤的边缘大小，以避免在速度分布的角落。最大厚度和弦的比例为18％和零，如附加的限制俯仰力矩也对，以便获得翼型NACA0018

尽可能。俯仰力矩约束满意的第一个迭代段速度，而厚度和弦的要求水平感到满意在指定的α*-值通过逐步增加/减少。此外，值参数确定后缘厚度比和速度恢复功能以及被指定作为输入的一部分。

从这些投入的初始设置开始，逆设计方法在聘用互动的方式，以指导实现连续机翼设计目标。图3（a）显示了不同的中间的翼型设计，而;图。图3（b）所示的最终设计相比，原来的亚太水产养殖中心网0018（NACA0018- M）翼型。图4显示了压力系数分布比较两个机翼与一个较长的过渡最终翼型坡道。它是在这里指出，自15％以上的输出功率的设计目标是满足的设计，没有进一步的设计迭代尝试。在过渡曲线图的样子。 2两个机翼过渡发生后各个角度攻击的最终设计，但它在低角度的攻击稍高的拖动。对此的解释可能在于事实上，压力恢复仍然是相当陡峭，为最终的设计导致更大的压力拖累。提高输出功率的纵轴最终翼型设计是明显的，从图的两个机翼的升力曲线斜坡。 2。此外，该最后的翼型设计也表现出α>15度的阻力要少得多。表1显示了比较的输出功率P，功率系数CP和扭矩系数CQ。又是这里所说的输出功率增加了15％，应被视为在输出功率相对增加，预测分析工具箱实际NACA0018翼型和最后的翼型设计。研究表明，还有很多改进的余地，以及在最终设计流量分析低雷诺数流动的能力。

结论

在这项研究中，使用的机翼设计为低逆设计方法速度直刃Darrieus型VAWTs实现更大的输出功率为成功地证明。研究结果表明，该方法具有很大的VAWTs，一般的应用潜力。研究结果还显示，仍是一个低雷诺数流分析功能改善的余地很多流动在可靠预测失速后的空气动力特性。在这样的分析的情况下能力，研究表明，结果应被视为定性和不定量

致谢

作者要感谢法赫德国王大学的支持石油和矿产，宰赫兰，沙特阿拉伯，在完成这项研究。 “作者还要感谢马克Drela，麻省理工学院和迈克尔塞利格，伊利诺伊大学，为提供XFOIL和PROFOIL代码，分别为在本研究中使用。

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Figure 1: The inverse airfoil design strategy as employed for improved
performance of a VAWT
图1：逆翼型设计战略，以提高雇性能的一个纵轴

Figure 2: Comparison of aerodynamic and boundary layer characteristics of
the original NACA 0018 airfoil and the final design NACA 0018-M airfoil with
experiments.9

图2：空气动力学和边界层特征的比较
原NACA0018翼型和最终设计NACA0018- M的翼型与
experiments.9

图3：（一）设计的演变。 （二）最终设计比原来的
NACA0018翼型。 （注：Y轴已被大大夸大了，要突出
翼型形状的差异）

coefficient distribution at
Re = 200000 and α = 0 deg.

图4：表面压力系数分布在比较
RE =200000和α=0度。

表1：输出功率比较三种不同的翼型

CL - CD数据源

功率（千瓦）CP

CQ

0018亚太水产养殖中心（实验）
亚太水产养殖中心网0018（XFOIL+实验）
亚太水产养殖中心网0018- M（XFOIL+实验）

0.748
1.610
1.850

0.1360.085
0.2940.184
0.3380.211