本发明涉及一种基于抛物线函数的扁口分离翼型设计方法，在美国可再生能源实验室开发的翼型S818的基础上，提出基于抛物线函数的扁口分离翼型优化设计方法，以某一攻角情况下翼型升阻比最大为目标函数，两条抛物线参数为设计变量，对设计变量及相关参数进行约束，采用模拟退火多目标进化算法，实现风力发电机分离翼型廓线的控制与参数优化。并将大型流体计算软件fluent耦合到该算法程序中，计算翼型的气动性能。最后，将优化设计出来的S818扁口分离翼型与美国可再生能源实验室翼型S818进行了气动性能对比分析。采用本发明设计的新翼型替换传统的水平轴风力发电机叶片翼型，具有良好的社会价值和经济效益。
1.一种基于抛物线函数的扁口分离翼型设计方法，其特征在于，将翼型上下面采用两条抛物线分离，其抛物线函数表达式为：2
y＝a2x+b2x+c2 (2)式(1)中，x为翼型在xoy平面横坐标，y为翼型xoy平面纵坐标；a1、b1、c1、a2、b2、c2为抛物线控制函数前二阶系数；
综合考虑翼型的最大升力系数及最大升阻比气动性能，在翼型设计攻角为6°～8°范围内与攻角在12°～14°范围内，在设定雷诺数和马赫的条件下，以最大升力系数与最大升阻比作为多目标函数：
f(x)＝max(f1(x),f2(x)) (3)f1(x)＝CL,max (4)f2(x)＝CL/CD (5)其中，CL,max为设计攻角在12°～14°时最大升力系数；CL为设计攻角在6°～8°时升力系数，CD为设计攻角在6°～8°时阻力系数，L为抛物线距翼型前缘的距离；
扁口分离翼型两条抛物线控制函数系数约束条件如下：Xmin≤X≤Xmax (6)其中，X＝(a1,b1,c1,a2,b2,c2,L)；
采用步骤1‑6进行线路规划、升温、恒温及降温操作后，最终得到用户设定的扁口分离翼型，具体方法如下：
步骤2、翼型廓线生成模块基于椭圆函数方法生成翼型廓线，并判断生成的翼型廓线是否是延迟失速翼型，若不是则返回步骤1，否则转至步骤3；
步骤3、翼型自适应网格模块将步骤2生成的将符合要求的延迟失速翼型廓线数据文件调入到Pointwise自适应网格划分模块中，读入命令流文件，生成结构化网格；
步骤4、FLUENT气动计算模块调用翼型自适应网格，设置翼型气动计算参数，计算收敛后将翼型气动参数输出；
步骤5、读取气动参数数据，通过目标函数计算适应度值；
步骤6、判断是够满足迭代条件，若满足，输出新的延迟失速翼型，否则，进行自适应调整后执行步骤2。
2.根据权利要求1所述的一种基于抛物线函数的扁口分离翼型设计方法，其特征在于，所述步骤1中，初始化的具体步骤是：步骤1.1、根据设计变量范围，采用初始温度、初始状态随机初始化设计变量；
步骤1.2、根据S818原始翼型数据和设计变量生成的抛物线生成新的分离性翼型。
3.根据权利要求1所述的一种基于抛物线函数的扁口分离翼型设计方法，其特征在于，所述步骤2中，翼型廓线生成模块生成翼型廓线的具体步骤包括：将随机生成的抛物线插入到S818翼型廓线中，生成的两个抛物线，并判断：选择步骤一，若生成的两个抛物线没有交叉，则判断可能为延迟型翼型；
选择步骤一，若生成的两个抛物线有交叉，判断没有延迟型特性。
4.根据权利要求1所述的一种基于抛物线函数的扁口分离翼型设计方法，其特征在于，所述步骤3中，翼型自适应网格模块生成结构化网格的具体步骤包括：利用MATLAB软件编制数据传递程序将符合要求的抛物线分离延迟失速翼型数据文件调入到Pointwise软件中，读入命令流程序，自动生成结构化网格。
5.根据权利要求1所述的一种基于抛物线函数的扁口分离翼型设计方法，其特征在于，所述步骤4中，FLUENT气动计算模块进行流场计算的具体步骤包括：利用MATLAB软件编制数据传递程序将符合要求的抛物线分离延迟失速翼型数据文件调入到Pointwise软件中，读入命令流程序，自动生成结构化网格后，输出FLUENT可读的网格格式。
6.根据权利要求1所述的一种基于抛物线函数的扁口分离翼型设计方法，其特征在于，所述步骤5中，通过目标函数计算适应度值的具体步骤包括：步骤5.1、通过Fluent软件计算翼型的气动性能，包括最大升力系数、阻力系数；
步骤5.2、再将升力系数、阻力系数值导入目标函数中，计算分离翼型的目标函数f(x),步骤5.3、判断目标函数的极大值，即适应度值。
7.根据权利要求1所述的一种基于抛物线函数的扁口分离翼型设计方法，其特征在于，所述步骤6中，迭代条件是达到设定步数，输出的延迟失速翼型是失速翼型是S‑P‑818新翼型。
一种基于抛物线函数的扁口分离翼型设计方法
技术领域
[0001] 本发明涉及一种基于抛物线函数的扁口分离翼型设计方法，同时还涉及根据该方法改进一种高气动性能风力机专用翼型。
背景技术
[0002] 目前针对风力机叶片翼型的研究，重点都是研究连续翼型廓线的气动性能，很少有学者研究分离翼型的设计方法及其气动性能。一般风力机翼型都是在一定设计攻角情况
下，以某种数学函数表达翼型廓线，并以升阻比为目标函数，采用优化算法设计气动性能较
好的风力机专用翼型。本发明不同于以往的翼型廓线设计方法，提出一种基于抛物线函数
的扁口分离翼型设计方法，即利用两条抛物线将原始翼型上下面分离，分离处形成扁口形
状。通过优化算法耦合翼型网格生成软件Pointwise及流体计算软件Fluent，优化抛物线形
状参数，得到气动性能较好的风力机专用翼型。
发明内容
[0003] 本发明的上述技术问题主要是通过下述技术方案得以解决的：
[0004] 一种基于抛物线函数的扁口分离翼型设计方法，其特征在于，将翼型上下面采用两条抛物线分离，其抛物线函数表达式为：
[0005] y＝a1x2+b1x+c1 (1)
[0006] y＝a2x2+b2x+c2 (2)
[0007] 式(1)中，x为翼型在xoy平面横坐标，y为翼型xoy平面纵坐标；a1,b1,c1,a2,b2,c2为抛物线控制函数前二阶系数；
[0008] 综合考虑翼型的最大升力系数及最大升阻比等气动性能，在翼型设计攻角为6°～8 °范围内与攻角在12°～14°范围内，在设定雷诺数和马赫的条件下，以最大升力系数与最
大升阻比作为多目标函数：
[0009] f(x)＝max(f1(x),f2(x)) (3)
[0010] f1(x)＝CL,max (4)
[0011] f2(x)＝CL/CD (5)
[0012] 其中，CL,max为设计攻角在12°～14°时最大升力系数；CL为设计攻角在6°～8°时升力系数，CD为设计攻角在6°～8°时阻力系数，L为抛物线距翼型前缘的距离；
[0013] 扁口分离翼型两条抛物线控制函数系数约束条件如下：
[0014] Xmin≤X≤Xmax (6)
[0015] 其中，X＝(a1,b1,c1,a2,b2,c2,L)，采用步骤1‑6进行线路规划、升温、恒温及降温操作后，最终得到用户设定的扁口分离翼型，具体方法如下：
[0016] 步骤1、初始化所有变量；
[0017] 步骤2、翼型廓线生成模块基于椭圆函数方法生成翼型廓线，并判断生成的翼型廓线是否是延迟失速翼型，若不是则返回步骤1，否则转至步骤3；
[0018] 步骤3、翼型自适应网格模块将步骤2生成的将符合要求的延迟失速翼型廓线数据文件调入到Pointwise自适应网格划分模块中，读入命令流文件，生成结构化网格；
[0019] 步骤4、FLUENT气动计算模块调用翼型自适应网格，设置翼型气动计算参数，计算收敛后将翼型气动参数输出；
[0020] 步骤5、读取气动参数数据，通过目标函数计算适应度值；
[0021] 步骤6、判断是够满足迭代条件，若满足，输出新的延迟失速翼型，否则，进行自适应调整后执行步骤2。
[0022] 在上述的一种基于抛物线函数的扁口分离翼型设计方法，所述步骤1中，初始化的具体步骤是：
[0023] 步骤1.1、根据设计变量范围，采用初始温度、初始状态随机初始化设计变量；
[0024] 步骤1.2、根据S818原始翼型数据和设计变量生成的抛物线生成新的分离性翼型。
[0025] 在上述的一种基于抛物线函数的扁口分离翼型设计方法，所述步骤2中，翼型廓线生成模块生成翼型廓线的具体步骤包括：将随机生成的抛物线插入到S818翼型廓线中，生
成的两个抛物线，并判断：
[0026] 选择步骤一，若生成的两个抛物线没有交叉，则判断可能为延迟型翼型；
[0027] 选择步骤一，若生成的两个抛物线有交叉，判断没有延迟型特性。
[0028] 在上述的一种基于抛物线函数的扁口分离翼型设计方法，所述步骤3中，翼型自适应网格模块生成结构化网格的具体步骤包括：利用MATLAB软件编制数据传递程序将符合要
求的抛物线分离延迟失速翼型数据文件调入到Pointwise软件中，读入命令流程序，自动生
成结构化网格。
[0029] 在上述的一种基于抛物线函数的扁口分离翼型设计方法，所述步骤4中，FLUENT 气动计算模块进行流场计算的具体步骤包括：利用MATLAB软件编制数据传递程序将符合要
求的抛物线分离延迟失速翼型数据文件调入到Pointwise软件中，读入命令流程序，自动生
成结构化网格后，输出FLUENT可读的网格格式。
[0030] 在上述的一种基于抛物线函数的扁口分离翼型设计方法，所述步骤5中，通过目标函数计算适应度值的具体步骤包括：
[0031] 步骤5.1、通过Fluent软件计算翼型的气动性能，例如：最大升力系数、阻力系数；
[0032] 步骤5.2、再将升力系数、阻力系数值导入目标函数中，计算分离翼型的目标函数 f(x),
[0033] 步骤5.3、判断目标函数的极大值，即适应度值。
[0034] 在上述的一种基于抛物线函数的扁口分离翼型设计方法，所述步骤7中，迭代条件是达到设定步数，输出的延迟失速翼型是失速翼型是S‑P‑818新翼型。
[0035] 因此，本发明具有如下优点：1、本发明方法针对水平轴风力发电机叶片翼型，提出在翼型吸力面局部采用椭圆内凹廓线的翼型设计方法，以失速之前最大升阻比及失速之后
最大升阻比为多目标函数，在S818翼型基础上，翼型吸力面局部采用椭圆函数表达，并利用
多目标模拟退火算法进行翼型局部廓线优化设计。2、设计出来的新翼型具有明显的延迟失
速特性，其后失速气动性能明显提高。相比传统的水平轴风力发电机叶片翼型而言，该新翼
型具有更优越的后失速气动性能，使得叶片能够在失速状态下也能产生较多的风能。3、本
发明方法可以推广应用到水平轴风力发电机叶片翼型上面，采用该新翼型替换传统的水平
轴风力发电机叶片翼型，具有良好的社会价值和经济效益。
附图说明
[0036] 附图1是本发明中翼型抛物线扁口形状示意图。
[0037] 附图2是本发明中Pointwise优化抛物线分离翼型网格划分示意图。
[0038] 附图3是本发明中模拟退火算法翼型优化设计方法流程示意图。
[0039] 附图4是本发明中S818扁口分离翼型廓线示意图。
[0040] 附图5a是本发明中S‑P‑818扁口分离翼型与S818翼型气动性能对比图。(S‑P‑818 翼型升力系数)。
[0041] 附图5b是本发明中S‑P‑818翼型与S818翼型气动性能对比图。(S‑P‑818翼型升阻比)。
具体实施方式
[0042] 下面通过实施例，并结合附图，对本发明的技术方案作进一步具体的说明。
[0043] 实施例：
[0044] 本发明在美国可再生能源实验室开发的翼型S818(该翼型最大相对厚度为24％) 的基础上，提出基于抛物线函数的扁口分离翼型优化设计方法，以某一攻角情况下翼型升
阻比最大为目标函数，两条抛物线参数为设计变量，对设计变量及相关参数进行约束，采用
模拟退火多目标进化算法，实现风力发电机分离翼型廓线的控制与参数优化。并将大型流
体计算软件fluent耦合到该算法程序中，计算翼型的气动性能。最后，将优化设计出来的
S818扁口分离翼型与美国可再生能源实验室翼型S818进行了气动性能对比分析。
[0045] 下面进行详细介绍。
[0046] 1、风力机叶片大厚度翼型吸力面廓线局部表达。
[0047] 本发明在美国可再生能源实验室翼型S818廓线的基础上，将翼型上下面采用两条抛物线分离，其抛物线函数表达式为：
[0048] y＝ax2+bx+c (1)
[0049] 式(1)中，x为翼型在xoy平面横坐标，y为翼型xoy平面纵坐标；选取适当的系数 a，b，c取值，可得如图1所示翼型廓线，该翼型廓线被两条抛物线分离，分离处形成扁口形状，
该分离翼型能够有效提高翼型气动性能。
[0050] 2、扁口分离翼型廓线优化设计方法。
[0051] 2.1、目标函数。
[0052] 综合考虑翼型的最大升力系数及最大升阻比等气动性能，本发明提出在翼型设计6
攻角为6°～8°范围内与攻角在12°～14°范围内，在设计雷诺数为Re＝3.0×10 ，马赫数 Ma
＝0.15的条件下，以最大升力系数与最大升阻比作为多目标函数：
[0053] f(x)＝max(f1(x),f2(x)) (3)
[0054] f1(x)＝CL,max (4)
[0055] f2(x)＝CL/CD (5)
[0056] 式(3)中，CL,max为设计攻角在12°～14°时最大升力系数；CL为设计攻角在6°～8 °时升力系数，CD为设计攻角在6°～8°时阻力系数。
[0057] 2.2、设计变量。
[0058] 根据分离翼型上下面两条抛物线函数表达的思想，通过控制抛物线函数a、b及c 的系数便可得到叶片分离翼型抛物线形状，本发明选取两条抛物线分离翼型，是翼型中间
形成扁口形状，两条抛物线控制函数a、b、c及L(L为抛物线距翼型前缘的距离) 等参数作为
设计变量：
[0059] X＝(a1,b1,c1,a2,b2,c2,L) (4)
[0060] 2.3、约束条件。
[0061] 为了使扁口翼型两条抛物线在可控制的范围内变化，将扁口分离翼型两条抛物线控制函数系数进行如下约束：
[0062] Xmin≤X≤Xmax (5)
[0063] 设计变量约束范围如表1所示。
[0064] 表1设计变量范围
[0065] a1 b1 c1 a2 b2 c2 L
最大值 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.4C
最小值 1.0 1.0 1.0 1.0 1.0 1.0 0.9C
[0066] 3、优化算法流程及结果评价。
[0067] 为实现扁口分离翼型的多目标优化设计，编制四个模块化程序：延迟失速翼型廓线生成、Pointwise自适应网格技术(如图2所示)、FLUENT数值计算及优化设计模块。通过编
制数据接口程序将这四个模块耦合到模拟退火算法中，其耦合设计流程如图3所示：
[0068] (a)在原始翼型廓线(例如S818翼型)的基础上，在S818翼型的基础上生成抛物线分离型翼型；
[0069] (b)编制数据传递程序将符合要求的延迟失速翼型数据文件调入到Pointwise自适应网格划分模块中，读入命令流文件，自动生成结构化网格并输出FLUENT可读的网格格
式；
[0070] (c)FLUENT计算模块调用翼型自适应网格，设置翼型气动计算参数，计算收敛后将翼型气动参数输出；(d)读取气动参数数据文件，通过目标函数计算适应度值；
[0071] (e)将这四个子程序模块耦合到模拟退火算法优化程序中，从而进行线路规划、升温、恒温及降温等操作。模拟退火算法相关参数如下：种群数量为30，最大迭代数 200，降温
速率0.9，初始温度1000，结束温度0.001，链长220。
[0072] 通过模拟退火算法优化迭代，最终输出最大相对厚度为24％的延迟失速新翼型，取名S‑P‑818，如图3所示。
[0073] 为了验证该新翼型具有较高的气动性能，尤其是失速之后的气动性能。图4给出了新翼型S‑P‑818与传统的S818翼型的气动性能对比图。表2给出了S‑P‑818翼型、S818 翼型
的最大升力系数、最大升阻比及一定攻角范围内的平均气动数据。由图表可知：当攻角大于
14°时，翼型处于失速状态，S‑P‑818新翼型的气动性能优于S818翼型，明显表现出延迟失速
特性。新翼型S‑P‑818的最大升力系数为1.581，相比S818翼型增加了约6.0％；S‑P‑818翼型
的平均升力系数为1.262，而S818翼型的平均升力系数为 1.126，增加了12.1％；虽然S‑P‑
818新翼型的最大升阻比略有降低，但是其平均升阻比为37.128，而DU97‑W‑300翼型的平均
升阻比为35.069，增加了5.9％。
[0074] 表2翼型气动性能参数对比
[0075]
[0076] 表中，括号内表示攻角位置或者范围，CL,max为最大升力系数，CL,aver为一定攻角范围内平均升力系数，L/D,max为最大升阻比，L/D,aver为一定攻角范围内平均升阻比。
[0077] 本文中所描述的具体实施例仅仅是对本发明精神作举例说明。本发明所属技术领域的技术人员可以对所描述的具体实施例做各种各样的修改或补充或采用类似的方式替
代，但并不会偏离本发明的精神或者超越所附权利要求书所定义的范围。
