翼型厚度对风力机翼型气动特性的影响

Modeling and Simulation 建模与仿真, 2021, 10(2), 578-585Published Online May 2021 in Hans. /journal/moshttps:///10.12677/mos.2021.102058NACA0018翼型锯齿襟翼气动性能的数值研究于永迪上海理工大学，上海收稿日期：2021年4月26日；录用日期：2021年5月17日；发布日期：2021年5月25日摘要以NACA0018翼型作为基础翼型，选取θ = 30˚, 60˚, 90˚三种不同锯齿角度以及d/h = 0.6, 0.8, 1三种不同深度的锯齿襟翼研究锯齿几何参数对翼型气动性能的影响。

同时通过改变入口速度研究不同雷诺数下锯齿襟翼对性能的影响。

结果表明，锯齿襟翼角度对翼型气动性能影响较小；随着锯齿深度的增加，翼型升阻比降低；随着入口雷诺数的增大，翼型升力逐渐增加，阻力逐渐降低，但增大幅度有所减缓；当格尼襟翼上开锯齿后，原本格尼襟翼后交替脱落的管状涡结构，由于气体从锯齿间隙通过并形成一对流向涡，与格尼襟翼固有的脱落涡掺混耗散，形成破碎的小结构，减弱尾迹流动不稳定性，降低翼型阻力，随着开齿深度的增加，涡核集中区域逐渐向襟翼附近前移，涡的掺混、消散更快。

关键词锯齿襟翼，气动性能，尾迹涡，数值计算，LiutexNumerical Investigation on AerodynamicPerformance of NACA0018 Airfoil Serrated Gurney FlapYongdi YuUniversity of Shanghai for Science and Technology, ShanghaiReceived: Apr. 26th, 2021; accepted: May 17th, 2021; published: May 25th, 2021AbstractWith NACA0018 airfoil as the basic airfoil, three kinds of serrated Gurneyflap with different angles of 30˚, 60˚ and 90˚ and different depths of d/h = 0.6, 0.8 and 1 were selected to study the effects of于永迪the serrated geometrical parameters on the aerodynamic performance of the airfoil. At the same time, the performance of the serrated Gurneyflap under different Reynolds numbers was studied by changing the inlet velocity. The results show that the angle of the serrated flaps has little effect on the aerodynamic performance of the airfoil. With the increase of sawtooth depth, the lift-drag ratio of airfoil decreases. With the increase of Reynolds number, the airfoil lift increases gradually and the drag decreases gradually, but the increase rate slows down. When the sawtooth is opened on the Gurney flap, the original tubular vortex structure which falls off alternately after the Gur-ney flap passes through the serrated gap and forms a convective vortex, which is mixed with the inherent shedding vortex of the Gurney flap to form a broken small structure, which weakens the wake flow instability and reduces the airfoil resistance. The concentration region of vortex core gradually moves forward near the flap, and the mixing and dissipation of vortex are faster. KeywordsSerrated Gurney Flap, Aerodynamic Performance, Wake Vortex, Numerical Computation,LiutexThis work is licensed under the Creative Commons Attribution International License (CC BY 4.0)./licenses/by/4.0/1. 引言近些年来，利用垂直轴风力机(VAWT)捕捉低速和复杂的城市地区风能，是风能利用技术的研究热点之一。

文章主题：naca0018垂直轴风力机叶片参数1. 简介naca0018垂直轴风力机叶片参数是指在设计和制造垂直轴风力机时，采用的叶片设计参数。

这些参数包括叶片的形状、材料、长度、厚度等，它们对风力机的性能和效率有着重要影响。

2. 叶片形状naca0018垂直轴风力机叶片采用NACA（National Advisory Committee for Aeronautics）空气动力学剖面的设计。

NACA空气动力学剖面是根据翼型在空气中的流动特性而设计的一种理论曲线，其特点是厚度和弯曲都被数学公式所描述，能够满足风力机叶片对气流的要求，具有良好的气动性能和叶片传动特性。

3. 叶片材料naca0018垂直轴风力机叶片通常采用玻璃钢、碳纤维等轻质高强材料制成，以保证叶片的强度和刚度，同时又能够减轻叶片自身的重量，降低风力机的整体质量，从而提高风力机的启动性能和运行效率。

4. 叶片长度和厚度naca0018垂直轴风力机叶片的长度和厚度也是制定设计参数时需要考虑的重要因素。

合理的长度和厚度可以使风力机在各种风速下都能够获得较高的效率，同时还要考虑到叶片的结构强度和振动问题，以确保叶片在恶劣环境下能够安全可靠地运行。

5. 个人观点与理解在对naca0018垂直轴风力机叶片参数进行全面评估后，我认为这些参数的合理选择对于风力机的性能和效率至关重要。

通过优化叶片形状、材料、长度和厚度等参数，可以最大程度地提高风力机的能量转换效率，降低风能资源的利用成本，同时也能够降低对环境的影响，实现可持续发展。

总结回顾在本文中，我们对naca0018垂直轴风力机叶片参数进行了全面的评估，并深入探讨了叶片形状、材料、长度和厚度等设计参数的重要性。

合理选择这些参数，对于提高风力机的性能和效率具有重要意义。

我们还共享了个人的观点和理解，强调了对可再生能源的重视和应用前景。

通过对这些参数深入研究和了解，相信我们能够更好地设计和制造高性能的垂直轴风力机，推动清洁能源产业的发展，实现绿色和可持续能源的利用。

基于Kriging模型的风力机翼型优化设计及气动性能分析目录一、内容概括 (2)1.1 研究背景与意义 (2)1.2 国内外研究现状 (4)1.3 研究内容与方法 (5)二、Kriging模型的基本原理及实现 (6)2.1 Kriging插值方法 (8)2.2 Kriging模型的参数优化 (9)2.3 Kriging模型的应用实例 (11)三、风力机翼型优化设计方法 (12)3.1 风力机翼型设计的基本理论 (14)3.2 基于Kriging模型的翼型优化设计流程 (15)3.3 风力机翼型设计参数敏感性分析 (16)四、翼型气动性能分析 (18)4.1 翼型气动性能基本理论 (20)4.2 气动性能参数计算方法 (21)4.3 气动性能测试与分析 (23)五、Kriging模型应用于翼型优化设计实例 (25)5.1 实例翼型的选取 (26)5.2 翼型优化设计过程 (27)5.3 优化结果分析与验证 (29)六、基于Kriging模型的翼型优化设计结果对比分析 (30)6.1 不同Kriging模型插值精度对比 (31)6.2 优化前后翼型气动性能对比 (32)6.3 优化分析结果的可视化展示 (33)七、Kriging模型在翼型优化设计中的局限性及改进措施 (34)7.1 Kriging模型存在的局限性 (34)7.2 改进措施与展望 (36)八、结论 (38)8.1 研究成果总结 (39)8.2 研究创新点 (40)8.3 研究不足与展望 (41)一、内容概括本章节概述了基于Kriging模型的风力机翼型优化设计及气动性能分析的研究背景及意义。

Kriging模型作为一种高效的全局优化方法，在处理复杂、多维的黑箱函数优化问题时表现出显著的优势，是当前工程设计中广泛采用的手段之一。

本研究旨在通过引入Kriging模型，结合高效的优化算法，对风力机翼型进行优化设计，并进一步分析优化设计的风力机翼型在不同气流条件下的气动性能，力求提升风能转换效率，减少设计时间和费用。

风力发电机风轮系统2.1.1 风力机空气动力学的基本概念1、风力机空气动力学的几何定义（1）翼型的几何参数翼型翼型本是来自航空动力学的名词，是机翼剖面的形状，风力机的叶片都是采用机翼或类似机翼的翼型，与翼型上表面和下表面距离相等的曲线称为中弧线。

下面是翼型的几何参数图1）前缘、后缘翼型中弧线的最前点称为翼型的前缘，最后点称为翼型的后缘。

2）弦线、弦长连接前缘与后缘的直线称为弦线；其长度称为弦长，用c表示。

弦长是很重要的数据，翼型上的所有尺寸数据都是弦长的相对值。

3）最大弯度、最大弯度位置中弧线在y坐标最大值称为最大弯度，用f表示，简称弯度；最大弯度点的x坐标称为最大弯度位置，用x f表示。

4）最大厚度、最大厚度位置上下翼面在y坐标上的最大距离称为翼型的最大厚度，简称厚度，用t表示；最大厚度点的x坐标称为最大厚度位置，用x t表示。

5）前缘半径翼型前缘为一圆弧，该圆弧半径称为前缘半径，用r1表示。

6）后缘角翼型后缘上下两弧线切线的夹角称为后缘角，用τ表示。

7）中弧线翼型内切圆圆心的连线。

对称翼型的中弧线与翼弦重合。

8）上翼面凸出的翼型表面。

9）下翼面平缓的翼型表面。

（2）风轮的几何参数1）风力发电机的扫风面积风轮旋转扫过的面积在垂直于风向的投影面积是风力机截留风能的面积，称为风力机的扫掠面积，下图是一个三叶片水平轴风力机的扫掠面积示意图。

下图是一个四叶片的H型升力垂直轴风力发电机的扫掠面积示意图。

根据前面两表可由所需发电功率估算出风力机所需的扫风面积，例如200W的升力型垂直轴风力发电机工作风速为6m/s，全效率按25%计算所需扫风面积约为6.2m2,如果工作风速为10m/s则所需扫风面积约为1.4m2即可；例如10kW的升力型垂直轴风力发电机工作风速为10m/s，全效率按30%计算所需扫风面积约为56m2,如果工作风速为13m/s则所需扫风面积约为25m2即可。

按高风速设计的风力机体积小成本相对低些，但必须用在高风速环境，例如把一台设计风速为10m/s的风力机放在风速为6m/s的环境工作，其功率会下降80%；按风速6m/s设计的风力机风轮会很大，虽在6m/s时运行很好，但遇大风易超速损坏电机，为抗强风时需增加结构强度使成本大大增加。

雷诺数对低速对称翼型气动性能的影响史广泰;李振朋【摘要】基于CFD软件,采用k-ω SST湍流模型,研究了不同雷诺数对低速对称翼型NACA0012、NACA0015和NACA0018气动性能的影响,以及同一雷诺数下翼型相对厚度对翼型气动性能的影响.比较了翼型NACA0012、NACA0015和NACA0018的升力系数和阻力系数的计算值与试验值,得出了和试验值最接近的翼型,总结了对称翼型升力系数、阻力系数和升阻比的变化规律,确定了对称翼型最佳攻角.结果显示,低速对称翼型相对厚度越大,气动性能越好；雷诺数越小,黏性越大,越先发生边界层分离；翼型NACA0018的计算值和试验值最接近；翼型NACA0018的最佳攻角为10°.【期刊名称】《新技术新工艺》【年(卷),期】2013(000)009【总页数】5页(P18-22)【关键词】低速对称翼型;雷诺数影响;气动特性;数值模拟【作者】史广泰;李振朋【作者单位】兰州理工大学风能技术研究中心,甘肃兰州730050;兰州理工大学风能技术研究中心,甘肃兰州730050【正文语种】中文【中图分类】TK83目前，用于风力机叶片的翼型有2类：1）航空翼型及其修型，如NACA系列；2）风力机专用翼型，如美国NREL的S系列，瑞典FFA的W系列和荷兰的DU系列等。

在垂直轴风力机中，由于对其翼型的研究相对于水平轴风力机来说较少，且其翼型必须满足升力系数大、阻力系数小，以及阻力系数要对称于零升力角等特性［1］；所以，实际中，NACA的4位数系列对称翼型是经常使用的翼型。

NACA的4位数系列翼型是美国NACA最早建立的一个低速翼型系列，与早期的其他翼型相比，有较高的升力系数和较低的阻力系数。

本文采用Fluent软件，对NACA0012、NACA0015和 NACA0018翼型的气动性能进行了数值模拟计算。

1 数值计算1．1 湍流模型通过对不同湍流模型数值模拟的尝试和比较，本文采用了k－ω的SST湍流模型。

低速可变参数翼型气动特性分析摘要：为了研究低速翼型参数对气动特性的影响，以NACA3412翼型为参考翼型，改变NACA3412翼型的最大相对弯度、最大弯度位置和相对厚度，模拟改变后的翼型在攻角α范围为-4°～14º的升力系数、阻力系数、升阻比和俯仰力矩系数，分析翼型气动特性变化规律。

通过模拟结果得出升阻比最大的翼型，研究结果为低速翼型的设计提供了参考。

关键词：低速翼型；变参数；气动特性；翼型优化1.序言机翼的形状是由相对弯度、相对厚度、最大弯度位置等几何参数决定的，每个参数的变化都影响着飞行器的气动性能和飞行性能。

考虑到飞行器在飞行过程中可能会遇到许多未知且不可抗的因素导致气动性能突降，所以要结合翼型在多个飞行状态和气流条件下的气动性能，对翼型进行多点优化设计，使得优化后的翼型在低速情况下的气动性能有显著的提升。

参数变化对飞行器气动特性的影响已成为焦点。

国内外对弯度对翼型气动特性的研究有很多，李仁年等[1]利用CFD软件对S827、S902、S903翼型进行数值模拟计算，研究了翼型弯度对翼型的气动特性影响。

岑美等[2]基于FLUENT分析了弯度对翼型性能的影响。

孙振业等[3]选取NACA系列翼型为研究对象，采用经典的翼型分析软件XFOIL计算了翼型的升阻力系数。

杨瑞[4]等采用计算机流体动力学的方法模拟并对比了薄、钝尾缘翼型增大了最大升力系数和升力线斜率，降低了前缘粗糙度对升力特性的影响。

这些研究都对翼型的研究也有很大的推进作用。

为了研究几何参数对低速翼型气动特性的影响，本文选取了NACA四参数翼型为研究对象，NACA四参数翼型的可变参数为最大相对弯度、最大弯度位置和相对厚度。

以NACA3412翼型为参考翼型，先分析了该翼型的气动特性，然后分别改变其三项参数，得到NACA3414、NACA3410、NACA3312、NACA3512、NACA2412、NACA4412六个翼型。

机翼厚度分布定义摘要：一、机翼厚度分布定义二、机翼厚度分布的重要性三、影响机翼厚度分布的因素四、机翼厚度分布的优化五、结论正文：一、机翼厚度分布定义机翼厚度分布是指机翼在不同位置的厚度大小分布。

通常，机翼的前缘较薄，后缘较厚，形成一个逐渐变化的厚度分布。

机翼厚度分布对于飞机的性能有着重要的影响，包括飞行速度、升力、阻力等方面。

二、机翼厚度分布的重要性机翼厚度分布对于飞机的性能至关重要，主要体现在以下几个方面：1.减小波阻：机翼厚度分布的优化可以降低波阻，减少飞行过程中的阻力，从而提高飞机的飞行性能。

2.得到较大的升力系数：合适的机翼厚度分布可以增加机翼的升力系数，提高飞机的升力性能。

3.提高临界马赫数：机翼厚度分布的优化可以提高飞机的临界马赫数，即飞机在高速飞行时能承受的最大速度。

4.使附面层保持层流状态：合理的机翼厚度分布可以保证附面层在飞行过程中保持层流状态，从而减小阻力，提高飞行性能。

三、影响机翼厚度分布的因素机翼厚度分布受多种因素影响，主要包括以下几个方面：1.机翼形状：不同的机翼形状对应不同的厚度分布，如椭圆翼、矩形翼、梯形翼等。

2.飞行速度：飞行速度的不同会导致机翼厚度分布的变化，高速飞行时需要采用不同的厚度分布以减小阻力。

3.飞机用途：不同用途的飞机对机翼厚度分布的要求也不同，如民用飞机和战斗机的机翼厚度分布就有所差异。

4.飞行环境：飞行环境的不同也会影响机翼厚度分布的选择，如在高原、低温、低氧环境下，需要采用适合的机翼厚度分布以保证飞行性能。

四、机翼厚度分布的优化为了提高飞机的飞行性能，需要对机翼厚度分布进行优化。

主要方法包括以下几个方面：1.采用相对厚度、相对弯度较大的翼型：这样可以减小波阻，提高升力系数，从而提高飞机的飞行性能。

2.采用连续变化厚度分布：通过使机翼厚度在连续变化，可以保证附面层保持层流状态，减小阻力。

3.优化机翼结构：采用不同的机翼结构形式，如蜂窝结构、箱梁结构等，可以有效地优化机翼厚度分布，提高飞机的飞行性能。

前缘缝翼对风电叶片翼型气动性能影响的研究王晓宇许炳坤白浩江贾飞（中国大唐集团科学技术研究院有限公司西北电力试验研究院）摘要：前缘缝翼作为叶片提升气动性能的部件，在减少叶片表面的流动分离、提高升力比方面发挥着重要作用。

本文采用CFD数值模拟的方法对S830翼型添加前缘缝翼前后进行研究，得结论如下：添加前缘缝翼，S830翼型的升力系数与阻力系数均增加，升力系数增加的更明显，最大增幅为8.62%；随着攻角的增加，S830翼型的流动分离区逐渐增加；添加前缘缝翼可有效控制S830翼型的流动分离；缝翼的存在增大了S830压力面压力的同时减小了吸力面的压力，从而使得翼型的升力增加。

关键词：风电机组；翼型；气动性能；前缘缝翼中图分类号：TK83文章编号：1006-8155-（2022）04-0022-04文献标志码：A DOI：10.16492/j.fjjs.2022.04.0004Influence of Leading Edge Slats on Aerodynamic Performance of Wind Turbine Blade AirfoilXiao-yu Wang Bing-kun Xu Hao-jiang Bai Fei Jia(Northwest Electric Power Test and Research Institute of China Datang Group Science and TechnologyResearch Institute Co.,Ltd.)Abstract：The leading edge slat,as a component of improving the aerodynamic performance of the blade,plays an important role in reducing the flow separation on the blade surface and improving the lift ratio.In this paper,the CFD numerical simulation method is used to study the S830airfoil before and after adding the leading edge slat.The conclusions are as follows:the lift coefficient and drag coefficient of S830airfoil increase with adding the leading edge slat,and the lift coefficient increases more obviously,which the maximum increase of8.62%;The flow separation zone of S830airfoil increases gradually with the increase of attack angle.The leading-edge slats effectively control the flow separation of S830airfoil which also increases the pressure of S830pressure surface and reduces the pressure of suction surface,so as to increase the lift of airfoil.Keywords：Wind Turbine;Airfoil;Aerodynamic Performance;Leading Edge Slat0引言风电机组在实际运行过程中，叶片的气动性能是影响风电机组风能捕获与稳定运行的重要因素[1]。

风力机叶片及翼型变形分析随着全球环保意识日益增强，风能逐渐成为了一种受到广泛关注和应用的可再生能源。

风力发电厂也随之崛起，而风力机叶片是风力机中最为重要的部分之一，对其性能的影响至关重要。

因此，对风力机叶片的变形进行分析，可以更好地优化风力机的结构，并提高其效率和稳定性。

风力机的叶片结构风力机叶片通常采用第三代叶型设计，即基于翼型理论的设计，采用气动外形优化方法。

这种方法的特点是将叶片表面设计为具有最佳气动性能的几何形状，以达到最佳流体动力性能。

并且，在其上采用二次或三次螺旋线上每个点的翼型截面，来构建一个光滑的外形。

经过数值分析，在确定翼型后，将其分别应用于叶片的不同纵向位置，使得整个叶片都能够获得最佳气动性能。

然而，在实际应用中，由于风力机叶片受到风载、旋转运动等多种复杂外力的影响，其结构会发生形变。

因此，精确地分析风力机叶片的变形非常重要。

风力机叶片的变形分析方法为了更好地分析风力机叶片的变形，可以采用有限元分析方法。

其主要过程是将叶片分割成许多小单元，然后在每个单元内计算叶片中的应力和应变。

在经过大量数据分析后，可以得到每个单元的变形情况，从而推断出整个叶片的变形情况。

由于风力机叶片通常采用化合物材料和纤维增强材料，其力学性能非常复杂。

因此，在进行有限元分析时，需要考虑到叶片中各种材料的弹性模量、泊松比、应力应变等特性，并通过数值模拟等手段进行外载荷计算和叶盘内流场等环境因素的影响情况。

针对这些因素，在进行叶片变形分析时，需要采用非线性有限元分析方法，使得叶片的变形分析更为精确。

一般来说，非线性有限元分析方法适用于非线性问题，并通常涉及大量非线性因素，例如材料的非线性、几何非线性等。

在使用非线性有限元分析方法时，可以通过模拟叶片和环境中各种因素的交互作用，得到更为准确和可靠的分析结果。

风力机叶片变形分析的翼型优化通过分析风力机叶片的变形，可以找到一些优化的方案，从而提高风力机的性能。

例如，针对由叶片变形引起的损失，可以在设计过程中增加一些加强措施来避免叶片的弯曲和扭曲。

2.3 飞机的几何外形和作用在飞机上的空气动力2.3.1 飞机的几何外形和参数飞机的几何外形，由机翼、机身和尾翼（分为水平尾翼或平尾、垂直尾翼或垂尾）等主要部件的几何外形共同构成。

现代飞机的几何外形，必须保证满足空气动力特性和隐身特性等方面的要求。

飞机的几何外形也称为气动外形。

机翼的几何外形当飞机在空中飞行时，作用在飞机上的升力主要是由机翼产生；同时机翼上也会产生阻力。

机翼上的空气动力的大小和方向，在很大程度上又决定于机翼的外形，即机翼翼型（或翼剖面）几何形状、机翼平面几何形状等。

描述机翼的几何外形，主要从这两方面加以说明。

a. 机翼翼型的几何参数飞机机翼、尾翼，导弹翼面，直升机旋翼叶片和螺旋桨叶片上平行于飞行器对称面或垂直于前缘的剖面形状，称为翼型，又称为翼剖面。

翼型具有各种不同的形状，如图2.3.1所示。

图中(a)是平板剖面，它的空气动力特性不好。

后来人们在飞行实践的过程中，发现把翼剖面做成像鸟翼那样的弯拱形状——薄的单凸翼剖面（见图(b)），对升力特性有改进。

随着飞机的发展，人们认识到加大剖面的厚度，也会改善升力特性，因而就有了凹凸形翼剖面（见图(c)），这种翼剖面的升力特性虽然较好，但阻力特性却不好，只适用于速度很低的飞机上；另外，因为后部很薄而且弯曲，在构造方面不利，因而目前已很少应用。

至于平凸形翼剖面（见图(d)），在构造上和加工上比较方便，同时空气动力特性也不错，所以目前在某些低速飞机上还有应用。

不对称的双凸形翼剖面（见图(e)）的升力和阻力特性都较好，在构造方面也有利，所以广泛应用在活塞发动机的飞机上。

图(f)中是S形翼剖面，这种翼剖面的中线呈S形的，它的特点是尾部稍稍向上翘，使得压力中心不会前后移动。

对称的双凸形翼剖面（见图(g)），通常用于各种飞机的尾翼面上。

图(h)是所谓“层流翼剖面”，它的特点是压强分布的最低压强点(即最大负压强)位于翼剖面靠后的部分，可减低阻力。

这种翼剖面常用于速度较高的飞机上。

KFM翼型的气动特性分析作者：叶龙海朱亚男来源：《科学与信息化》2019年第11期摘要 KFM翼型是一种新型翼型，与常规翼型相比，其在机翼表面上采用阶梯形式，从而对机翼的气动特性造成改变，本文采用Xflr5软件对Clark Y翼型和KFM翼型进行气动分析，KFM翼型在小迎角时的升力系数和升阻比均比Clark Y翼型的升力系数和升阻比大，通过翼型表面压力分析，在机翼迎角较大时，在KFM翼型的阶梯处会出现紊流，从而使飞机的升力系数和升阻比减小。

关键词 KFM翼型；升力系数；升阻比机翼是飞机升力的来源，人们通过不断地改变机翼的形状，从而使飞机的性能不断提高。

随着时代和科技的发展，人们对飞机的飞行性能的要求不断提高，从而出现了更多的机翼种类，如S形翼型，双凸翼型等。

一种优越的机翼可以促使一个国家的航空领域更加强大，在军事和商用上都会产生巨大的经济利益，在现实中能有效地使飞机的飞行性能更加稳定，提升飞机的安全性和操作性[1]。

1 KFM翼型原理KFM翼型在其弦长的50%～60%出现阶梯，阶梯高度为翼型厚度的9%～12%，如图 1所示，当气流流过KFM翼型时，在阶梯后形成旋转的附着涡流，涡流与KFM翼型组成了一个传统翼型的形状，由于空气与其之间的阻力非常小，从而减小了飞机机翼所受的阻力。

2 KFM翼型设计为了便于对KFM翼型的研究，以Clark Y为原型机翼，在其上翼面制作阶梯，通过对比两个翼型的升力系数，升阻比等关键参数，从而得出KFM翼型的优势和不足。

KFM翼型家族众多，本文只针对KFM-2和KFM-3翼型进行了理论验证，选用弦长为336mm，厚度为30mm的Clark Y翼型为原始翼型，KFM-2翼型在Clark Y机翼弦长的50%处开始制作阶梯，阶梯高度为机翼厚度的9%。

KFM-3的第一个阶梯与KFM-2相同，KFM-3翼型的第二个阶梯从KFM-2翼型的阶梯与上翼面相交处开始制作，如图3，图4所示[2]。

风力机叶片及翼型变形分析邓勇;钟铭;刘乐;陈严;罗振【摘要】在以往有关风力机叶片变形的研究中,主要关注挥舞、扭转变形.但事实上,由翼型自身的柔性变形所引起的翼型弯度、厚度变化对气动性能也有较大的影响.文章以NERL某5 MW风力机为例,利用Bladed软件计算风力机叶片载荷,并将载荷通过MPC多点约束的方式加载到ANSYS有限元模型中,研究柔性叶片翼型截面的变形情况.研究表明,翼型横截面扭转变形不是整体的挥舞、扭转变形,从腹板到尾缘段的扭转幅度比腹板到前缘段的幅度要大,翼型截面自身也会发生形变进而影响叶片的气动性能.%In previous studies on blade deformation of wind turbines,generally only focus on waving,torsional deformation.But in fact,the airfoil curvature,thickness changes caused by flexible deformation of the airfoil itself also have a great impact on the aerodynamic performance.In this paper,a 5 MW wind turbine of NERL is used as an example to calculate the blade load of wind turbine using Bladed software and then the load is loaded into the ANSYS finite element model by MPC multi-point constraint to study the deformation of the flexible blade airfoil section.It is shown that the torsional deformation of airfoil cross section is not the whole waving and torsional deformation.In fact,the amplitude of torsion from the web to the trailing edge is larger than that from the web to the leading edge.The deformation of the airfoil section itself will also affect the aerodynamic performance of blades.【期刊名称】《可再生能源》【年(卷),期】2017(035)005【总页数】6页(P765-770)【关键词】柔性叶片;变形分析;气动载荷;ANSYS建模【作者】邓勇;钟铭;刘乐;陈严;罗振【作者单位】国电南瑞科技股份有限公司,江苏南京211106;汕头大学能源研究所,广东汕头515063;汕头大学能源研究所,广东汕头515063;汕头大学能源研究所,广东汕头515063;汕头大学能源研究所,广东汕头515063;国电南瑞科技股份有限公司,江苏南京211106【正文语种】中文【中图分类】TK83风力发电已得到了广泛应用，其中叶片是风力机的核心部件。