CN104334872A - 带有具有襟翼的环形翼护罩的风力涡轮机 - Google Patents

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CN104334872A CN201380027360.4A CN201380027360A CN104334872A CN 104334872 A CN104334872 A CN 104334872A CN 201380027360 A CN201380027360 A CN 201380027360A CN 104334872 A CN104334872 A CN 104334872A
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M·J·威尔
R·H·多尔德
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Abstract

一种环形翼，其带有宽大的前缘区域、中间区域、包括襟翼的尾缘区域。当使用膜中间表面来形成翼的一部分中间区域时，与刚性的尾缘区域结合的环形结构的前缘区域提供足够的刚性以支撑尾缘区域上的襟翼，所述刚性的尾缘区域具有在其与环形结构的前缘区域之间延伸的中间离散支撑部分。

Description

带有具有襟翼的环形翼护罩的风力涡轮机
相关申请的交叉引用
本申请分别要求于2012年4月5日提交的美国临时申请序列No.61/620792和于2013年2月12日提交的美国临时申请序列No.61/763805的优先权，其公开内容通过引用整体合并于此。
背景技术
本发明涉及环形翼的技术领域，并且更特别地，涉及包括独特翼特性的护罩式涡轮机。更具体地，本发明教授的为针对改进的环形翼的实施例，所述改进的环形翼提供用于在维持性能同时减少侧向载荷和减少材料的使用的减小的横截面积。带有与大致的弯曲平面表面接合的结构前缘的翼常见于轻型飞机和帆船领域。弯曲平面表面定义为具有大致平行于下表面的上表面的那些。与带有在上表面和下表面之间连续变化的距离的翼的横截面积相比，这种翼具有减小的横截面积。用于发电机设备的公用级风力涡轮机具有包括转子的一至五个开放式叶片。转子将风能转换成驱动至少一个发电机的转矩，所述发电机直接地或通过传输装置可旋转地联结至转子以将机械能转化成电能。
在美国专利申请序列No.12/054050中已经描述了一种护罩式风力涡轮机，其公开内容通过引用整体合并于此。
发明内容
本发明教授的实施例涉及一种带有横截面的环形翼，其横截面包括前缘部分(带有在上下表面之间变化的距离)、对称区域(关于穿过所述对称区域的弦线具有对称性，其中，在一种实施例中上表面大致平行于下表面)以及尾缘区域(在尾缘上设置有大致垂直于翼的弦线的襟翼)。与传统翼相比，在这种翼的尾缘上设置襟翼进一步减小了翼的横截面积。
当襟翼垂直于由此产生的翼的弦线设置时，中间对称区域中缺乏支撑结构将不允许襟翼发挥作用。这样的在弯曲平面表面的尾缘上的襟翼将会弯曲，直到襟翼不能对越过翼的流动产生任何影响。在本发明教授的一种实施例中，襟翼的定向相对于环形翼的弦线可以是固定的。例如，在一种实施例中，环形翼可包括为襟翼提供足够结构的刚性尾缘，所述襟翼大致地垂直于翼的弦设置。
在一种实施例中，披露了一种空气动力学外形的环形翼。绕中心轴线周向地延伸的主体具有由外表面和内表面形成的空气动力学结构。外表面和内表面沿弧线相对于中心轴线轴向地延伸。主体包括前缘区域、尾缘区域以及在前缘区域和尾缘区域之间延伸的中间区域。前缘区域具有沿由主体的外表面和内表面限定的弧线延伸的不均匀的横截面厚度。尾缘区域包括从其延伸并相对于主体的弦线成角度定向的襟翼，以允许流体流沿内表面流动来保持依附在内表面。
在一种示例的实施例中，披露了一种能量提取护罩式流体涡轮机，其包括能量提取总成和翼。能量提取总成包括绕中心轴线径向地设置的转子。翼具有绕中心轴线周向地延伸的主体。主体具有由外表面和内表面形成的空气动力学结构。外表面和内表面沿弧线关于中心轴线轴向地延伸。主体包括前缘区域、尾缘区域以及在前缘区域和尾缘区域之间延伸的中间区域。前缘区域具有沿由主体的外表面和内表面限定的弧线延伸的不均匀的横截面厚度。尾缘区域包括从其延伸并相对于主体的弦线成角度定向的襟翼，以允许流体流沿内表面流动来保持依附在内表面。
在一些实施例中，襟翼从尾缘区域垂直于弦线延伸，具有弦线长度的约十分之一至约三分之一的长度，并且/或者包括允许流体流过襟翼的至少一个穿孔。
在一些实施例中，襟翼从翼的尾缘延伸。
在一些实施例中，襟翼在第一环形结构和第二环形结构之间延伸，第一和第二环形结构向襟翼提供环向强度。
在一些实施例中，第一环形结构向主体的尾缘区域提供环向强度。
在一些实施例中，中间区域包括在前缘区域与尾缘区域之间延伸的至少一个中间支撑部分。在一些实施例中，中间支撑部分由刚性材料构成，并且/或者具有沿由主体的外表面和内表面限定的中弧线延伸的均匀的横截面厚度。
在一些实施例中，中间区域包括在前缘区域与尾缘区域之间延伸的至少一个中间膜部分。在一些实施例中，中间膜部分具有沿由主体的外表面和内表面限定的中弧线延伸的均匀的横截面厚度，并且/或者由非刚性材料构成。
在一些实施例中，中间支撑部分向中间膜部分提供结构支撑。
实施例的任何结合或变换都是可以预想的。其它目的和特征从以下结合附图考虑的详细说明将会变得显而易见。然而应该理解的是，附图仅作为示例说明而设计，并不作为本发明的范围的限定。
简要说明
本发明涉及一种环形翼，其具有在前缘和尾缘处带有刚性部分的独特的翼截面形状，提供支撑膜中间部分并顾及到尾缘襟翼的环向强度。在一些实施例中，结合刚性结构部分和非刚性膜部分可用来形成示例性的环形翼(为在翼的尾缘处控制边界层和为相比于传统的环形翼的通过所述环形翼的中心增加的吸力提供)。这种翼提供了在产生引起环形翼内部相比于翼外部的压力差的空气动力循环时，使用轻量材料的方法。
在一种实施例中，环形翼围绕护罩式流体涡轮机的转子和发电设备。流体涡轮机可具有单一护罩，或可包括多重护罩。护罩通常由可包括涡轮机护罩和喷射护罩的环形翼组成。
在一种实施例中，涡轮机护罩覆盖转子并包括在环形翼的尾缘处的混合元件(与提供混合-喷射泵的喷射护罩流体流流体连通)。护罩产生在涡轮机护罩的内侧上引起吸力的空气动力循环，并且所述护罩是与混合-喷射泵结合的紧密结合***的一部分，其允许相比于无护罩式设计通过涡轮机转子的更多的空气的加速，从而增加可由转子提取的能量的量。
在流体动力学领域，术语“失速”指流体流分离发生的条件。也就是说，紧密地围绕翼流动的流体开始从表面分离并变为湍流。本文所教授的实施例基于只有混合器的实施例和混合-喷射涡轮机实施例。本领域的技术人员会意识到本发明的示例性实施例可容易地应用于包括任何数量的管道式或护罩式流体涡轮机应用的任何环形翼。只有混合器的实施例和混合-喷射涡轮机实施例的描述不旨在限制本发明的范围，其仅仅是为了便于说明本发明的示例实施例。通过混合涡轮机和/或混合-喷射涡轮机(MET)可以基本上防止气流从空气动力表面的分离，以有利地维持涡轮机的效率并有利地缓和扩压器失速。
Kutta-Joukowski定理描述了任何封闭表面周围的循环。所述循环引起升力并增加通过护罩式涡轮机的气流。所述定理确定由封闭体内一个单位范围所产生的升力并说明当环量Γ∞为已知时，柱体的每单位范围的升力L(或L’)可使用下式计算：
L’＝ρ∞V∞Γ∞
公式1
这里ρ∞和V∞分别为柱体的远上游的流体密度和流体速度。环量Γ∞在下式中定义为线性积分：
公式2
通过对混合和/或喷射护罩翼的尾缘上空气动力修改区域(AMR)的使用，改进的循环提供了护罩式涡轮机的增强的性能。Kutta条件(为Kutta-Joukowski定理的函数)控制由翼产生的循环并通常阻止来自空气动力表面的流动分离直到流动到达尾缘。
流体移动通过或穿过翼形状并产生气动力。气动力的垂直于流体流的方向的分力称为升力，并且平行于流体流的方向的分力称为阻力。此外，翼具有吸力表面和压力表面(通过它们产生升力)。翼吸力侧由从当前流动转开的翼表面限定。通常顶部(或外部)和底部(或内部)翼表面由弯曲的前缘和锐利的尾缘连接。翼的弧线在一端剖切此尾缘并延伸至前缘的尖端或最上风点。空气动力循环是流动转向的结果，并通常被在翼吸力侧上的流动分离限制。
本发明的示例实施例提供了通过修改穿过翼空气动力表面(尤其是接近尾缘的)的压力侧的气流，来获得与传统翼结构相比增加的翼环量或有效率的流动折转。在本发明的示例实施例中，环量的增加可通过增加翼的压力侧的表面折转实现。在压力侧增加折转是可能的，因为表面转向流动方向并且流动不易于从压力侧上的表面分离。在一种实施例中，增加流动折转可通过在翼的顶部(或外部)表面(即压力侧)上使用尾缘襟翼实现。
在示例实施例中，襟翼可以是平板或自尾缘的其它突出物。在一些实施例中，尾缘襟翼的长度可以是在翼的前缘与尾缘之间延伸的翼弦的长度的近似1-30％。尾缘襟翼可垂直于弦线定向并可设置在位于或接近于尾缘处的翼压力侧上。在一些实施例中，尾缘襟翼是穿孔的。所述穿孔可以允许襟翼提供有效的高度以在提供减小的阻力同时产生增加的环量。
襟翼的使用通过引入襟翼的反向旋转漩涡尾而有效地改变了环形翼的尾缘区域中的流场，所述襟翼的反向旋转漩涡尾改变了所述区域中的Kutta条件和环量。
附图说明
图1为本发明的示例性环形翼的前向透视图。
图2为图1的示例性翼的侧向截面视图。
图3为图1的示例性翼的侧向截面视图。
图4为图1的实施例的示例性翼的详细侧向截面视图。
图5为带有流线的图1的实施例的示例性翼的侧向截面视图。
图6为本发明的另一示例性环形翼的前向透视图。
图7为图6的示例性翼的侧向截面视图。
图8为示例性护罩式涡轮机的前向右侧透视图，其涡轮机护罩对应于图1的示例性翼。
图9为示例性护罩式涡轮机的前向右侧透视图，其涡轮机护罩对应于图6的示例性翼。
图10为包括了图1和6的示例性翼的示例性混合-喷射涡轮机的前向右侧透视图。
图11为图10的示例性混合-喷射涡轮机的后向右侧透视图。
图12为经外翻混合翼部分截取的图10和图11的示例性混合-喷射涡轮机的详细截面侧向透视图。
图13为经内翻混合翼部分截取的图10和图11的混合-喷射涡轮机的详细截面侧向透视图。
图14为设置在图10和图11的示例性混合喷射涡轮机的尾缘区域上的襟翼的详细视图。
图15为另一示例性混合-喷射涡轮机的前向右侧透视图，其涡轮机护罩和喷射护罩具有小面构造。
图16为经外翻混合翼部分截取的图15的示例性混合-喷射涡轮机的详细截面侧向透视图。
图17为另一示例性护罩式涡轮机的前向右侧透视图，其涡轮机护罩具有小面构造。
具体实施方式
本发明的组件、工艺以及装置的更加透彻的理解可通过参考附图获得。这些图旨在说明本发明，而不是要示出相关大小和尺寸或者限制示例性实施例的范围。
尽管以下描述中使用了特定的术语，但这些术语仅仅指的是附图中的特定结构，并不是用来限制本发明的范围。应该理解，相似的数字标记指代相似功能的组件。
当与数量一起使用时，术语“大约”包括声明的值并且还具有由上下文所述的意思。例如，它至少包括与特定数量的测量相关联的误差度。当用在一范围的上下文中时，术语“大约”也应被视为公开由两个端点的绝对值所限定的范围。例如，范围“从大约2至大约4”也公开范围“从2至4”。
护罩式涡轮机可以包括涡轮机护罩(在涡轮机护罩的尾端上，带有或不带有混合叶)。如上所述，包括混合护罩的护罩式涡轮机是环形翼(其中可以使用本发明的示例性实施例)的一种适合的示例。所述涡轮机护罩包括弧形护罩，其中，护罩是大致的环形翼。涡轮机护罩包含转子，其从主流体流中提取能量。与无护罩式流体涡轮机相比，由于更高的流速，涡轮机护罩提供通过转子的允许增加的能量提取的增加的流动。
混合-喷射涡轮机(MET)可使用混合/喷射泵提供从流体流中产生能量的改进的方法。如前面所述，MET是环形翼(其中可以使用本发明的示例性实施例)的一种适合的示例。混合-喷射涡轮机包括串联的弧形护罩和混合/喷射泵，其中，每个护罩为大致的环形翼。主护罩包含转子，其从主流体流中提取能量。与无护罩式流体涡轮机相比，由于更高的流速，串联的弧形护罩和喷射器提供通过转子的允许增加的能量提取的增加的流动。混合/喷射泵将能量从旁流转移至转子尾流，所述转子尾流允许通过转子的更高的每单位质量流量的能量。这两种作用加强了涡轮机***的整体电力生产。
本发明所用的术语“转子”指其中一个或多个叶片附接至轴并且能够旋转，允许对来自风旋转叶片的电力或能量的提取的任何总成。示例转子包括类似于螺旋桨的转子或转子/定子总成。任何类型的转子都可被包围在本发明的流体涡轮机中的涡轮机护罩内。
护罩的前缘可被视为翼的前部，并且翼的尾缘可被视为翼的后部。更加接近于翼的前部定位的翼的第一组件可被视为更加接近于翼的后部定位的第二组件的“上游”(即，第二组件为第一组件的“下游”)。另外，本发明所使用的术语“内表面”限定向内地面朝翼的中心轴线的环形翼的表面。本发明所使用的术语“外表面”限定向外地背离翼的中心轴线的表面，使得内表面比外表面更接近于中心轴线。同样地，本发明所使用的环形翼的术语“吸力侧”或“低压侧”指翼的内部(即，内表面的径向向内)，并且本发明所使用的翼的术语“压力侧”指翼的外部(即，从外表面径向向外)。
本发明所使用的术语“环向强度”指结构抵抗绕大致的圆柱形状或环形形状结构的圆周的径向变形力的能力和提供尺寸稳定性的能力。例如，本发明所述的翼的示例性实施例可包括具有环向强度的刚性尾缘区域以抵抗流体流的变形力。
在一种实施方案中，本发明涉及一种环形翼，其包括通常为刚性结构的前缘区域、由结构刚性和结构非刚性部分形成的中间区域以及通常为刚性结构的尾缘区域。环形翼还包括位于尾缘部分上的襟翼，其大致地垂直于翼的弦。襟翼相对于弦线的定向可以是固定的。在一种实施例中，环形翼的示例性实施例可以被实施为涡轮机护罩或涡轮机混合护罩，其包括围绕转子的内翻段和外翻段，并且/或者环形翼的示例性实施例可以被实施为喷射护罩，其通常围绕涡轮机护罩或涡轮机混合护罩的出口。
图1为示例性环形翼100的前向透视图。翼100可具有绕中心轴线105周向延伸的主体102。主体102包括前缘区域112、具有一个或多个中间膜部分138和一个或多个中间支撑部分139的中间区域115以及具有襟翼136的尾缘区域116。前缘区域112可包括翼100的前缘162，并且尾缘区域116可包括翼100的尾缘166。中间区域115的一个或多个中间部分138和139可在前缘区域112与尾缘区域116之间延伸，以将前缘区域112机械地结合至尾缘部分116。一个或多个中间膜部分138可以由例如本发明所述的一种或多种半刚性和/或非刚性材料形成，并且一个或多个中间支撑部分139可以由例如本发明所述的一种或多种半刚性和/或刚性材料形成。在一种示例性实施例中，当使中间膜部分形成翼100的中间区域115的表面时，环形结构的刚性前缘区域与刚性尾缘区域和中间离散支撑部分结合提供足够的刚性，以支撑位于尾缘区域116上的襟翼136使其与弦线和弧线为固定的关系。从而，翼100的结构便于襟翼136与弦线140之间以及襟翼136与中弧线170之间形成固定的角度关系。本发明所述的包括襟翼(例如襟翼136和236)的翼100的示例性实施例可产生表现出如具有更大弦长度且不具有襟翼的传统翼的相似性能特性的环形翼。
在一种示例性实施例中，所述一个或多个中间支撑部分139可提供结构支撑，以在前缘部分112与尾缘部分116之间支撑主体102。中间支撑部分139可彼此隔开并且可以绕中心轴线105周向地和离散地分布。中间支撑部分139可被限定尺寸并且/或者设置成指定前缘部分112与尾缘部分116之间的空间关系和/或一个或多个中间膜部分138的形状。如一种实施例中的一种示例，所述一个或多个中间支撑部分139可设置翼100的前缘与尾缘之间的距离，其相当于翼100的弦线。如一种实施例中的另一示例，所述中间支撑部分139可以被构形为朝向尾缘区域116锥形远离中心轴线105，使得尾缘部分的直径大于前缘部分112的直径。在一些实施例中，所述一个或多个中间膜部分138可大致地依照中间支撑部分139的外形。在一些实施例中，所述一个或多个中间部分138可独立于所述一个或多个中间支撑部分形成外形。
在一些实施例中，前缘区域112、尾缘区域116以及一个或多个中间支撑部分139可整体地成形为单个整体单元，并且一个或多个中间膜部分138可分别地附接以形成主体102。在一些实施例中，前缘区域112、尾缘区域116、一个或多个中间部分138以及一个或多个中间支撑部分139可以是机械地结合在一起形成主体102的单独的组件。
可以用来形成翼100的前缘区域112、尾缘区域116和/或一个或多个中间支撑部分139的塑料材料的一些实例，或可以用来形成翼100的前缘区域112、尾缘区域116和/或一个或多个中间支撑部分139的部分的塑料材料的一些实例可以包括，但不局限于诸如聚烯烃或聚酰胺的聚合物、碳复合材料和/或金属。聚烯烃的一些实例包括聚丙烯和聚乙烯，例如高密度聚乙烯(HDPE)和低密度聚乙烯(LDPE)。聚酰胺的一些实例包括尼龙。在一些实施例中，聚氯乙烯和塑料溶胶可用于形成前缘区域112和尾缘区域116。
可用来形成中间膜部分138的材料的一些实例可包括但不局限于织物、聚合物膜、薄金属板、薄复合材料、船舶热缩包装等。对于使用织物的实施例，织物可以浸渍有聚合物树脂(如聚氯乙烯)或聚合物膜(如改性聚四氟乙烯)。聚合物膜的一些实例包括但不限于聚氯乙烯(PVC)、聚氨酯、多氟代聚合物、类似组合物的多层膜等。聚氨酯膜可以是耐久的并且可以具有良好的耐候性。聚氨酯膜的脂族版本通常可以是耐紫外线辐射的。多氟代聚合物的一些实例包括聚偏二氟乙烯(PVDF)和聚氟乙烯(PVF)。市场上可买到商标名为和的商品。多氟代聚合物通常具有非常低的表面能，从而允许其表面在一定程度上保持没有污垢和碎屑，并且与具有较高表面能的材料相比可以更容易地使冰脱落。
在示例性实施例中，用于形成翼100和/或其部分的一种或多种材料可以用例如高结晶性的聚乙烯纤维、聚芳基胺纤维和聚芳酰胺的增强材料来增强。
前缘区域112、尾缘区域116、一个或多个中间支撑部分138和/或一个或多个中间膜部分139可以由例如包括两层、三层或更多层的多层材料形成。多层构造可增加强度、抗水性、紫外线(UV)稳定性和其它功能。
在一些实施例中，翼的前缘区域112可以是诸如环氧浸渍的无碱玻璃纤维冰铜的夹层复合材料，并且夹层复合材料内的空间可用泡沫填充。这种构造提供了具有整体低密度的高梁刚度的结构。
图2为沿图1的线2-2的本发明的环形翼的示例性实施例的截面视图，描绘了翼100的中间膜部分138之一。前缘区域112可从前缘162延伸至中间区域115。前缘区域112可具有带有在内表面132(即吸力侧表面132)与外表面134(即压力侧表面134)之间的变厚度TL的体积形式，从而形成变厚度TL的体积。翼100的前缘162可以是大致圆形的、牛鼻形的或者其它形状的，以形成用于将流体分成至少两股(例如，沿内表面132的吸力侧和沿外表面134的压力侧)的空气动力表面。前缘区域112的截面形状可沿中弧线170增加截面厚度TL锥形远离前缘162，并且接着减小截面厚度TL锥形朝向中心弧线或中弧线170，至中间膜部分138之间的接合处131，使得前缘区域112的截面厚度TL大致地从前缘162到接合处131变化，将前缘区域112机械地结合至中间膜部分138。中心弧线或中弧线170大致地定位在翼100的分别地沿翼100的纵向范围的外表面132与内表面134之间的中间位置。
如图2所示，弦140限定在翼100的前缘162与尾缘166之间的翼100的长度，其可基于中弧线170确定。翼100的截面厚度可对应于垂直于中弧线170所测量的从翼100的外表面134到翼100的内表面132的距离，并且可随着沿中弧线170的距离变化，使得翼100的截面厚度在从前缘162到尾缘166的翼200的长度上变化。由前缘区域112中的表面132、134形成的内部区域(或体积)113可以是中空的，或者可以用用于提供结构刚性和形状的支撑部件填充。按照一种实施例，可使用一种泡沫材料172向总成提供形状和结构刚性。
在一些实施例中，中间区域115的一个或多个中间膜部分138可以从前缘区域112到尾缘区域116直线地延伸。在一些实施例中，中间膜部分138在前缘区域112与尾缘区域116之间可具有曲率。中间膜部分138可具有沿其长度的大致均匀并且恒定的截面厚度TIM。在示例性实施例中，表面132、134可彼此相邻定位并且可以接触以形成中间膜部分138，使得中间膜部分138的截面厚度TIM可约等于表面132与134之间的一种或几种材料的厚度。在一些实施例中，中间膜部分138可由带有厚度的一片材料形成，使得中间膜部分138中不存在空间或空隙。例如，中间膜部分138可以是具有相对恒定厚度的弯曲平面形式。
在一种实施例中，中间膜部分138可以是用钉固定、粘附、摩擦配合，或以其它方式附接或固定至前缘区域112，以将中间膜部分138固定至前缘区域112。在一种实施例中，前缘区域112与中间膜部分138之间的接合处131可以由设置成接收并保持中间膜部分138的上游端143的凹槽或通道117形成。例如，上游端143可具有与通道117的圆形截面对应的圆形截面，使得中间膜区域138的上游端143可以滑入、接合并由前缘区域112的通道117保持。
在示例性实施例中，尾缘区域116可形成为绕中心轴线105周向地延伸的环形结构，并且尾缘116可具有大于前缘162的直径或宽度的直径或宽度。尾缘区域116的与尾缘166相对的一端可包括诸如凹槽或通道182的凹入部分，其配置为接收并机械地结合至中间膜部分138。在一种示例性实施例中，尾缘区域可向翼100的尾缘166提供刚性使得尾缘166。
尾缘区域116可包括从其延伸的襟翼136。在一种示例性实施例中，襟翼136可从尾缘166或其附近径向向外地延伸。襟翼136可具有相对于弦线140以角度θ延伸的长度L。在一种示例性实施例中，弦线140与襟翼136之间的角度θ可以是固定的。襟翼136的长度L可以比弦线140的长度少约百分之十至百分之三十。在一种示例性实施例中，襟翼136的长度L可垂直于弦线140延伸，并且可以实施使沿外表面134的气流折转。在示例性实施例中，襟翼136可包括穿孔184以允许一些空气流过襟翼136来减少由气流施加在襟翼上的力。在示例性实施例中，襟翼136可以由与中间膜部分138相同或类似的材料形成。
图3为沿图1的线3-3的图1的翼的截面视图，其描绘了可以设置在前缘区域112与尾缘区域116之间的中间区域115的中间支撑部分139之一。在一种示例性实施例中，如图3中描绘的，中间支撑部分139可与前缘区域112一体地形成，使得中间支撑部分139与前缘区域112形成整体结构并且中间支撑部分139可以机械地结合至尾缘区域116。在另一种示例性实施例中，中间支撑部分139可机械地结合至前缘区域112和/或尾缘区域116。在又一种示例性实施例中，中间支撑部分139可与前缘区域112和/或尾缘区域116一体地形成。
中间支撑部分139可为翼100提供结构性支撑以限定前缘区域112与尾缘区域116之间的距离，并且/或者可为中间膜部分138提供支撑结构，例如限定中间膜部分138的轮廓。中间刚性部分139可以是具有大致的棒形或杆形构造的细长部件。中间支撑部分139可以设置为接合形成在尾缘区域116中的通道182，以将中间支撑部分139机械地结合至尾缘区域116。在一些实施例中，中间支撑部分可与前缘区域112和/或尾缘区域116一体地形成。
在一些实施例中，中间支撑部分139可从前缘区域112呈直线地延伸至尾缘区域116。在一些实施例中，中间支撑部分139可在前缘区域112与尾缘区域116之间具有曲率。中间支撑部分139可具有沿长度的大致均匀且恒定的截面厚度TIS。在示例性实施例中，中间支撑部分139的表面132、134可彼此邻近地定位，并且可以接触形成中间支撑部分139使得中间支撑部分139的截面厚度TIS可近似等于表面132、134之间的一种或多种材料的厚度。在一些实施例中，中间支撑部分139可由带有厚度的一片材料形成，使得中间支撑部分139中不存在空间或空隙。例如，中间支撑部分139可以是带有相对恒定厚度的弯曲平面形式。
在一种实施例中，中间膜部分138可包围或环绕中间支撑部分139。在一些实施例中，中间膜部分138可用钉固定、粘附、摩擦配合，或以其它方式附接或固定至中间支撑部分139以将中间膜部分138固定至中间支撑部分139。例如，在一种实施例中，可将聚乙烯热缩塑料包用作中间膜部分138并且聚乙烯热缩塑料包可环绕中间支撑部分139，并且可向聚乙烯热缩塑料包施加热使聚乙烯热缩塑料包收缩在中间支撑部分139上形成紧摩擦配合。在一些实施例中，中间膜部分138可分别在一对中间支撑部分139之间从前缘区域112延伸至尾缘区域116。
参考图4，描绘了图2的翼100的尾缘区域116的详细截面正视图。该示例性实施例包括在尾缘116上的襟翼136。襟翼136大致地垂直于翼截面的弦线140，或者换言之相对于翼截面的弦线140呈介于约85°与120°之间的角度θ。在一些实施例中，尾缘区域116可包括与中间膜部分138(例如通过通道182)接合的刚性部件148。刚性部件148与环146接合，环146与襟翼136接合。环146向刚性部件148提供环向强度。襟翼136包含向襟翼136的外缘提供环向强度的至少一个环144。如上所述，中间支撑部分139形式的刚性结构支撑部件围绕邻近中间膜部分138的环形翼径向地隔开(图1和图3)。中间支撑部分139提供结构以支撑尾缘116的定位和结构。由中间支撑部分139提供的结构性支撑维持襟翼136相对于弦140的角度θ，并提供结构以支撑中间膜部分138。
参考图5，描绘了示例性实施例100的环形翼的正截面。翼100周围的从前缘112到尾缘116的气流的方向和路径通过在吸力侧132(即，内表面132)上的箭头152，和在压力侧134(即，外表面)上的箭头154进行表示。
再次参考图5，襟翼136在翼134的压力侧上的流动中引起滞流区域141。在翼100的尾缘166上或接近于翼100的尾缘166增加襟翼136还在翼100的尾缘116的下风处产生漩涡118。襟翼136的增加使翼100的压力侧134上的气流154被向上推，从而允许翼100的吸力侧132上的流体流152保持依附在表面并产生流体流的改进的循环。
图6描绘了另一示例性翼200的透视图。翼200的主体202可包括前缘区域212、中间区域215以及尾缘区域216。翼200可包括混合元件226、228,其可由中间区域215和尾缘区域216形成。如图所示，混合叶可包括朝中心轴线205向内延伸的低能量混合叶228，和从中心轴线205向外延伸的高能量混合叶226。换言之，涡轮机护罩104的尾缘124被成形以形成两组不同的混合叶。混合叶126、128可形成绕中心轴线205的大致的圆形锯齿的或圆周波浪的凹凸形状。
翼200的尾缘区域216可由刚性材料形成，并且可以具有绕中心轴线205的大致的圆形锯齿的或圆周波浪的凹凸形状，其可将混合叶126、128的结构性构造导入至中间区域215的中间膜部分238。尾缘区域可包括一个或多个襟翼236。在一种示例性实施例中，如图6中所示，每个低能量混合叶228可包括襟翼236之一并且高能量混合叶226可以没有襟翼236。在另一示例性实施例中，高能量混合叶226和低能量混合叶228可包括襟翼236。在又一示例性实施例中，襟翼236可沿尾缘区域216连续地延伸以形成绕中心轴线205连续地设置的单襟翼。在一种示例性实施例中，当将中间膜部分实施形成翼的中间区域的表面时，环形结构的前缘区域212与刚性尾缘区域216以及中间区域215的中间离散支撑部分结合提供足够的刚性以支撑尾缘区域116上的襟翼136与弦线为固定关系。从而，翼100的结构便于提供襟翼136与弦线140之间以及襟翼136与中弧线170之间的固定角度关系。包括襟翼236的翼200的示例性实施例可产生展示出与具有更大的弦长度并且没有襟翼的传统翼相似性能特征的环形翼。
在一种示例性实施例中，所述一个或多个中间支撑部分239可向位于前缘部分212与尾缘部分216之间的主体202提供结构性支撑。中间支撑部分239可彼此隔开并且可绕中心轴线205离散地和周向地分布。中间支撑部分239可被限定尺寸并且/或者设置成指定前缘部分212与尾缘部分216之间的空间关系。如一种示例，在一种实施例中，所述一个或多个中间支撑部分239可设定翼200的前缘与尾缘之间的距离，其对应于翼200的弦线。
图7为沿线7-7的图6的翼200的截面视图。如图7所示，由于前缘区域包括变化的体积并且中间膜部分238包括大致均匀的体积，翼200的截面大致地对应于翼100的截面。翼100的前缘262可以是大致圆形的、牛鼻形的或者其它形状的以形成用于将流体分成至少两股(例如，沿内表面132的吸力侧和沿外表面134的压力侧)的空气动力表面。前缘区域212的截面形状可沿中弧线270增加截面厚度锥形远离前缘262，并且接着减小截面厚度锥形朝向中心弧线或中弧线270至中间区域。中心弧线或中弧线270大致地定位在翼200的分别地沿翼200的纵向范围的外表面232与内表面234之间的中间位置。
如图7所示，弦240限定翼200的前缘262与尾缘266之间的翼200的长度，其可基于中弧线270确定。中间膜部分238沿其长度可具有大致均匀和恒定的截面厚度。在所述示例性实施例中，表面232、234可彼此邻近定位，并且可以接触以形成中间膜部分238。
与本发明所述的示例性翼100的中间区域115类似，中间区域215可包括中间膜部分238和中间支撑部分239。中间膜部分238可由半刚性和/或非刚性材料形成，并且中间支撑部分238可由半刚性和/或刚性材料形成。中间区域215提供内翻混合元件226与外翻混合元件228之间的过渡区域。刚性尾缘区域216提供结构以支撑组成混合元件226和228的膜表面。在示例性实施例中，尾缘区域216可形成为以周向波浪方式绕中心轴线205延伸的刚性结构。在一种示例性实施例中，尾缘区域216可向翼200的尾缘266提供刚性使得尾缘266。
尾缘区域216可包括从其延伸的襟翼236。在一种示例性实施例中，襟翼236可从尾缘266或其附近径向向外地延伸。襟翼236可具有相对于弦线240以角度θ’延伸的长度L。在一种示例性实施例中，弦线140与襟翼236之间的角度θ’可以是固定的，并且/或者襟翼236的长度L可以比弦线240的长度少约百分之十至约百分之三十。在一种示例性实施例中，襟翼236的长度L可垂直于弦线140延伸，并且可以实施使沿外表面234的气流折转。在本示例性实施例中，襟翼236与外翻混合元件228的尾缘266接合。尾缘266由如图3-图4中所示并描述的类似组件组成。在示例性实施例中，襟翼236可包括穿孔284以允许一些空气流过襟翼236来减少由气流施加在襟翼236上的力。襟翼236被限定尺寸或设置为允许流体流沿内表面流动以保持依附在内表面。
图8描绘了风力涡轮机形式的示例性护罩式流体涡轮机300的前向透视图，其具有支撑结构302、能量提取总成345、以及由具有前缘区域112、中间区域115和尾缘区域116的示例性翼100形成的涡轮机护罩。能量提取总成345可包括吊舱体350和转子340。转子340在转子叶片的近端处与吊舱体350接合。翼100可环绕转子340。在一种示例性实施例中，翼100的前缘166可定位在转子340的上游，并且/或者翼100的尾缘166可定位在转子340的下游。前缘162可形成护罩式流体涡轮机300的入口并且尾缘166可形成护罩式流体涡轮机300的排出口。襟翼136允许流体流(例如气流)沿翼的内表面流动以保持依附在内表面。在一种示例性实施例中，翼100可使用细长的支撑结构307相对于吊舱体350和转子340定位，使得吊舱体350、转子340以及翼100绕中心轴线105相对于彼此同轴地定位。
图9描绘了风力涡轮机形式的示例性护罩式流体涡轮机400的前向透视图，其具有支撑结构302、能量提取总成345、以及由具有前缘区域212、中间区域215和尾缘区域216的示例性翼200形成的涡轮机混合护罩。翼200可环绕转子340。在一种示例性实施例中，翼200的前缘266可定位在转子340的上游，并且/或者翼200的尾缘266可定位在转子340的下游。前缘262可形成护罩式流体涡轮机400的入口并且尾缘266可形成护罩式流体涡轮机400的排出口。如上所述，尾缘266包括内翻混合元件226和外翻混合元件228。内翻混合元件226朝中心轴线205向内弯曲并且外翻混合元件228从中心轴线205向外弯曲。襟翼236可允许流体流(例如气流)沿翼的内表面流动以保持依附在内表面。在一种示例性实施例中，翼200可使用细长的支撑结构307相对于吊舱体350和转子340定位，使得吊舱体350、转子340以及翼200绕中心轴线205相对于彼此同轴地定位。
图10为护罩式流体涡轮机500的示例性实施例的前向透视图，其包括本发明的环形翼100和200的示例性实施例。图11为图10的护罩式流体涡轮机的后向透视图。图12为经过外翻混合元件228截取的图10和11的护罩式流体涡轮机500的详细截面侧向透视图。图13为经过内翻混合元件226截取的图10和11的护罩式流体涡轮机500的详细截面侧向透视图。图12和13的详细截面描绘了被包括在混合-喷射涡轮机护罩中的本发明的环形翼100和200。环形翼100包括前缘区域112、中间区域115以及尾缘区域116。环形翼200包括前缘区域212、中间区域215以及尾缘区域216。
在一种示例性实施例中，护罩式流体涡轮机500可以指混合/喷射流体涡轮机，这里翼200和翼100形成混合/喷射泵。参考图10-13，护罩式流体涡轮机500由支撑结构302支撑，并包括由翼200的示例性实施例形成的涡轮机混合护罩、由吊舱体350和转子340形成的能量提取总成、以及由翼200形成的喷射护罩。转子340、翼200(即，涡轮机混合护罩)和翼100(即，喷射护罩)彼此同轴，即，它们共用公共中心轴线505。在一种示例性实施例中，翼200可使用细长的支撑结构307相对于吊舱体350和转子340定位，并且翼100可使用细长的支撑结构506相对于翼200定位。
在一种示例性实施例中，翼200的前缘266可定位在转子340的上游，翼200的尾缘266可定位在转子340的下游，翼100的前缘162可定位在转子340的下游，并且/或者翼100的尾缘166可定位在尾缘266的下游。前缘262可在护罩式流体涡轮机400中形成翼200的入口，并且尾缘266可在护罩式流体涡轮机400中形成翼200的排出口。
由翼100形成的喷射护罩包括由前缘162限定的前端或入口端，以及由尾缘166限定的后端或排出口端。
图14更详细的描绘了尾缘区域116和216以分别地示出示例性穿孔184和284。穿孔184和284可分别地形成在襟翼136和236中，以允许一些空气流过襟翼136、236来减少由气流施加在襟翼236上的力。
图15为护罩式流体涡轮机600的另一示例性实施例的前向透视图，其包括本发明的示例性环形翼700和800。图16为图15的流体涡轮机的详细截面侧向正视图。参考图15-16，护罩式流体涡轮机600由支撑结构302支撑并包括具有转子340和吊舱体350的能量提取总成345。环形翼700形成涡轮机护罩并且环形翼800形成护罩式流体涡轮机600的喷射护罩。转子340、涡轮机护罩(即，翼700)以及喷射护罩(即，翼800)彼此同轴，即共用公共中心轴线605。
翼700和翼800可以类似于本发明的示例性翼100和200的方式形成。翼700可包括具有前缘762(其形成翼700的前端或入口端)的前缘区域712。前缘区域712可具有与本发明的前缘区域112和212的截面结构大致类似或相同的截面结构(如图16所示)。
翼700还包括具有尾缘766的尾缘区域716，所述尾缘766形成翼700的后端或出口(排出)端。尾缘区域716可具有与本发明的尾缘区域112的截面结构大致类似或相同的截面结构(如图16所示)。在本示例中，尾缘区域716可具有带有小面结构的多侧的多边形形状。例如，尾缘区域716可包括在节点777处连接的小面775。
翼800包括具有前缘862(其形成翼800的前端或入口端，以及后端)的前缘区域812。翼800还包括具有尾缘866(其形成翼800的排出端或出口端)的尾缘区域816。翼800包括小面环形翼，前缘区域812可具有与本发明的前缘区域112、212以及712大致地相类似或相同的截面。在本示例中，尾缘区域816可具有带有小面结构的多侧多边形形状。例如，尾缘区域816可包括在节点877处连接的小面875。
翼700和800可分别地包括分别地在前缘区域712和812之间延伸，并分别地延伸至尾缘区域716和816的中间区域715和815。中间区域715和815可由中间支撑部分和中间膜部分形成。
图16中描绘了图15的护罩式涡轮机的详细截面，并且示出了包含在混合-喷射涡轮机护罩中的小面环形翼700和800。翼700和800分别具有宽大的前缘区域712和812，其分别地与中间区域715和815接合，所述中间区域715和815分别地在前缘区域712/812与尾缘区域716/816之间形成过渡区域。刚性尾缘区域716由如本发明所述的类似组件组成，并且提供结构以支撑中间区域715的中间膜部分。
在一些实施例中，中间支撑部分可包括在节点777和/或小面775中，其大致地形成中间膜部分。襟翼736与翼700的尾缘区域716接合来以相对于翼700的弦线的固定角度(例如垂直的)从尾缘延伸。同样的，翼800由宽大的前缘区域812、中间区域815以及尾缘区域816组成。襟翼836与翼800的尾缘区域816接合来以相对于翼800的弦线的固定角度(例如垂直的)从尾缘延伸。中间区域815可包括描绘的如小面875和节点877的中间膜部分。中间区域815的中间支撑部分839可绕中心轴线705径向地分配，并且还与翼700接合以将翼700连接至翼800。
图17描绘了风力涡轮机形式的示例性护罩式流体涡轮机900的前向透视图，其具有支撑结构302、能量提取总成345、以及由具有前缘区域712、中间区域715和尾缘区域716的示例性翼700形成的涡轮机护罩。能量提取总成345可包括吊舱体350和转子340。转子340在转子叶片的近端处与吊舱体350接合。翼700可环绕转子340。在一种示例性实施例中，翼700的前缘766可定位在转子340的上游，并且/或者翼700的尾缘766可定位在转子340的下游。前缘762可形成护罩式流体涡轮机900的入口并且尾缘766可形成护罩式流体涡轮机900的排出口。襟翼736可允许流体流(例如气流)沿翼的内表面流动以保持依附在内表面。在一种示例性实施例中，翼700可使用细长的支撑结构307相对于吊舱体350和转子340定位，使得吊舱体350、转子340以及翼100绕中心轴线605相对于彼此同轴地定位。
本发明的示例性实施例有利地提供了一种相对于传统环形翼通常具有轻重量结构的环形翼。包括襟翼的翼的示例性实施例可产生展示出与带有更长的弦长度并且不带有襟翼的传统翼相似的性能特征的环形翼。此外，本发明的示例性实施例相比于传统的翼，尤其是相对于中间膜部分和襟翼的维护和修理，提供了通常更容易和耗时更少的翼的维护和修理。
如前面所述，本实施例并不特定于一种MET的喷射器，并且其可以应用于那些本领域所理解的管道式或护罩式流体涡轮机。本发明已参考示例性实施例进行了描述。显然，其他人员可以在对前面详细描述的阅读和理解的基础上想到改型和变换。当它们在所附权利要求书或其等同物的范围内时，本发明包括所有这些改型和变换。

Claims (21)

1.一种空气动力学地成形的环形翼，其包括：
主体，其绕中心轴线周向地延伸，具有由外表面和内表面形成的空气动力学结构，所述外表面和内表面沿弧线相对于中心轴线轴向地延伸，所述主体包括前缘区域、尾缘区域以及在前缘区域与尾缘区域之间延伸的中间区域；
前缘区域，其具有沿着由主体的外表面和内表面限定的弧线延伸的非均匀的截面厚度；以及
尾缘区域，其包括从其延伸并且相对于主体的弦线成角度定向的襟翼，以允许流体流沿内表面流动来保持依附在内表面。
2.根据权利要求1所述的翼，其中，襟翼从尾缘区域垂直于弦线延伸。
3.根据权利要求1所述的翼，其中，襟翼的长度为弦线长度的约十分之一至约三分之一。
4.根据权利要求1所述的翼，其中，襟翼包括至少一个穿孔以允许流体流过襟翼。
5.根据权利要求1所述的翼，其中，襟翼从翼的尾缘延伸。
6.根据权利要求1所述的翼，其中，襟翼在第一环形结构与第二环形结构之间延伸，第一环形结构和第二环形结构向襟翼提供环向强度。
7.根据权利要求6所述的翼，其中，第一环形结构向主体的尾缘区域提供环向强度。
8.根据权利要求1所述的翼，其中，中间区域包括在前缘区域与尾缘区域之间延伸的至少一个中间支撑部分。
9.根据权利要求8所述的翼，其中，中间支撑部分由刚性材料组成。
10.根据权利要求8所述的翼，其中，中间支撑部分具有沿中弧线延伸的均匀的截面厚度，所述中弧线由主体的外表面和内表面限定。
11.根据权利要求8所述的翼，其中，中间区域包括在前缘区域与尾缘区域之间延伸的至少一个中间膜部分。
12.根据权利要求11所述的翼，其中，中间膜部分具有沿中弧线延伸的均匀的截面厚度，所述中弧线由主体的外表面和内表面限定。
13.根据权利要求11所述的翼，其中，中间区域由非刚性材料组成。
14.根据权利要求11所述的翼，其中，中间支撑部分向中间膜部分提供结构性支撑。
15.一种能量提取护罩式流体涡轮机，其包括：
能量提取总成，其包括绕中心轴线径向地设置的转子；以及
翼，其具有绕中心轴线周向地延伸的主体，主体具有由外表面和内表面形成的空气动力结构，外表面和内表面沿弧线相对于中心轴线轴向地延伸，主体包括前缘区域、尾缘区域以及在所述前缘区域与尾缘区域之间延伸的中间区域；
前缘区域具有沿弧线延伸的非均匀的截面厚度，所述弧线由主体的外表面和内表面限定；以及
尾缘区域包括从其延伸并相对于主体的弦线成角度定向的襟翼，以允许流体流沿内表面流动来保持依附在内表面。
16.根据权利要求15所述的流体涡轮机，其中，襟翼从尾缘区域垂直于弦线延伸。
17.根据权利要求15所述的流体涡轮机，其中，襟翼的长度为弦线长度的约十分之一至约三分之一。
18.根据权利要求16所述的流体涡轮机，其中，襟翼包括至少一个穿孔以允许流体流过襟翼。
19.根据权利要求15所述的流体涡轮机，其中，襟翼从翼的尾缘区域延伸，襟翼在第一环形结构与第二环形结构之间延伸，第一环形结构和第二环形结构向襟翼提供环向强度，并且第一环形结构向主体的尾缘区域提供环向强度。
20.根据权利要求15所述的流体涡轮机，其中，中间区域包括由刚性材料组成的至少一个中间支撑部分和由非刚性材料组成的至少一个中间膜部分，中间支撑部分和中间膜部分在前缘区域与尾缘区域之间延伸。
21.根据权利要求20所述的流体涡轮机，其中，至少中间支撑部分或中间膜部分之一具有沿中弧线延伸的均匀截面厚度，所述中弧线由主体的外表面和内表面限定。
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