KR20110012448A - Tip-irfoil of blade for wind power generator - Google Patents

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Abstract

PURPOSE: A tip-airfoil of blade for a wind power generator of 2 megawatt which has 18±0.5% maximum thickness ratio is provided to secure high upward force coefficient and upward force ratio. CONSTITUTION: A tip-airfoil of blade for a wind power generator comprises a leading edge(11), a trailing edge(12), an upper side(13) and a lower side(14). The trailing edge is located on a first position. The upper side and the lower side are formed between the leading edge and the trailing edge.

Description

2메가와트급 풍력 발전기용 블레이드의 팁 에어포일{Tip-irfoil of blade for wind power generator}Tip-irfoil of blade for wind power generator

본 발명은 2MW급 풍력 발전기용 블레이드 중 최대 두께비가 18±0.5%인 팁 에어포일의 구조에 관한 것으로써, 운영조건에 적합한 형상을 이루는 파라미터 값을 갖는 팁 에어포일에 관한 것이다.The present invention relates to a structure of a tip airfoil having a maximum thickness ratio of 18 ± 0.5% among blades for a 2MW wind turbine, and a tip airfoil having parameter values constituting a shape suitable for operating conditions.

일반적으로 풍력 발전기라 함은 바람 에너지를 이용하여 전기를 생산하는 발전기로써, 대형 블레이드를 이용하여 에너지를 전환할 수 있도록 구성된다.In general, a wind generator is a generator that generates electricity by using wind energy, and is configured to convert energy by using a large blade.

이때, 상기한 대형 블레이드는 에어포일(airfoil)의 형상에 따라 적용 용도와 성능 및 효율이 각각 달라진다.At this time, the large blade is used, performance and efficiency are different depending on the shape of the airfoil (airfoil).

그러나, 기존에는 상기한 에어포일의 형상이 주로 항공기용으로 개발되었기 때문에 풍력발전기용 블레이드에는 운용조건이 매우 상이할 뿐 아니라 최적 성능 설계점도 달라 상당량의 성능 손실을 감수하여야만 하였던 문제점을 가지고 있다.However, in the past, since the airfoil shape was mainly developed for an aircraft, the wind turbine blade has a problem in that the operating conditions are very different and the optimum performance design point is also different.

즉, 기존의 풍력발전기용 블레이드의 에어 포일은 미국 항공우주국에서 개발된 NACA 시리즈(Series)를 그대로 사용하거나 혹은, 일부의 변형만을 통해 사용하기 때문에 성능 저하가 발생될 수밖에 없었던 것이다.In other words, the airfoil of the existing wind turbine blade uses the NACA Series developed by the NASA, or is used only through some modifications.

본 발명은 전술한 종래 기술에 따른 각종 문제점을 해결하기 위해 안출된 것으로써, 본 발명의 목적은 2MW급 풍력 발전기에 사용되는 대형 블레이드 중 팁 부분의 운전특성에 특화된 형상을 가지는 최대 두께비가 18±0.5%인 유형의 팁 에어포일을 제공하여 성능의 향상을 얻을 수 있도록 하는데 있다.The present invention has been made to solve the various problems according to the prior art described above, the object of the present invention is the maximum thickness ratio having a shape specialized in the operation characteristics of the tip portion of the large blade used in the 2MW class wind power generator is 18 ± It provides a tip airfoil of 0.5% type for improved performance.

상기한 목적을 달성하기 위한 본 발명의 풍력 발전기용 블레이드의 팁 에어포일은 운전레이놀즈수가 2,000,000~3,000,000임과 더불어 최대 두께비가 18±0.5%인 유형이고, 날개의 중심선(wing chord line)인 X축을 기준으로 볼 때 0의 지점으로부터 형성되는 앞전(leading edge)과, 1의 지점에 위치되는 뒷전(trailling edge), 상기 앞전과 뒷전 사이에 형성되면서 상기 중심선과는 수직한 방향인 Z축을 기준으로 양의 부위 및 음의 부위에 각각 위치되는 윗면 및 아랫면을 포함하며, 앞전의 곡률 반경, 날개의 중심선으로부터 뒷전 끝 지점과의 거리, 뒷전에서 윗면과 아랫면의 마지막 점 사이의 거리, 윗면의 최대 높이인 Z축 방향의 거리, 아랫면의 최대 높이인 Z축 방향의 거리, 윗면의 최대 높이 지점에 대한 X축 방향의 거리, 아랫면의 최대 높이 지점에 대한 X축 방향의 거리, 윗면의 최대 높이 지점에 대한 곡선의 곡률, 아랫면의 최대 높이 지점에 대한 곡선의 곡률을 포함하는 형상 파라미터들을 기반으로 생성되되, 시위(chord)를 1로 하였을 때 상기 윗면의 최대 높이인 Z축 방향의 거리에 대한 비례값은 0.1169±10%인 것을 특징으로 한다.The tip airfoil of the blade for a wind generator of the present invention for achieving the above object is a type having a maximum reinforcement ratio of 18 ± 0.5% in addition to the driving Reynolds number of 2,000,000 ~ 3,000,000, the X axis of the wing chord line As a reference, the leading edge formed from the point of zero, the trailing edge located at the point of 1, the leading edge and the trailing edge formed between the front edge and the rear edge are positive with respect to the Z axis which is perpendicular to the center line. Upper and lower surfaces, respectively, located at the negative and negative portions of, including the radius of curvature of the front anterior, the distance from the trailing edge to the trailing edge of the wing, the distance between the last point of the upper and lower planes in the anterior, and the maximum height of the upper, Distance in the Z-axis, distance in the Z-axis, the maximum height of the bottom surface, distance in the X-axis direction to the maximum height point on the top surface, distance in the X-axis direction to the maximum height point of the bottom surface, It is generated based on the shape parameters including the curvature of the curve for the maximum height point of the face, the curvature of the curve for the maximum height point of the bottom face, the Z-axis direction, which is the maximum height of the upper surface when the chord is 1 The proportional value for the distance is characterized in that 0.1169 ± 10%.

여기서, 시위(chord)를 1로 하였을 때 아랫면의 최대 높이인 Z축 방향의 거리에 대한 비례값은 -0.063801±10%인 것을 특징으로 한다.Here, when the chord is set to 1, the proportional value with respect to the distance in the Z-axis direction, which is the maximum height of the lower surface, is -0.063801 ± 10%.

또한, 시위(chord)를 1로 하였을 때 상기 앞전의 곡률을 이루는 반지름에 대한 비례값은 0.027051±10%인 것을 특징으로 한다.In addition, when the chord is set to 1, a proportional value with respect to the radius of curvature of the preceding edge is 0.027051 ± 10%.

또한, 시위(chord)를 1로 하였을 때 상기 날개의 중심선으로부터 뒷전 끝 지점과의 Z축 방향에 대한 거리의 비례값이 -0.0118494±10%인 것을 특징으로 한다.In addition, when the chord is set to 1, the proportional value of the distance from the center line of the wing to the trailing end point in the Z-axis direction is -0.0118494 ± 10%.

또한, 시위(chord)를 1로 하였을 때 뒷전에서 윗면과 아랫면의 마지막점 사이의 거리에 대한 비례값은 0.00390537±10%인 것을 특징으로 한다.In addition, when the chord is set to 1, the proportional value of the distance between the last point of the upper surface and the lower surface at the rear side is 0.00390537 ± 10%.

또한, 시위(chord)를 1로 하였을 때 윗면의 최대 높이 지점에 대한 X축 방향 거리의 비례값은 0.3533±10%인 것을 특징으로 한다.In addition, when the chord is 1, the proportional value of the distance in the X-axis direction with respect to the maximum height point of the upper surface is 0.3533 ± 10%.

또한, 시위(chord)를 1로 하였을 때 아랫면의 최대 높이 지점에 대한 X축 방향 거리의 비례값은 0.2962±10%인 것을 특징으로 한다.In addition, when the chord is set to 1, the proportional value of the distance in the X-axis direction with respect to the maximum height point of the lower surface is 0.2962 ± 10%.

또한, 시위(chord)를 1로 하였을 때 윗면의 최대 높이 지점이 이루는 곡선의 곡률에 대한 비례값은 -1.07335±10%인 것을 특징으로 한다.In addition, when the chord is set to 1, a proportional value with respect to the curvature of the curve formed by the maximum height point of the upper surface is -1.07335 ± 10%.

또한, 시위(chord)를 1로 하였을 때 아랫면의 최대 높이 지점이 이루는 곡선의 곡률에 대한 비례값은 0.39858±10%인 것을 특징으로 한다.In addition, when the chord is set to 1, a proportional value with respect to the curvature of the curve formed by the maximum height point of the lower surface is 0.39858 ± 10%.

이상에서 설명된 바와 같은 본 발명의 풍력 발전기용 블레이드의 팁 에어포일은 2MW급 풍력 발전기에 사용되는 대형 블레이드 중 팁 부분의 운전특성에 특화된 형상을 가지는 최대 두께비가 18±0.5%인 유형의 팁 에어포일을 제공함으로써, 높은 양력 계수와 양향비를 가질 수 있게 된 효과를 가진다.Tip airfoil of the blade for a wind generator of the present invention as described above is a tip air type of 18 ± 0.5% of the maximum thickness ratio having a shape specialized in the operation characteristics of the tip portion of the large blade used in the 2MW class wind generator By providing the foil, it has the effect of being able to have a high lift coefficient and a lift ratio.

이하, 본 발명에 대한 풍력 발전기용 블레이드의 팁 에어포일(이하, “팁 에어포일”이라 함)의 바람직한 실시예를 첨부된 도 1 내지 도 8을 참조하여 설명하기로 한다.Hereinafter, a preferred embodiment of a tip airfoil (hereinafter, referred to as “tip airfoil”) of a blade for a wind generator according to the present invention will be described with reference to FIGS. 1 to 8.

실시예의 설명에 앞서, 본 발명의 실시예에 따른 팁 에어포일(10)은 풍력 발전기용 블레이드(1)의 팁 부분에 적용되는 에어포일이며, 상기 팁 부분이라 함은 블레이드(1)의 전체 길이(R)에 대하여 허브와 연결되는 측으로부터 끝단까지의 95%에 해당되는 위치를 의미하며, 상기 팁 에어포일(10)은 상기 팁 부분의 단면 형상을 의미한다. 이는, 첨부된 도 1과 같다. 이때, 미설명 부호 20은 루트 에어포일을 의미한다.Prior to the description of the embodiment, the tip airfoil 10 according to the embodiment of the present invention is an airfoil applied to the tip portion of the blade 1 for a wind power generator, the tip portion is the overall length of the blade (1) (R) means a position corresponding to 95% from the side connected to the hub to the end, the tip airfoil 10 means the cross-sectional shape of the tip portion. This is as shown in Figure 1 attached. In this case, reference numeral 20 denotes a root airfoil.

한편, 본 발명의 실시예에 따른 팁 에어포일(10)은 운전레이놀즈수가 2,000,000~3,000,000인 2MW급 풍력 발전기용 블레이드에 적용되는 구조임과 더불어 최대 두께비가 18±0.5%인 유형의 에어포일임을 제시한다.On the other hand, the tip airfoil 10 according to an embodiment of the present invention is a structure that is applied to the blade for the 2MW class wind power generator with a driving Reynolds number of 2,000,000 ~ 3,000,000, and also shows that the type of airfoil having a maximum thickness ratio of 18 ± 0.5% do.

이때, 상기 최대 두께비라 함은 시위(chord) 길이(c)에 대한 최대 두께(t)의 비(c/t)를 의미한다.In this case, the maximum thickness ratio means a ratio (c / t) of the maximum thickness t to the chord length c.

상기 시위 길이(c)는 첨부된 도 2와 같이 팁에어포일(10)의 단면경계에 의해서 구분되는 시위선(chord line)(15)의 길이로써 앞전(11)과 뒷전(12) 사이의 거리를 의미하며, 상기 시위선(15)은 날개의 중심선(wing chord line)이 된다.The length of the demonstration (c) is the length of the chord line (15) divided by the cross-sectional boundary of the tip airfoil (10) as shown in Figure 2, the distance between the front 11 and the rear 12 The protest line 15 is a wing chord line.

특히, 본 발명의 실시예에 따른 팁 에어포일(10)은 첨부된 도 3 및 도 4와 같이 앞전(11)의 앞전원(101)이 이루는 곡률 반경(rLE), 날개의 중심선으로부터 뒷전(12) 끝 지점(102)과의 거리, 뒷전(12)에서 윗면(13)과 아랫면(14)의 마지막 점(103,104) 사이의 거리, 윗면(13)의 최대 높이, 아랫면(14)의 최대 높이, 윗면(13)의 최대 높이 지점에 대한 X축 방향의 거리, 아랫면(14)의 최대 높이 지점에 대한 X축 방향의 거리, 윗면(13)의 최대 높이 지점에 대한 곡선의 곡률, 아랫면(14)의 최대 높이 지점에 대한 곡선의 곡률 등을 포함하는 형상 파라미터들을 기반으로 생성된다.In particular, the tip airfoil 10 according to an embodiment of the present invention has a radius of curvature r LE formed by the front power source 101 of the front edge 11 as shown in FIGS. 12) the distance from the end point 102, the distance between the top surface 13 and the last point 103, 104 of the bottom surface 14 at the trailing edge 12, the maximum height of the top surface 13, the maximum height of the bottom surface 14 , Distance in the X-axis direction with respect to the maximum height point of the upper surface 13, distance in the X-axis direction with respect to the maximum height point of the lower surface 14, curvature of the curve with respect to the maximum height point of the upper surface 13, lower surface 14 Is generated based on the shape parameters including the curvature of the curve for the maximum height point.

하기에서는 상기한 팁 에어포일을 이루는 각 형상 파라미터들에 대하여 더욱 구체적으로 설명하도록 한다.Hereinafter, each shape parameter constituting the tip airfoil will be described in more detail.

이때, 상기한 각 형상 파라미터들의 비례값은 X축 방향을 기준으로 날개의 중심선(wing chord line)(15) 길이(혹은, 시위선의 길이)를 1로 설정할 경우 비례되는 값이며, 이의 경우 상기 앞전(11)은 상기 X축의 0인 지점임과 동시에 상기 뒷전(12)은 1인 지점이 된다.In this case, the proportional values of the shape parameters are proportional to the length of the wing chord line 15 (or the length of the demonstration line) with respect to the X-axis direction. Reference numeral 11 denotes a zero point of the X axis, and the trailing edge 12 corresponds to a point of 1.

먼저, 상기 앞전의 곡률 반경(rLE)은 팁 에어포일(10)의 앞전(11)을 형성하기 위한 앞전원(101)을 이루는 곡률의 반지름으로써, 표면 오염에 대한 둔감도(Roughness sensitivity)의 성능에 관련된 파라미터이다.First, the radius of curvature r LE of the leading edge is the radius of curvature constituting the front power source 101 for forming the leading edge 11 of the tip airfoil 10, and thus the roughness sensitivity of surface contamination. Performance related parameters.

본 발명의 실시예에서는 상기한 rLE가 0.027051±10%로 설정됨을 제시한다.The embodiment of the present invention suggests that r LE is set to 0.027051 ± 10%.

이때, 상기한 rLE에 대한 값은 표면 오염에 대한 둔감도의 성능을 향상시킬 수 있도록 고려된 값으로써 크면 클수록 둔감도가 높아진다. 하지만, 상기한 rLE가 전술한 설정값에 비해 클 경우에는 둔감도가 과도하게 높아져서 성능의 저하를 야기시키게 됨과 더불어 전술한 설정값에 비해 작을 경우에는 둔감도가 과도하게 낮아짐에 따라 성능의 저하를 야기시키기 때문에 전술한 바와 같은 설정값으로 설정함이 가장 바람직하다.At this time, the value for the r LE is a value that is considered to improve the performance of the sensitivity to surface contamination, the larger the larger the sensitivity. However, when the above r LE is larger than the above-mentioned setting value, the insensitivity is excessively increased to cause a decrease in performance, and when the r LE is smaller than the above-mentioned setting value, the desensitization rate is excessively lowered, thereby degrading performance. It is most preferable to set the setting value as described above because it causes.

다음으로, 날개의 중심선(15)으로부터 뒷전(12) 끝 지점(102)과의 거리(ZTE)는 뒷전(12)의 기울어짐을 이용한 캠버 효과를 고려한 파라미터이다.Next, the distance Z TE from the center line 15 of the blade to the end point 102 of the trailing edge 12 is a parameter considering the camber effect using the tilt of the trailing edge 12.

본 발명의 실시예에서는 상기한 ZTE가 -0.0118494±10%로 설정됨을 제시한다. 즉, 같은 받음각(AOA)일 경우 양력 계수가 더욱 커질 수 있도록 한 것이다.Examples of the present invention suggest that the above Z TE is set to −0.0118494 ± 10%. In other words, the same lift angle (AOA) is to make the lift coefficient larger.

만일, 상기한 ZTE가 전술된 임계치 값을 벗어나도록 설계된다면 최대 양력 계수의 받음각의 값과 양력값이 0이되는 받음각의 값이 상기 ZTE를 -0.0118494±10%로 설정하였을 경우에 비해 확연히 달라진다. 즉, 양력 계수가 더욱 작아질 수밖에 없는 것이다.If the above Z TE is designed to deviate from the above-described threshold, the value of the angle of attack of the maximum lift coefficient and the angle of attack of which the lift value becomes zero are significantly higher than the case where the Z TE is set to -0.0118494 ± 10%. Different. In other words, the lift coefficient is bound to be smaller.

이때, 상기 ZTE의 값에 붙는 부호(-)는 X축과 Z축 간의 교차 부위를 기준으로 볼 때 하부측 방향을 의미하는 부호이다.At this time, the sign (-) attached to the value of the Z TE is a sign indicating the lower side direction based on the intersection of the X axis and the Z axis.

다음으로, 상기 뒷전(12)에서 윗면(13)과 아랫면(14)의 마지막 점(103,104) 사이의 거리(ΔZTE)는 제작의 용이도를 고려한 파라미터이다.Next, the distance ΔZ TE between the top surface 13 and the last point 103, 104 of the bottom surface 14 in the trailing edge 12 is a parameter in consideration of the ease of manufacture.

본 발명의 실시예에서는 상기한 ΔZTE가 0.00390537±10%로 설정됨을 제시한 다.Example of the present invention suggests that the above ΔZ TE is set to 0.00390537 ± 10%.

만일, 상기한 ΔZTE가 전술된 임계치 값을 벗어나도록 설계된다면 제작이 용이하지 못할 뿐 아니라 뒷전에서의 공기 역학적 특성의 변경으로 인한 유동 성능의 저하가 발생될 수 있다.If the above ΔZ TE is designed to deviate from the above-described threshold value, not only is it easy to manufacture, but also a decrease in flow performance may occur due to a change in aerodynamic characteristics behind the scenes.

다음으로, 윗면(13)의 최대 높이 지점(105)에 대한 X축 방향의 거리(XUP)는 높은 받음각의 실속 성능 향상에 고려되는 파라미터이다.Next, the distance X UP in the X-axis direction with respect to the maximum height point 105 of the upper surface 13 is a parameter considered to improve stall performance of the high angle of attack.

본 발명의 실시예에서는 상기한 XUP가 0.3533±10%로 설정됨을 제시한다.Example of the present invention suggests that the X UP is set to 0.3533 ± 10%.

즉, 10° 이상의 높은 받음각에서 양력 계수가 급격히 변하지 않도록 함으로써 실속 성능의 향상을 얻을 수 있도록 한 것이다.In other words, the lift coefficient does not change rapidly at a high angle of attack of 10 ° or more to improve the stall performance.

만일, 상기한 XUP가 전술된 임계치 값을 벗어나도록 설계된다면 높은 받음각에서 양력 계수가 급격히 변하게 되어 실속 성능이 저하될 수 있다는 문제점을 가진다.If the X UP is designed to deviate from the above-described threshold value, the lift coefficient may change rapidly at a high angle of attack, thereby causing a stall performance.

다음으로, 아랫면(14)의 최대 높이 지점(106)에 대한 X축 방향의 거리(XLO)는 상기 XUP의 종속적인 값으로 두께비를 고려한 파라미터이다.Next, the distance X LO in the X-axis direction with respect to the maximum height point 106 of the lower surface 14 is a parameter considering the thickness ratio as a dependent value of the X UP .

본 발명의 실시예에서는 상기한 XLO가 0.2962±10%로 설정됨을 제시하며, 상기한 임계치 값은 전술된 바와 같이 상기 XUP의 종속적인 값이기 때문에 상기 임계치 값을 벗어나도록 설계된다면 높은 받음각에서 양력 계수가 급격히 변하게 되어 실속 성능이 저하될 수밖에 없다.The embodiment of the present invention suggests that the X LO is set to 0.2962 ± 10%. Since the threshold value is a dependent value of the X UP as described above, if it is designed to deviate from the threshold value at a high angle of attack, Lift coefficient is changed rapidly, stall performance is inevitably deteriorated.

다음으로, 상기 윗면(13)의 최대 높이(ZUP)는 천이 성능의 개선 및 최대 양력 계수의 개선을 위한 파라미터이다.Next, the maximum height Z UP of the upper surface 13 is a parameter for improving the transition performance and the maximum lift coefficient.

본 발명의 실시예에서는 상기한 ZUP가 0.1169±10%로 설정됨을 제시하며, 상기한 임계치 값을 벗어나도록 설계된다면 천이 성능이 저하될 뿐 아니라 최대 양력 계수의 개선을 이룰 수 없게 된다.The embodiment of the present invention suggests that the Z UP is set to 0.1169 ± 10%, and if it is designed to be out of the threshold value, the transition performance is not only degraded, but the improvement of the maximum lift coefficient cannot be achieved.

상기한 Zup는 팁 에어포일을 이루는 각 형상 파라미터들 중 가장 기본이 되는 값이며, 여타의 형상 파라미터들은 상기한 ZUP에 영향을 받는다.The above Z up is the most basic value among the shape parameters constituting the tip airfoil, and other shape parameters are affected by the above Z UP .

다음으로, 상기 아랫면(14)의 최대 높이(ZLO)는 상기 XLO의 종속적인 값으로 두께비를 고려한 파라미터이다.Next, the maximum height Z LO of the bottom surface 14 is a parameter considering the thickness ratio as a dependent value of the X LO .

본 발명의 실시예에서는 상기한 ZLO가 0.063801±10%로 설정됨을 제시하며, 상기한 임계치 값은 전술된 바와 같이 상기 XLO의 종속적인 값이기 때문에 상기 임계치 값을 벗어나도록 설계된다면 실속 성능이 저하될 수밖에 없다.The embodiment of the present invention suggests that the Z LO is set to 0.063801 ± 10%. Since the threshold value is a dependent value of the X LO as described above, the stall performance may be reduced if it is designed to be out of the threshold value. It can only be reduced.

다음으로, 윗면(13)의 최대 높이 지점(105)에 대한 곡선의 곡률(ZXXUP)은 천이 성능을 개선하기 위한 파라미터이다.Next, the curvature Z XXUP of the curve with respect to the maximum height point 105 of the upper surface 13 is a parameter for improving the transition performance.

본 발명의 실시예에서는 상기한 ZXXUP가 -1.07335±10%로 설정됨을 제시하며, 상기한 임계치 값을 벗어나도록 설계된다면 천이 성능이 저하될 수밖에 없다..According to an embodiment of the present invention and provided that the above-described Z XXUP is set to -1.07335 ± 10%, if designed to be outside the above-mentioned threshold value can only be a transition performance.

이때, 상기한 ZXXUP의 값에 붙는 부호(-)는 윗면의 최대 높이 지점으로부터 양측으로 갈수록 하향되게 라운드짐을 의미한다.At this time, the sign (-) attached to the value of Z XXUP means rounded downward from the maximum height point of the upper surface toward both sides.

다음으로, 아랫면(14)의 최대 높이 지점(106)에 대한 곡선의 곡률(ZXXLO)은 상기 XLO의 종속적인 값으로 두께비를 고려한 파라미터이다.Next, the curvature Z XXLO of the curve with respect to the maximum height point 106 of the lower surface 14 is a parameter considering the thickness ratio as a dependent value of the X LO .

본 발명의 실시예에서는 상기한 ZXXLO가 0.39858±10%로 설정됨을 제시하며, 상기한 임계치 값은 전술된 바와 같이 상기 XLO의 종속적인 값이기 때문에 상기 임계치 값을 벗어나도록 설계된다면 실속 성능이 저하될 수밖에 없다.According to an embodiment of the present invention and provided that the above-described Z XXLO is set to 0.39858 ± 10%, wherein the threshold value is, if designed to be outside the threshold value, since the specific value of the X LO as described above, substantial performance It can only be reduced.

이렇듯, 본 발명의 실시예에 따른 팁 에어포일(10)은 전술한 9개의 형상 파라미터를 포함하여 설계되면서 유동장의 레이놀즈 수, 마하수, 받음각(AOA;Angle Of Attack)에 따라서 다른 성능 계수(양력계수(CL), 항력계수(CD), 피칭모멘트계수(CM))를 가지게 되며, 특정한 받음각에서 최대의 양력계수 값을 가지게 된다.As such, the tip airfoil 10 according to the embodiment of the present invention is designed to include the nine shape parameters described above, and according to the Reynolds number, Mach number, and Angle of Attack (AOA) of the flow field, different performance coefficients (lift coefficients) (C L ), drag coefficient (C D ), pitching moment coefficient (C M )) and the maximum lift coefficient value at a given angle of attack.

이때, 상기한 각 성능 계수 및 압력 계수는 아래의 [수학식]과 같다.At this time, each of the performance coefficient and the pressure coefficient is as shown in the following [Equation].

[수학식][Equation]

압력계수(CP)=압력/(0.5*공기 밀도*(풍속)2*시위 길이)Pressure coefficient (C P ) = pressure / (0.5 * air density * (wind speed) 2 * demonstration length)

양력계수(CL)=양력/(0.5*공기 밀도*(풍속)2*시위 길이)Lifting coefficient (C L ) = lift / (0.5 * air density * (wind speed) 2 * demonstration length)

항력계수(CD)=항력/(0.5*공기 밀도*(풍속)2*시위 길이)Drag Coefficient (C D ) = Drag / (0.5 * Air Density * (Wind Speed) 2 * Protest Length)

모멘트계수(CM)=모멘트0.25C/(0.5*공기 밀도*(풍속)2*시위 길이)Moment coefficient (C M ) = moment 0.25 C / ( 0.5 * air density * (wind speed) 2 * demonstration length)

또한, 양향비는 상기한 양력계수(CL)와 항력계수(CD)간의 비례값(양향비=양력계수(CL)/항력계수(CD))이다.Further, yanghyang ratio is proportional to the value (yanghyang ratio = lift coefficient (C L) / drag coefficient (C D)) between the above-described lift coefficient (C L) and the drag coefficient (C D).

전술한 각 형상 파라미터들을 기반으로 생성된 본 발명의 실시예에 따른 팁 에어포일(10)은 풍력 발전기의 운용 조건에서 최적의 성능을 낼 수 있게 되며, 천이나 실속(stall)에 의한 성능 변화의 폭이 적다. 또한, 팁 에어포일(10)이 위치하게 될 블레이드 반경 길이 위치에 따른 성능 요구 조건을 충족시킬 수 있게 된다.The tip airfoil 10 according to the embodiment of the present invention generated based on each of the above-described shape parameters is able to achieve the best performance under the operating conditions of the wind power generator, and the performance change due to cloth or stall Small width In addition, it is possible to meet the performance requirements according to the blade radius length position where the tip airfoil 10 will be located.

하기에서는, 본 발명의 실시예에 따른 에어포일의 성능에 대하여 첨부된 도 5 내지 도 8을 참조하여 더욱 구체적으로 설명하도록 한다.In the following, the performance of the airfoil according to an embodiment of the present invention will be described in more detail with reference to FIGS. 5 to 8.

먼저, 첨부된 도 5는 팁 에어포일(10)의 표면에 대한 압력계수를 나타내고 있으며, 이때의 계산 조건은 레이놀즈수가 2,000,000이고, 마하수는 0.09일 때의 받음각 4°(AOA 4degree)와 9°(AOA 9degree)에 대한 결과이다.First, FIG. 5 shows the pressure coefficient of the surface of the tip airfoil 10. The calculation condition is the angle of attack 4 ° (AOA 4degree) and 9 ° (Reynolds number 2,000,000, Mach number 0.09) AOA 9degree).

이때, 도면상 압력계수(CP)가 X축(또는, Z축)의 0에 비해 상측에 형성되는 곡선은 팁 에어포일(10)의 윗면(13)에 대응되고, 상기 0에 비해 하측에 형성되는 곡선은 팁 에어포일(10)의 아랫면(14)에 대응된다.At this time, the curve in which the pressure coefficient C P is formed on the upper side of the X-axis (or Z-axis) on the upper side corresponds to the upper surface 13 of the tip airfoil 10, and is lower than the zero. The curve formed corresponds to the bottom face 14 of the tip airfoil 10.

다음으로, 첨부된 도 6은 본 발명의 실시예에 따른 팁 에어포일(10)에 대한 양력계수와 받음각 간의 관계를 기존의 팁 에어포일에 대한 양력계수와 받음각 간의 관계를 비교하여 나타낸 그래프이다.Next, Figure 6 is a graph showing the relationship between the lift coefficient and the angle of attack for the tip airfoil 10 according to an embodiment of the present invention by comparing the relationship between the lift coefficient and the angle of attack for the conventional tip airfoil.

이때, 기존의 팁 에어포일은 미 항공우주국에서 개발된 NACA 시리즈(series) 중 NACA64(4)-218과, NACA64(4)-418 및 NACA64(4)-618의 팁 에어포일이다.At this time, the conventional tip airfoil is a tip airfoil of NACA64 (4) -218, NACA64 (4) -418 and NACA64 (4) -618 among NACA series developed by NASA.

이를 통해 알 수 있듯이, 본 발명의 실시예에 따른 팁 에어포일(10)은 10° 이상의 높은 받음각에서 기존의 팁 에어포일에 비해 양력계수의 변화가 극히 적으며, 이로 인해 운용이나 컨트롤에 적합하여 실속 성능의 향상을 얻을 수 있게 된다.As can be seen through this, the tip airfoil 10 according to the embodiment of the present invention has a very small change in the lift coefficient compared to the conventional tip airfoil at a high angle of attack of 10 ° or more, which is suitable for operation or control An improvement in stall performance can be obtained.

특히, 운용조건에서 원하는 양력 계수를 자유롭게 만들어낼 수 있기 때문에 최적의 성능을 낼 수 있게 됨과 더불어 실속(stall)에 의한 성능 변화의 폭이 적다는 장점을 가지게 된다.In particular, since the desired lift coefficient can be freely generated under operating conditions, the optimum performance can be achieved and the range of performance variation due to stall is small.

또한, 첨부된 도 7과 같이 본 발명의 실시예에 따른 팁 에어포일(10)에 대한 양향비와 받음각 간의 관계를 기존의 팁 에어포일에 대한 양향비와 받음각 간의 관계를 비교하여 나타낸 그래프를 보더라도 본 발명의 실시예에 따른 팁 에어포일(10)이 기존의 에어포일들에 비해 대부분의 받음각에서 양향비가 더욱 우수하다는 것을 알 수 있다.Also, as shown in FIG. 7, a graph showing a relationship between a fragrance ratio and an angle of attack for the tip airfoil 10 according to an exemplary embodiment of the present invention is shown by comparing the relationship between the fragrance ratio and the angle of attack for a conventional tip airfoil. It can be seen that the tip airfoil 10 according to the embodiment of the present invention has a better fragrance ratio at most angles of attack than conventional airfoils.

한편, 첨부된 도 8은 본 발명의 실시예에 따른 팁 에어포일과 기존의 에어포일(NACA64(4)-218, NACA64(4)-418, NACA64(4)-618)의 형상을 비교하여 나타내고 있다.On the other hand, Figure 8 is shown by comparing the shape of the tip airfoil and the conventional airfoil (NACA64 (4) -218, NACA64 (4) -418, NACA64 (4) -618) according to an embodiment of the present invention have.

이를 통해 알 수 있듯이 본 발명의 실시예에 따른 팁 에어포일은 앞전(11)의 곡률반경(rLE)이 기존의 팁 에어포일에 비해 크기 때문에 둔감도가 향상되어 표면 오염에 대한 민감도를 줄일 수 있게 된다.As can be seen through the tip airfoil according to an embodiment of the present invention, because the radius of curvature (r LE ) of the front 11 is larger than the conventional tip airfoil, the sensitivity is improved to reduce the sensitivity to surface contamination. Will be.

특히, 본 발명의 실시예에 따른 팁 에어포일(10)은 윗면(13)의 최대 두께비 지점이 존재하는 중심선(15) 위의 X좌표값은 상대적으로 작도록 설계됨으로써 높은 받음각에서의 실속 성능이 향상됨과 더불어 천이 성능의 개선 및 최대 양력 계수와 양향비의 향상을 얻을 수 있게 된다.In particular, the tip airfoil 10 according to the embodiment of the present invention is designed such that the X-coordinate value on the center line 15 where the maximum thickness ratio point of the upper surface 13 exists is relatively small, so that the stall performance at a high angle of attack is improved. In addition to the improvement, it is possible to obtain the improvement of the transition performance and the improvement of the maximum lift coefficient and the steering ratio.

도 1은 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 풍력 발전기용 블레이드를 나타낸 사시도1 is a perspective view showing a blade for a wind generator according to a preferred embodiment of the present invention

도 2는 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 풍력 발전기용 블레이드의 팁 에어포일을 나타낸 구성도Figure 2 is a block diagram showing a tip airfoil of the blade for a wind generator according to a preferred embodiment of the present invention

도 3은 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 풍력 발전기용 블레이드의 팁 에어포일에 대한 각 파라미터를 설명하기 위해 나타낸 그래프Figure 3 is a graph shown for explaining each parameter for the tip airfoil of the blade for a wind generator according to a preferred embodiment of the present invention

도 4는 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 풍력 발전기용 블레이드의 팁 에어포일 중 뒷전 부위를 설명하기 위해 나타낸 확대도Figure 4 is an enlarged view showing the rear front portion of the tip airfoil of the blade for a wind generator according to a preferred embodiment of the present invention

도 5는 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 풍력 발전기용 블레이드의 팁 에어포일에 대한 표면의 압력계수를 받음각 4° 및 9°의 결과로 나타낸 그래프Figure 5 is a graph showing the results of the pressure coefficient of the angle of 4 ° and 9 ° of the surface for the tip airfoil of the blade for a wind generator in accordance with a preferred embodiment of the present invention

도 6은 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 풍력 발전기용 블레이드의 팁 에어포일에 대한 양력 계수를 기존의 팁 에어포일과 비교하여 나타낸 그래프Figure 6 is a graph showing the lift coefficient for the tip airfoil of the blade for a wind generator in accordance with a preferred embodiment of the present invention compared to a conventional tip airfoil

도 7은 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 풍력 발전기용 블레이드의 팁 에어포일에 대한 양향비를 기존의 팁 에어포일과 비교하여 나타낸 그래프Figure 7 is a graph showing the ratio of the ratio for the tip airfoil of the blade for a wind generator according to a preferred embodiment of the present invention compared to a conventional tip airfoil

도 8은 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 풍력 발전기용 블레이드의 팁 에어포일의 형상을 기존의 팁 에어포일과 비교하여 나타낸 그래프8 is a graph showing the shape of the tip airfoil of the blade for a wind generator according to a preferred embodiment of the present invention in comparison with a conventional tip airfoil

도면의 주요부분에 대한 부호의 설명Explanation of symbols for main parts of the drawings

1. 블레이드 10. 팁 에어포일1.blade 10.tip airfoil

20. 루트 에어포일 11. 앞전20. Root Airfoil

12. 뒷전 13. 윗면12. Back side 13. Top view

14. 아랫면 15. 시위선14. Bottom 15. Protesters

16. 최대 두께 16. Maximum thickness

101. 앞전의 곡률 반경(rLE)101.Before radius of curvature (r LE )

102. 날개의 중심선으로부터 뒷전 끝 지점과의 거리(ZTE)102. Distance from wing center line to trailing end point (Z TE )

103. 뒷전에서 윗면과 아랫면의 마지막 점 사이의 거리(ΔZTE)103.Distance between the last point of the top and bottom faces in front of each other (ΔZ TE )

104. 윗면의 최대 높이 지점에 대한 X축 방향의 거리(XUP)104. Distance in the X direction relative to the maximum height point on the top (X UP )

105. 아랫면의 최대 높이 지점에 대한 X축 방향의 거리(XLO)105. Distance in X axis relative to bottom height point (X LO )

106. 윗면의 최대 높이(ZUP)106. Maximum height of the upper surface (Z UP )

107. 아랫면의 최대 높이(ZLO)107. Bottom height (Z LO )

108. 윗면의 최대 높이 지점에 대한 곡선의 곡률(ZXXUP)108. Curvature of the curve for the maximum height point on the top face (Z XXUP )

109. 아랫면의 최대 높이 지점에 대한 곡선의 곡률(ZXXLO)109. Curvature of the curve for the maximum height point of the bottom face (Z XXLO )

Claims (9)

운전레이놀즈수가 2,000,000~3,000,000임과 더불어 최대 두께비가 18±0.5%인 유형이고,It has a Reynolds number of 2,000,000 to 3,000,000 and a maximum thickness ratio of 18 ± 0.5%. 날개의 중심선(wing chord line)인 X축을 기준으로 볼 때 0의 지점으로부터 형성되는 앞전(leading edge)과, 1의 지점에 위치되는 뒷전(trailling edge), 상기 앞전과 뒷전 사이에 형성되면서 상기 중심선과는 수직한 방향인 Z축을 기준으로 양의 부위 및 음의 부위에 각각 위치되는 윗면 및 아랫면을 포함하며,The centerline is formed between a leading edge formed from a point of zero, a trailing edge located at a point of 1, and a front edge and a trailing edge, based on the X axis, which is a wing chord line. And includes a top surface and a bottom surface positioned respectively in the positive and negative areas with respect to the Z axis in the vertical direction, 앞전의 곡률 반경, 날개의 중심선으로부터 뒷전 끝 지점과의 거리, 뒷전에서 윗면과 아랫면의 마지막 점 사이의 거리, 윗면의 최대 높이인 Z축 방향의 거리, 아랫면의 최대 높이인 Z축 방향의 거리, 윗면의 최대 높이 지점에 대한 X축 방향의 거리, 아랫면의 최대 높이 지점에 대한 X축 방향의 거리, 윗면의 최대 높이 지점에 대한 곡선의 곡률, 아랫면의 최대 높이 지점에 대한 곡선의 곡률을 포함하는 형상 파라미터들을 기반으로 생성되되,The radius of curvature of the leading edge, the distance from the wing's centerline to the trailing edge of the trailing edge, the distance between the last point of the top and bottom faces in the trailing edge, the distance in the Z axis, the maximum height of the top face, the distance in the Z axis, the maximum height of the bottom face, Including the distance in the X axis to the maximum height point on the top, the distance in the X axis to the maximum height point on the bottom, the curvature of the curve to the maximum height point on the top, and the curvature of the curve to the maximum height point on the bottom Generated based on the shape parameters, 시위(chord)를 1로 하였을 때 상기 윗면의 최대 높이인 Z축 방향의 거리에 대한 비례값은 0.1169±10%인 것을 특징으로 하는 풍력 발전기용 블레이드의 팁 에어포일.Tip airfoil of the blade for a wind generator, characterized in that the proportional value for the distance in the Z-axis direction that is the maximum height of the upper surface when the chord (chord) is 1. 제 1 항에 있어서,The method of claim 1, 시위(chord)를 1로 하였을 때 아랫면의 최대 높이인 Z축 방향의 거리에 대한 비례값은 -0.063801±10%인 것을 특징으로 하는 풍력 발전기용 블레이드의 팁 에어포일.Tip airfoil of the wind turbine blade, characterized in that the proportional value for the distance in the Z-axis direction, the maximum height of the lower surface when the chord (chord) to 1 is -0.063801 ± 10%. 제 1 항에 있어서,The method of claim 1, 시위(chord)를 1로 하였을 때 상기 앞전의 곡률을 이루는 반지름에 대한 비례값은 0.027051±10%인 것을 특징으로 하는 풍력 발전기용 블레이드의 팁 에어포일.The tip airfoil of the blade for a wind generator, characterized in that the proportional value for the radius of curvature of the preceding front when the chord is set to 1 is 0.027051 ± 10%. 제 1 항에 있어서,The method of claim 1, 시위(chord)를 1로 하였을 때 상기 날개의 중심선으로부터 뒷전 끝 지점과의 Z축 방향에 대한 거리의 비례값이 -0.0118494±10%인 것을 특징으로 하는 풍력 발전기용 블레이드의 팁 에어포일.The tip airfoil of the blade for a wind generator, characterized in that the proportional value of the distance from the center line of the wing to the rear end point when the chord is 1 is -0.0118494 ± 10%. 제 1 항에 있어서,The method of claim 1, 시위(chord)를 1로 하였을 때 뒷전에서 윗면과 아랫면의 마지막점 사이의 거리에 대한 비례값은 0.00390537±10%인 것을 특징으로 하는 풍력 발전기용 블레이드의 팁 에어포일.Tip airfoil of a blade for a wind generator, characterized in that the proportional value of the distance between the last point of the upper side and the lower side in the rear front when the chord is 1 is 0.00390537 ± 10%. 제 1 항에 있어서,The method of claim 1, 시위(chord)를 1로 하였을 때 윗면의 최대 높이 지점에 대한 X축 방향 거리 의 비례값은 0.3533±10%인 것을 특징으로 하는 풍력 발전기용 블레이드의 팁 에어포일.Tip airfoil of the blade for a wind generator, characterized in that the proportional value of the distance in the X-axis direction to the maximum height point of the upper surface when the chord (chord) to 1 is 0.3533 ± 10%. 제 1 항에 있어서,The method of claim 1, 시위(chord)를 1로 하였을 때 아랫면의 최대 높이 지점에 대한 X축 방향 거리의 비례값은 0.2962±10%인 것을 특징으로 하는 풍력 발전기용 블레이드의 팁 에어포일.Tip airfoil of the blade for a wind generator, characterized in that the proportional value of the distance in the X-axis direction to the maximum height point of the lower surface when the chord (chord) to 1 is 0.2962 ± 10%. 제 1 항에 있어서,The method of claim 1, 시위(chord)를 1로 하였을 때 윗면의 최대 높이 지점이 이루는 곡선의 곡률에 대한 비례값은 -1.07335±10%인 것을 특징으로 하는 풍력 발전기용 블레이드의 팁 에어포일.Tip airfoil of the blade for a wind generator, characterized in that the proportion of the curvature of the curve formed by the maximum height point of the upper surface when the chord (1) to 1 (chord) is -1.07335 ± 10%. 제 1 항에 있어서,The method of claim 1, 시위(chord)를 1로 하였을 때 아랫면의 최대 높이 지점이 이루는 곡선의 곡률에 대한 비례값은 0.39858±10%인 것을 특징으로 하는 풍력 발전기용 블레이드의 팁 에어포일.Tip airfoil of the blade for a wind generator, characterized in that the proportional value of the curvature of the curve formed by the maximum height point of the lower surface when the chord (1) to 1 (chord).
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