風(fēng)力機(jī)智能葉片氣動(dòng)特性研究

Study on aerodynamic performance of smart rotor for wind turbine

何科杉1,2，石永超2

（1. 汕頭職業(yè)技術(shù)學(xué)院 機(jī)電工程系，汕頭 515078；2. 汕頭大學(xué) 工學(xué)院，汕頭 515063）

HE Ke-shan1,2,　SHI Yong-chao2

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風(fēng)力機(jī)智能葉片氣動(dòng)特性研究

Study on aerodynamic performance of smart rotor for wind turbine

何科杉1,2，石永超2

（1. 汕頭職業(yè)技術(shù)學(xué)院 機(jī)電工程系，汕頭 515078；2. 汕頭大學(xué) 工學(xué)院，汕頭 515063）

HE Ke-shan1,2,SHI Yong-chao2

摘要：全球能源危機(jī)和環(huán)境污染問題有力地推動(dòng)了以風(fēng)能為代表的新能源產(chǎn)業(yè)的發(fā)展，風(fēng)電裝備制造技術(shù)成為我國風(fēng)電產(chǎn)業(yè)可持續(xù)發(fā)展的瓶頸。為了降低風(fēng)力發(fā)電成本，風(fēng)力機(jī)大型化是必然的發(fā)展趨勢(shì)，但也帶來了葉片慣性過大，控制響應(yīng)過慢等結(jié)構(gòu)和控制的一系列問題。智能葉片技術(shù)的提出為解決傳統(tǒng)變槳矩控制局限性提供了新方法，但智能葉片的氣動(dòng)特性與控制方式等核心技術(shù)有待進(jìn)一步開展研究。通過研究安裝尾緣襟翼的智能葉片的氣動(dòng)參數(shù)與尾緣襟翼占弦長，尾緣襟翼偏轉(zhuǎn)角，攻角的變化規(guī)律，可為智能葉片控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)提供參考依據(jù)，完善智能葉片技術(shù)，從而提升風(fēng)電裝備制造技術(shù)水平。

關(guān)鍵詞：風(fēng)力機(jī)；智能葉片；尾緣襟翼；氣動(dòng)特性

0　引言

全球能源危機(jī)和環(huán)境污染問題推動(dòng)了新能源的開發(fā)與利用，風(fēng)能作為種可再生的清潔能源，已經(jīng)成為世界各國的新能源發(fā)展的重要方向。我國正在大力發(fā)展風(fēng)電產(chǎn)業(yè)，近幾年風(fēng)電裝機(jī)容量增長均處于世界前列，風(fēng)電裝備制造產(chǎn)業(yè)成為國家戰(zhàn)略新興產(chǎn)業(yè)。風(fēng)電裝備制造核心技術(shù)不足成為阻礙我國風(fēng)電產(chǎn)業(yè)持續(xù)發(fā)展的瓶頸，通過研發(fā)先進(jìn)的風(fēng)電裝備制造技術(shù)，提高風(fēng)電產(chǎn)業(yè)的技術(shù)水平，是我國風(fēng)電產(chǎn)業(yè)發(fā)展的必由之路。為了降低風(fēng)力發(fā)電成本，風(fēng)力機(jī)大型化是必然的發(fā)展趨勢(shì)[1-2]。風(fēng)力機(jī)大型化使葉片的長度的不斷增大，葉片長度增加使葉片傳統(tǒng)的變槳距控制局限性越來越明顯，主要表現(xiàn)在以下個(gè)方面：1）大型風(fēng)力機(jī)葉片慣性較大，變速變槳控制難以應(yīng)對(duì)湍流風(fēng)況下快速變化的氣動(dòng)載荷；2）由于葉片過大載荷沿葉片分布不均，變速變槳控制無法針對(duì)葉片局部載荷施加有效控制；3）過度使用變槳控制易導(dǎo)致變槳裝置疲勞損壞[3～5]。針對(duì)傳統(tǒng)變槳距控制的不足，研究人員提出了“智能葉片”概念，即在葉片安裝套由傳感器、控制器、執(zhí)行器及氣動(dòng)裝置組成的智能控制系統(tǒng)[6～8]。智能葉片對(duì)風(fēng)力機(jī)葉片局部形態(tài)和周邊流場(chǎng)進(jìn)行控制，產(chǎn)生失速延遲或弦線變化從而快速調(diào)節(jié)葉片氣動(dòng)載荷，善葉片的氣動(dòng)特性。智能葉片具有慣性小、響應(yīng)快速、局部可調(diào)等優(yōu)點(diǎn)，可與變槳距控制協(xié)調(diào)工作對(duì)風(fēng)力機(jī)載荷及功率進(jìn)行有效的控制。智能葉片氣動(dòng)裝置類型主要包括尾緣襟翼、微伸縮片、主動(dòng)扭轉(zhuǎn)、中弧線主動(dòng)變形等，其中尾緣襟翼模仿飛機(jī)機(jī)翼上添加襟翼的做法，將飛機(jī)機(jī)翼上的襟翼概念移植到風(fēng)力機(jī)葉片上，具有氣動(dòng)調(diào)節(jié)效果好，反應(yīng)速度快，良好的結(jié)構(gòu)和安全特性，較易在風(fēng)力機(jī)上應(yīng)用等優(yōu)點(diǎn)，被認(rèn)為是最具可行性的氣動(dòng)裝置[9～12]。智能葉片為大型化風(fēng)力機(jī)葉片設(shè)計(jì)與制造提供種新的思路，彌補(bǔ)了變槳距控制的不足，可以有效的降低葉片的氣動(dòng)載荷，穩(wěn)定輸出功率，降低風(fēng)力發(fā)電成本，具有廣闊的應(yīng)用前景；但智能葉片的氣動(dòng)特性和控制方式等核心技術(shù)還未有待進(jìn)步展開研究。本文應(yīng)用風(fēng)力機(jī)葉片翼型氣動(dòng)分析代碼Xfoil對(duì)安裝尾緣襟翼的智能葉片氣動(dòng)特性做了深入研究和分析，可為風(fēng)力機(jī)智能葉片的設(shè)計(jì)制造提供參考依據(jù)。

1　安裝尾緣襟翼的智能葉片氣動(dòng)特性研究

1.1研究方法及可靠性驗(yàn)證

參考翼型采用美國可再生能源實(shí)驗(yàn)室設(shè)計(jì)的5MW風(fēng)力機(jī)葉片的NACA64-618層流翼型，該翼型特點(diǎn)是上表面較平坦，可較好的保持層流流動(dòng)，減少摩擦阻力。以NACA64-618翼型做為基礎(chǔ)翼型加入尾緣襟翼，研究尾緣襟翼占弦長、偏角對(duì)翼型氣動(dòng)特性的影響作用。采用Xfoil計(jì)算研究翼型升力系數(shù)，阻力系數(shù)，升阻比，力矩系數(shù)等氣動(dòng)參數(shù)隨翼型攻角為-20°～20°、尾緣襟翼偏角為-20°～20°、占弦長為5%～30%之間的氣動(dòng)參數(shù)變化規(guī)律。選取取雷諾數(shù)Re為6.0×106，采用Xfoil計(jì)算攻角分別為-3°、0°、3°時(shí)的翼型氣動(dòng)參數(shù)，與美國NASA國家風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)室中心的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)比對(duì)，如表1所示。

表1　Xfoil計(jì)算數(shù)據(jù)與與風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)照表

數(shù)據(jù)對(duì)比表明，升力系數(shù)Cl的相對(duì)偏差分別為0，0.0074和0.0076，阻力系數(shù)Cd的相對(duì)偏差為0,0.5和0.5。升力系數(shù)和阻力系數(shù)的相對(duì)偏差較小，力矩系數(shù)的數(shù)值偏小，造成相對(duì)偏差較大，但對(duì)翼型氣動(dòng)性能研究影響不大。通過數(shù)據(jù)對(duì)比分析，可知翼型小攻角范圍內(nèi)Xfoil計(jì)算數(shù)據(jù)與美國NASA風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)基本致，誤差在可以接受的范圍之內(nèi)。

1.2尾緣襟翼占弦長對(duì)翼型氣動(dòng)參數(shù)的影響

選取NACA64-618翼型添加尾緣襟翼，固定攻角為4°，尾緣襟翼偏轉(zhuǎn)角為5°，取雷諾數(shù)Re為2.0×105，尾緣襟翼占弦長范圍由5%變化至30%，通過Xfoil計(jì)算翼型氣動(dòng)參數(shù)隨尾緣襟翼占弦長變化的數(shù)值，通過數(shù)據(jù)處理和分析，得到翼型氣動(dòng)特性參數(shù)（包括升力系數(shù)Cl，阻力系數(shù)Cd，升阻比Cl/Cd，力矩系數(shù)Cm），如圖1所示。

計(jì)算結(jié)果表明，尾緣襟翼占弦長由5%～30%的變化范圍內(nèi)，NACA64-618翼型的升力系數(shù)Cl連續(xù)上升，當(dāng)尾緣襟翼占弦長達(dá)到28%時(shí)升力系數(shù)達(dá)到最大值1.1568，隨后升力系數(shù)略微下降。阻力系數(shù)Cd隨尾緣襟翼占弦長變化不大，始終處于0.020～0.021范圍內(nèi)。升阻比系數(shù)Cl/Cd在尾緣襟翼占弦長5%～30%區(qū)間內(nèi)逐漸上升，在尾緣襟翼占弦長為28%時(shí)達(dá)到最大值55.3493，此時(shí)翼型氣動(dòng)性能達(dá)到最優(yōu)狀態(tài)，隨后升阻比逐漸下降。力矩系數(shù)Cm的絕對(duì)值大小首先在占弦長的變化范圍內(nèi)直增大，在占弦長為25%時(shí)達(dá)到最大值0.1444，隨后力矩系數(shù)逐漸下降。

圖1　翼型氣動(dòng)參數(shù)隨尾緣襟翼占弦長的變化關(guān)系

1.3攻角對(duì)添加尾緣襟翼翼型氣動(dòng)參數(shù)的影響

選取尾緣襟翼占弦長為5%，在雷諾數(shù)為6.0×105，采用Xfoil計(jì)算添加尾緣襟翼的NACA64-618翼型氣動(dòng)參數(shù)，尾緣襟翼偏轉(zhuǎn)角分別為-5°，0°，5°，得到攻角與翼型氣動(dòng)參數(shù)的變化關(guān)系，如圖2所示。

圖2　翼型氣動(dòng)參數(shù)與攻角的關(guān)系

1.4尾緣襟翼偏轉(zhuǎn)角對(duì)翼型氣動(dòng)參數(shù)的影響

選取來流攻角為3°，尾緣襟翼占弦長為5%，雷諾數(shù)為6.0×106，采用Xfoil計(jì)算得到尾緣襟翼偏轉(zhuǎn)角與翼型氣動(dòng)參數(shù)的變化關(guān)系圖，如圖3所示。

計(jì)算結(jié)果表明，尾緣襟翼偏轉(zhuǎn)角由-20°～20°的范圍之內(nèi)，翼型的升力系數(shù)、阻力系數(shù)持續(xù)提高，在尾緣襟翼偏轉(zhuǎn)角達(dá)到11°時(shí)升力系數(shù)增長減緩，阻力系數(shù)增長加快，翼型升阻比先持續(xù)增長，并在11°時(shí)達(dá)到最大194.58054，隨后升阻比隨著尾緣襟翼偏轉(zhuǎn)角增大逐漸下降，翼型力矩系數(shù)的絕對(duì)值也直隨著尾緣襟翼偏轉(zhuǎn)角持續(xù)增大。

圖3　翼型氣動(dòng)特性參數(shù)與尾緣襟翼偏轉(zhuǎn)角關(guān)系圖

1.5實(shí)驗(yàn)結(jié)論

添加尾緣襟翼對(duì)風(fēng)力機(jī)智能葉片翼型氣動(dòng)特性的主要影響如下：

1）尾緣襟翼占弦長5%～30%的范圍內(nèi)，翼型升力系數(shù)逐漸上升，在達(dá)到峰值（28%）后降低；阻力系數(shù)始終在個(gè)較小的區(qū)間內(nèi)穩(wěn)步上升；尾緣襟翼占弦長存在個(gè)較優(yōu)的取值范圍。

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2）攻角從-20°～20°范圍內(nèi)，尾緣襟翼偏轉(zhuǎn)角變化會(huì)導(dǎo)致翼型氣動(dòng)參數(shù)曲線偏移，當(dāng)尾緣襟翼向下偏轉(zhuǎn)（正向）時(shí)，升力系數(shù)曲線向左偏移，且失速點(diǎn)提前；當(dāng)尾緣襟翼向上偏轉(zhuǎn)（負(fù)向）時(shí)，升力系數(shù)曲線向右偏移，且失速點(diǎn)延遲。該氣動(dòng)參數(shù)變化規(guī)律可用于智能葉片氣動(dòng)控制設(shè)計(jì)。

2　結(jié)束語

風(fēng)力機(jī)智能葉片技術(shù)作為變槳矩控制技術(shù)的有力補(bǔ)充，與變槳矩控制系統(tǒng)共同作用，可使風(fēng)力機(jī)功率輸出保持穩(wěn)定性，并減小風(fēng)力機(jī)承受的氣動(dòng)載荷，提高風(fēng)力機(jī)的使用壽命，降低風(fēng)力發(fā)電成本，具有廣闊的工程應(yīng)用前景。

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作者簡(jiǎn)介：何科杉（1981 -），男，廣東揭陽人，講師，博士，研究方向?yàn)轱L(fēng)能利用及風(fēng)力機(jī)械。

基金項(xiàng)目：廣東省自然科學(xué)基金資助重點(diǎn)項(xiàng)目：大型風(fēng)力機(jī)柔性葉片氣動(dòng)彈性問題研究（S2012020011095）；汕頭職業(yè)技術(shù)學(xué)院科研項(xiàng)目：風(fēng)力機(jī)主動(dòng)減載控制技術(shù)研究（SZK2014Y20）；汕頭職業(yè)技術(shù)學(xué)院創(chuàng)新強(qiáng)校項(xiàng)目：大型風(fēng)力機(jī)智能控制技術(shù)研究與應(yīng)用（STP-ZZ-016）

收稿日期：2015-12-14

中圖分類號(hào)：TH122；TK83

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

文章編號(hào)：1009-0134(2016)03-0061-03