基于尾緣分離模型的風(fēng)力機(jī)獨(dú)立變槳性能優(yōu)化

張?zhí)N寧，　葉　舟, 2，　李　春, 2

(1. 上海理工大學(xué) 能源與動(dòng)力工程學(xué)院, 上海 200093；2. 上海市動(dòng)力工程多相流動(dòng)與傳熱重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 上海 200093)

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基于尾緣分離模型的風(fēng)力機(jī)獨(dú)立變槳性能優(yōu)化

張?zhí)N寧1，葉舟1, 2，李春1, 2

(1. 上海理工大學(xué) 能源與動(dòng)力工程學(xué)院, 上海 200093；2. 上海市動(dòng)力工程多相流動(dòng)與傳熱重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 上海 200093)

為準(zhǔn)確研究風(fēng)力機(jī)高風(fēng)速非定常氣動(dòng)特性，以NREL Phase VI實(shí)驗(yàn)葉片為算例，考慮三維旋轉(zhuǎn)效應(yīng)和尾緣流動(dòng)分離現(xiàn)象，建立了Du-Selig三維失速延遲模型與Kirchhoff-Helmholz尾緣分離預(yù)估模型耦合的三維尾緣分離預(yù)估模型，并與升力面自由渦尾跡法結(jié)合,分析了葉片升力面弦向不同渦格數(shù)對(duì)模擬準(zhǔn)確性的影響；基于尾緣分離因子的周向分布規(guī)律，通過獨(dú)立變槳引入風(fēng)輪旋轉(zhuǎn)半周期的正弦波槳距角增量，抵消相對(duì)來流速度變化引起的攻角增大，以優(yōu)化風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)性能.結(jié)果表明：升力面弦向采用2渦格的三維尾緣分離預(yù)估模型來模擬葉片法向力系數(shù)和弦向力系數(shù)最為精確；在每個(gè)旋轉(zhuǎn)周期內(nèi)，葉片尾緣分離因子在180°～360°方位角內(nèi)較大，且在270°達(dá)到最大；經(jīng)獨(dú)立變槳后，尾緣分離因子得到減小，減小幅度與變槳幅值成正比，且變槳幅值為5°時(shí)，葉片主軸扭矩和揮舞力矩達(dá)到最佳優(yōu)化效果.

水平軸風(fēng)力機(jī)； 自由渦尾跡； 尾緣分離； 失速延遲； 獨(dú)立變槳

近年來，風(fēng)力機(jī)呈現(xiàn)大型化、深?；椭悄芑陌l(fā)展趨勢(shì)[1].風(fēng)力機(jī)工作在非常復(fù)雜的三維非定常狀態(tài)，旋轉(zhuǎn)過程中受到周期性載荷，產(chǎn)生氣彈不穩(wěn)定性，造成風(fēng)力機(jī)的疲勞載荷以及風(fēng)場(chǎng)中尾流的相互干擾效應(yīng)，對(duì)風(fēng)力機(jī)的性能預(yù)測(cè)和優(yōu)化設(shè)計(jì)提出了更高的要求[2-4]，建立準(zhǔn)確的氣動(dòng)模型是其根本前提.在風(fēng)力機(jī)的氣動(dòng)計(jì)算模型中，渦尾跡法[5-6]計(jì)算精度高于動(dòng)量葉素理論[7]，效率優(yōu)于基于各類湍流模型的CFD方法，可準(zhǔn)確用于計(jì)算低速不可壓縮流動(dòng)[8].筆者采用的自由渦尾跡法可模擬風(fēng)力機(jī)尾跡的相互干擾和畸變等現(xiàn)象[9].

筆者采用時(shí)間步進(jìn)的自由渦尾跡法，為考慮三維旋轉(zhuǎn)特性下葉片尾緣流動(dòng)分離，模擬并優(yōu)化高風(fēng)速偏航工況下的非定常氣動(dòng)特性，建立了Du-Selig三維失速延遲模型[10]與Kirchhoff-Helmholz尾緣分離預(yù)估模型[11]耦合的三維尾緣分離預(yù)估模型.由于渦尾跡法基于不可壓勢(shì)流理論，物面邊界方程認(rèn)為葉片表面流動(dòng)不發(fā)生分離，適用于低風(fēng)速工況.而對(duì)于高風(fēng)速工況，葉片尾緣流動(dòng)已發(fā)生分離，因此需對(duì)原物面邊界方程進(jìn)行相應(yīng)修改，引入分離角偏轉(zhuǎn)矩陣以滿足尾緣流動(dòng)分離，在此基礎(chǔ)上分別計(jì)算升力面不同渦格數(shù)對(duì)氣動(dòng)性能的影響，并與試驗(yàn)對(duì)比得到最佳渦格數(shù)布置.

基于尾緣分離因子沿周向分布規(guī)律，采用獨(dú)立變槳技術(shù)對(duì)風(fēng)力機(jī)葉片在高風(fēng)速偏航工況下的氣動(dòng)性能進(jìn)行優(yōu)化.通過引入風(fēng)輪旋轉(zhuǎn)半周期的正弦波槳距角增量，抵消相對(duì)來流速度變化引起的攻角增大，以減小尾緣分離因子.分析不同的變槳幅值對(duì)尾緣分離因子、平均主軸扭矩和揮舞力矩的影響，以得到最優(yōu)變槳幅值.

1　Du-Selig三維失速延遲模型

許波峰等[12]通過對(duì)比6種三維失速延遲模型，得出Du-Selig模型的結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值吻合最好.Du-Selig模型為Du和Selig通過在二維翼型升、阻力系數(shù)上添加一個(gè)增量提出的升、阻力系數(shù)的三維失速延遲模型：

(1)

(2)

式中：Cl,3D、Cd,3D分別為三維升、阻力系數(shù)；Cl,2D、Cd,2D分別為二維升、阻力系數(shù)；α0為零升力攻角；α為實(shí)際攻角；Cd,0為二維零攻角阻力系數(shù)；f1、fd為經(jīng)驗(yàn)修正系數(shù).

經(jīng)驗(yàn)修正系數(shù)fl、fd通過下式求出：

(3)

(4)

式中：c、r和λ分別為當(dāng)?shù)叵议L(zhǎng)、當(dāng)?shù)匕霃胶图馑俦?；R為葉片半徑.

經(jīng)驗(yàn)修正因子的a、b和d的計(jì)算式為

(5)

以美國(guó)國(guó)家能源部可再生能源實(shí)驗(yàn)室(NREL)的 Phase VI實(shí)驗(yàn)葉片[13]為算例，以俄亥俄州立大學(xué)(OSU)在雷諾數(shù)Re=106下所測(cè)S809翼型的二維升、阻力系數(shù)實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)，在風(fēng)速V=10 m/s，風(fēng)輪轉(zhuǎn)速Ω=1.2 r/s工況下，通過式(1)和式(2)計(jì)算經(jīng)過Du-Selig三維失速延遲模型修正后，葉片各徑向位置處升、阻力系數(shù)與攻角的對(duì)應(yīng)關(guān)系，如圖1所示.圖中選取了3個(gè)徑向位置，葉片無量綱半徑分別為0.3、0.47和0.8.

由圖1可知，Du-Selig三維失速延遲模型對(duì)小攻角線性增長(zhǎng)區(qū)幾乎無影響，而對(duì)于大攻角失速區(qū)，從葉根到葉尖，三維失速延遲模型的修正效果依次減弱.對(duì)于r/R=0.3，在大攻角失速區(qū)，升力系數(shù)幾乎隨攻角的增大一直保持增長(zhǎng)趨勢(shì)，但阻力系數(shù)相對(duì)原二維翼型阻力系數(shù)減小很多，說明葉片尾緣分離得到很大程度的推移；在r/R=0.8接近葉尖處，經(jīng)三維失速延遲模型修正后的升、阻力系數(shù)與二維實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)幾乎一致，說明葉尖處徑向流動(dòng)效果明顯減弱，幾乎不造成尾緣分離點(diǎn)的推移.

(b) 修正后的阻力系數(shù)圖1　經(jīng)Du-Selig三維失速延遲模型修正后的升、阻力系數(shù)Fig.1　Lift and drag coefficient corrected by 3D Du-Selig model

2　三維尾緣分離預(yù)估模型

筆者將Kirchhoff-Helmholz尾緣分離預(yù)估模型[11]與Du-Selig三維失速延遲模型耦合，分析三維旋轉(zhuǎn)情況下葉片徑向流動(dòng)對(duì)尾緣分離點(diǎn)位置的影響.圖2描述了翼型尾緣流動(dòng)發(fā)生分離時(shí)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)圖，假設(shè)分離點(diǎn)距尾緣的距離為x，則定義尾緣分離因子f為x與弦長(zhǎng)c的比值，即f=x/c.

圖2　翼型尾緣流動(dòng)分離示意圖Fig.2　Trailing edge flow separation of airfoil

原始的Kirchhoff-Helmholz模型基于二維翼型氣動(dòng)力系數(shù)，尾緣分離因子表示為二維法向力系數(shù)Cn,2d的函數(shù)：

(6)

式中：Cn,0為對(duì)應(yīng)法向力系數(shù)為零處的梯度.

根據(jù)Du-Selig模型得到三維法向力系數(shù)Cn,3d，將其代替式(6)中的翼型二維法向力系數(shù)Cn,2d，得到耦合后考慮三維失速延遲特性的尾緣分離預(yù)估模型，稱其為三維尾緣分離預(yù)估模型.

通過式(6)計(jì)算二維Kirchhoff-Helmholz模型及耦合后的三維尾緣分離預(yù)估模型尾緣分離因子隨攻角的變化規(guī)律，并與二維翼型風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)[14]進(jìn)行對(duì)比，結(jié)果如圖3所示.

圖3　尾緣分離因子隨攻角的變化Fig.3　Separation factor vs. attack angle by different prediction models

由圖3可知，二維Kirchhoff-Helmholz模型尾緣分離因子與實(shí)驗(yàn)值非常接近，說明該模型可準(zhǔn)確模擬二維翼型尾緣分離點(diǎn)位置.而耦合后的三維尾緣分離預(yù)估模型在不同徑向處的尾緣分離因子與二維Kirchhoff-Helmhdz模型各不相同，表明實(shí)際三維旋轉(zhuǎn)效應(yīng)使葉片各徑向位置的尾緣分離有不同程度的推移.在r/R=0.3處，尾緣分離因子增大幅度很小，因?yàn)槿~片徑向流動(dòng)引起失速延遲，分離點(diǎn)推移較明顯.在r/R=0.8處，分離點(diǎn)預(yù)測(cè)幾乎與原始二維Kirchhoff-Helmhdz模型一樣，說明在靠近葉尖處沒有發(fā)生明顯的失速延遲現(xiàn)象.且攻角在-5°～8°時(shí)，三維尾緣分離預(yù)估模型和二維Kirchhoff-Helmhdz模型的尾緣分離因子相同，因?yàn)楣ソ切∮?°時(shí)，升、阻力系數(shù)處于線性增長(zhǎng)區(qū)，Du-Selig三維失速延遲模型對(duì)升、阻力系數(shù)無影響，如圖1所示.

3　升力面自由渦尾跡法

自由渦尾跡法通過求解二維Laplace方程得到二維流場(chǎng)中葉片的升力分布：

(7)

式中：φ為速度勢(shì)函數(shù)，且滿足▽?duì)?Vk+Vind；Vk為相對(duì)來流合速度；Vind為附著渦和尾跡自由渦對(duì)控制點(diǎn)的誘導(dǎo)速度.

為考慮黏性對(duì)誘導(dǎo)速度的影響，且避免計(jì)算誘導(dǎo)速度時(shí)出現(xiàn)奇值，采用Lamb-Ossen渦核模型，并引入時(shí)間補(bǔ)償參數(shù)改變渦核起始半徑，渦核半徑隨時(shí)間增大的公式如下：

(8)

式中：α為經(jīng)驗(yàn)系數(shù)，取常數(shù)1.256 43；v為空氣運(yùn)動(dòng)黏度；t為時(shí)間；Sc為時(shí)間補(bǔ)償參數(shù)；δv為擾動(dòng)黏性系數(shù)；根據(jù)文獻(xiàn)[15]，Sc取值0.1，δv取100.

葉片采用具有環(huán)量的升力面模型，經(jīng)典的Weissinger-L升力面模型用一排渦格代替葉片，在距葉片前緣1/4弦向處布置附著渦，位于氣動(dòng)中心.在距葉片前緣3/4弦向處布置控制點(diǎn)，即渦格中心.筆者采用多渦格升力面模型，從葉片前緣至尾緣，弦向等距劃分M個(gè)網(wǎng)格，徑向劃分N個(gè)網(wǎng)格，如圖4所示.每個(gè)網(wǎng)格布置一個(gè)渦格，渦格距網(wǎng)格前緣1/4弦向距離，每個(gè)渦格的4條渦線具有相同環(huán)量值，渦格環(huán)量方向根據(jù)右手定則與渦格法向量同向.

圖4　葉片升力面渦格劃分Fig.4　Vortex lattice distribution on blade lifting surface

通過滿足物面邊界方程求解附著渦格環(huán)量，筆者在物面邊界方程中引入一分離角η，偏轉(zhuǎn)矩陣滿足尾緣流動(dòng)分離，如下式所示：

(9)

式中：n為渦格法向向量.

數(shù)值模擬時(shí)，計(jì)算各徑向位置有效攻角，求出圖3中各自對(duì)應(yīng)的尾緣分離因子，得到各徑向位置尾緣開始分離的渦格，在相應(yīng)渦格上運(yùn)用式(9)，在10 m/s風(fēng)速下取分離角為5°，對(duì)未出現(xiàn)分離的渦格，取分離角為0°.

4　計(jì)算結(jié)果

4.1高風(fēng)速非定常氣動(dòng)性能模擬

以NREL Phase VI的實(shí)驗(yàn)算例為研究對(duì)象，葉片長(zhǎng)度為5.03 m，槳距角為3°，風(fēng)輪轉(zhuǎn)速為1.2 r/s，葉片弦長(zhǎng)及扭角數(shù)據(jù)參考文獻(xiàn)[13].

模擬高風(fēng)速10 m/s下，偏航角θyaw為10°和30°的工況，分別用經(jīng)典的單渦格Weissinger-L升力面模型與基于三維尾緣分離預(yù)估模型的多渦格升力面模型預(yù)估氣動(dòng)性能，并與實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比.圖5和圖6分別表示各模型計(jì)算所得葉片徑向法向力系數(shù)和弦向力系數(shù).

(a) V=10 m/s， θyaw=10°

(b) V=10 m/s， θyaw=30°圖5　風(fēng)速10 m/s時(shí)不同偏航角下葉片徑向法向力系數(shù)分布Fig.5　Normal force coefficient of blade at 10 m/s wind speed and different yaw angles

(a) V=10 m/s， θyaw=10°

(b) V=10 m/s， θyaw=30°圖6　風(fēng)速10 m/s時(shí)不同偏航角下葉片徑向弦向力系數(shù)分布Fig.6　Tangential force coefficient of blade at 10 m/s wind speed and different yaw angles

圖5和圖6所示的2種偏航角下，Kirchhoff-DuSelig模型M=2時(shí)計(jì)算所得氣動(dòng)力系數(shù)均與實(shí)驗(yàn)值非常吻合.由于Weissinger-L升力面模型仍求解未分離的物面邊界方程，導(dǎo)致模擬值明顯偏大.對(duì)于Kirchhoff-DuSelig模型，M=1時(shí)，引入尾緣分離因子后，氣動(dòng)力系數(shù)得到有效減小，但是弦向單渦格導(dǎo)致葉片表面分離過早.而Kirchhoff-DuSelig模型M=2時(shí)既考慮了由于尾緣分離所引起的氣動(dòng)力系數(shù)減小，又適當(dāng)?shù)卦黾恿藴u格數(shù)，可以更準(zhǔn)確地描述尾緣分離點(diǎn)位置.Kirchhoff-DuSelig模型M=3時(shí)，雖然能更準(zhǔn)確地描述尾緣分離點(diǎn)位置，但是渦格數(shù)增多會(huì)引起葉片附著渦誘導(dǎo)速度增大，尤其是軸向誘導(dǎo)速度，導(dǎo)致誤差增大.

圖7給出了風(fēng)速10 m/s時(shí)，偏航角為10°和30°工況下，4個(gè)旋轉(zhuǎn)周期內(nèi)葉片表面各徑向位置尾緣分離因子的周向分布云圖.

(a) V=10 m/s， θyaw=10°

(b) V=10 m/s， θyaw=30°圖7　風(fēng)速10 m/s時(shí)不同偏航角下各徑向位置尾緣 分離因子的周向分布Fig.7　Circumferential distribution of trailing edge separation factor at 10 m/s wind speed and different yaw angles

由圖7可知，各徑向位置尾緣分離因子隨當(dāng)?shù)毓ソ浅手芷谛宰兓?，在靠近葉根處，由于三維旋轉(zhuǎn)效應(yīng)引起的失速延遲現(xiàn)象，尾緣分離點(diǎn)后移，分離因子較?。辉诳拷~尖處，由于攻角很小，分離因子也較??；在中間葉高處，圖3表明失速延遲效應(yīng)沒有近葉根處明顯，且攻角較大，因此尾緣分離因子最大.在每個(gè)旋轉(zhuǎn)周期內(nèi)，尾緣分離因子總在90°方位角最小，在270°方位角達(dá)到最大，因?yàn)樵?0°方位角，來流速度在x軸的偏航分速度與相對(duì)旋轉(zhuǎn)速度同向，造成攻角大幅減小，尾緣分離減弱；而在270°方位角，來流速度在x軸的偏航分速度與相對(duì)旋轉(zhuǎn)速度反向，造成攻角大幅增大，尾緣分離加強(qiáng).

4.2變槳優(yōu)化

由于尾緣分離因子在旋轉(zhuǎn)周期180°～360°范圍內(nèi)較大，因此通過獨(dú)立變槳方法，在該區(qū)間加入一正弦波動(dòng)槳距角增量，以抵消相對(duì)來流速度變化引起的攻角增大，從而減弱尾緣分離，達(dá)到優(yōu)化氣動(dòng)力矩的目標(biāo).槳距角增量θpitch用下式表示：

(10)

式中：ψ為風(fēng)力機(jī)方位角；A為槳距角變槳幅值，直接影響變槳后葉片氣動(dòng)性能.

以風(fēng)速10 m/s、偏航角30°為研究工況.圖8給出了原始無變槳和加入變槳后葉片尾緣分離因子在2個(gè)旋轉(zhuǎn)周期內(nèi)的分布情況.由圖8可知，隨著槳距角變槳幅值增大，180°～360°區(qū)間內(nèi)尾緣分離因子減小更加明顯.

變槳幅值A(chǔ)=0°為不加入變槳的原始偏航工況.A=3°時(shí)，葉片尾緣分離因子有比較明顯的減小，但是中間葉高處的尾緣分離因子依然很大；A=5°時(shí)進(jìn)一步減小了中間葉高處的尾緣分離因子，中間葉高處至葉尖，尾緣分離因子基本減小至0.5以下，而中間葉高處至葉尖提供了絕大部分的葉片扭矩，因此A=5°時(shí)葉片扭矩有大幅度提高；A=8°時(shí)，雖然葉片徑向尾緣分離因子都有大幅度減小，但靠近葉尖部分出現(xiàn)大區(qū)域尾緣分離因子為0，說明此時(shí)靠近葉尖部分攻角已降為負(fù)攻角.由于近葉尖部分提供了葉片大部分扭矩，變槳幅值為8°對(duì)氣動(dòng)性能的優(yōu)化效果不大，甚至可能會(huì)減小葉片扭矩.

為分析尾緣分離因子的減小對(duì)葉片氣動(dòng)性能的影響，計(jì)算變槳后葉片的氣動(dòng)力矩.圖9為2個(gè)旋轉(zhuǎn)周期內(nèi)不同槳距角變槳幅值A(chǔ)對(duì)應(yīng)葉片主軸扭矩及揮舞力矩隨方位角的變化，將變槳幅值A(chǔ)分別為3°、5°和8°的結(jié)果與原始無變槳工況A=0°的數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比.如圖9所示，采用獨(dú)立變槳方法，對(duì)于不同的槳距角變槳幅值，在180°～360°方位角變槳區(qū)，主軸扭矩均有增大，揮舞力矩均有減小.在非變槳區(qū)，氣動(dòng)力矩相對(duì)原始無變槳工況幾乎不變.

圖10給出了每個(gè)旋轉(zhuǎn)周期內(nèi)，變槳區(qū)平均主軸扭矩和平均揮舞力矩隨變槳幅值的變化.由圖10可知，隨著變槳幅值的增大，變槳區(qū)平均主軸扭矩先增大后減小，在A=5°時(shí)達(dá)到最大，且關(guān)于5°呈左右對(duì)稱分布.當(dāng)變槳幅值增至10°左右時(shí)，平均主軸扭矩減小至低于原始無變槳工況，說明此時(shí)的攻角減小量過大，已超過了原始無變槳工況的失速修正區(qū)攻角，葉尖上出現(xiàn)的負(fù)攻角對(duì)葉片氣動(dòng)性能的降低有主要影響，對(duì)應(yīng)圖8(d)中葉尖尾緣分離因子出現(xiàn)大區(qū)域的零值.隨著變槳幅值的增大，變槳區(qū)平均揮舞力矩持續(xù)減小.由于筆者采用的是半周期的變槳控制方法，在變槳區(qū)，平均揮舞力矩不宜減小太大，否則會(huì)造成偏航力矩和俯仰力矩過大.因此，無論從增大主軸扭矩還是減小揮舞力矩的角度，采用半周期變槳幅值為5°的槳距角控制方法可得到最佳的葉片氣動(dòng)性能.

(a) 無變槳工況，變槳幅值A(chǔ)=0°

(b) 變槳工況，變槳幅值A(chǔ)=3°

(c) 變槳工況，變槳幅值A(chǔ)=5°

(d) 變槳工況，變槳幅值A(chǔ)=8°圖8　不同變槳幅值對(duì)尾緣分離因子的影響Fig.8　Trailing edge separation factor vs. pitch amplitude

(a) 主軸扭矩

(b) 揮舞力矩圖9　不同變槳幅值對(duì)主軸扭矩和揮舞力矩的影響Fig.9　Distribution of shaft and flap wise torque at different pitch amplitudes

(a) 變槳區(qū)平均主軸扭矩

(b) 變槳區(qū)平均揮舞力矩圖10　不同槳距角變槳幅值對(duì)變槳區(qū)平均主軸扭矩和平均揮舞力矩的影響Fig.10　Distribution of average shaft and flap wise torque at different pitch amplitudes

5　結(jié)　論

(1) 以高風(fēng)速偏航工況為研究對(duì)象，考慮三維旋轉(zhuǎn)效應(yīng)和尾緣流動(dòng)分離現(xiàn)象，建立了Kirchhoff-Helmholz尾緣分離預(yù)估模型與Du-Selig三維失速延遲模型耦合的三維尾緣分離預(yù)估模型.采用2渦格Kirchhoff-DuSelig三維尾緣分離預(yù)估模型模擬的氣動(dòng)力系數(shù)與實(shí)驗(yàn)值最為接近.

(2) 得出風(fēng)速為10 m/s時(shí)不同偏航角下葉片徑向分離因子隨方位角的變化規(guī)律.中間葉高處分離因子較大，且在每個(gè)旋轉(zhuǎn)周期內(nèi)，分離因子在90°方位角最小，在270°方位角最大.

(3) 采用獨(dú)立變槳方法，對(duì)風(fēng)力機(jī)葉片在偏航工況下的氣動(dòng)性能進(jìn)行優(yōu)化，通過引入半周期的正弦波槳距角增量來減小尾緣分離因子.隨著變槳幅值增大，變槳區(qū)平均主軸扭矩先增大后減小，平均揮舞力矩持續(xù)減小，在變槳幅值取5°時(shí)達(dá)到最佳優(yōu)化效果.

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Wind Turbine Aerodynamic Performance Optimization by Individual Pitch Control Based on Trailing Edge Separation Model

ZHANGYunning1,YEZhou1, 2,LIChun1, 2

(1. School of Energy and Power Engineering, University of Shanghai for Science and Technology,Shanghai 200093, China; 2. Shanghai Key Laboratory of Multiphase Flow and Heat Transfer in Power Engineering, Shanghai 200093, China)

To simulate the unsteady aerodynamic performance of a wind turbine with NREL phase VI test blade, a three-dimensional trailing edge separation prediction model was established by coupling the Kirchhoff-Helmholz trailing edge separation prediction model with 3D Du-Selig stall delay model, in consideration of the three-dimensional rotational effect and trailing edge separation phenomenon, while the influence of vortex lattice number on the calculation accuracy was analyzed using lifting surface free vortex wake method. Based on the tangential distribution of separation factor, the wind turbine aerodynamic performance was then optimized by introducing a sin wave pitch increment in half period of rotation through individual pitch control to offset the increase of attack angle resulted by the change of relative inflow velocity. Results show that when the three-dimensional trailing edge separation prediction model with two vortex lattices on the lifting surface is adopted, optimum simulation results of normal and tangential force coefficient would be obtained. In each period of rotation, the trailing edge separation factor is relatively higher between 180° and 360°, which reaches the maximum at 270°. The trailing edge separation factor is reduced by individual pitch control, and the reducing magnitude increases with the rise of pitch angle; both the shaft and flap wise torque would achieve the optimum optimization effect when the pitch angle is set at 5°.

horizontal axis wind turbine; free vortex wake method; trailing edge separation; stall delay; individual pitch control

2015-09-29

2015-11-24

國(guó)家自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目(E51176129)；上海市教育委員會(huì)科研創(chuàng)新資助項(xiàng)目(13YZ066)；上海市科委資助項(xiàng)目(13DZ2260900)

張?zhí)N寧(1991-)，女，江蘇句容人，碩士研究生，主要從事風(fēng)力機(jī)葉片氣動(dòng)性能方面的研究.電話(Tel．)：13248268931；

E-mail：zyn416@163.com．

1674-7607(2016)09-0739-07

TK83

A學(xué)科分類號(hào)：470.30