高空風(fēng)力發(fā)電機(jī)組概念設(shè)計(jì)研究

文 | 閆溟，陳廣強(qiáng)，陳冰雁，楊云軍，周偉江

高空風(fēng)力發(fā)電機(jī)組概念設(shè)計(jì)研究

文 | 閆溟，陳廣強(qiáng)，陳冰雁，楊云軍，周偉江

高空風(fēng)力發(fā)電是一種新型的風(fēng)能利用技術(shù)。與傳統(tǒng)的水平軸風(fēng)力發(fā)電機(jī)組不同，高空風(fēng)力發(fā)電機(jī)組不需要高聳的塔架來(lái)支撐發(fā)電機(jī)和風(fēng)輪，而是利用飛行器或浮空系統(tǒng)來(lái)捕獲高空當(dāng)中的風(fēng)能，從而擺脫了塔架高度的限制，可以捕獲到更高高度的風(fēng)能，充分利用高空風(fēng)能儲(chǔ)量大、風(fēng)速平穩(wěn)的特性，因此更具備發(fā)電能力高、成本低的優(yōu)點(diǎn)，極具開發(fā)應(yīng)用前景。

人們從上個(gè)世紀(jì)八十年代初開始關(guān)注高空風(fēng)力發(fā)電技術(shù)，發(fā)展至今已經(jīng)提出了若干種設(shè)計(jì)方案，各方案的設(shè)計(jì)原理和系統(tǒng)組成都存在巨大差異，但到目前為止該項(xiàng)技術(shù)還不成熟，都還處在概念設(shè)計(jì)或試驗(yàn)階段，并沒有一種方案真正投入工業(yè)應(yīng)用。目前看到的各種方案都還存在一定的不足：有的方案由于控制策略過(guò)于復(fù)雜，系統(tǒng)不能長(zhǎng)時(shí)間穩(wěn)定運(yùn)行；有的方案由于制造和運(yùn)維成本過(guò)高，不具備經(jīng)濟(jì)性；還有的方案由于設(shè)計(jì)過(guò)于超前，目前無(wú)法實(shí)現(xiàn)等。

為此，還需要針對(duì)高空風(fēng)力發(fā)電機(jī)組開展設(shè)計(jì)方案探索，需要基于空氣動(dòng)力學(xué)原理，同時(shí)結(jié)合材料、控制等方面的新興技術(shù)，對(duì)高空風(fēng)能利用方法進(jìn)行概念創(chuàng)新，設(shè)計(jì)新的高空風(fēng)力發(fā)電系統(tǒng)，提高風(fēng)能利用效率并降低發(fā)電成本，力求找到一種適合實(shí)際應(yīng)用并具備經(jīng)濟(jì)優(yōu)勢(shì)的設(shè)計(jì)方案。本文針對(duì)這一需求，提出了一種控制簡(jiǎn)單、建造較為容易的高空風(fēng)力發(fā)電機(jī)組設(shè)計(jì)方案，并對(duì)該方案的風(fēng)能利用效率進(jìn)行了計(jì)算評(píng)估。

總體方案介紹

本文提出的設(shè)計(jì)方案將發(fā)電機(jī)置于地面，采用特制風(fēng)箏作為飛行器捕獲高空風(fēng)能，通過(guò)牽引繩索驅(qū)動(dòng)地面系統(tǒng)發(fā)電。飛行器以較大攻角上升飛行，牽引繩索帶動(dòng)發(fā)電機(jī)發(fā)電；當(dāng)?shù)竭_(dá)一定高度后改變姿態(tài)向下俯沖，發(fā)電機(jī)回收繩索，此時(shí)需要消耗一些能量；當(dāng)飛行器下行一定距離后再改變姿態(tài)向上爬升，重復(fù)發(fā)電過(guò)程。飛行器俯沖過(guò)程消耗的電能遠(yuǎn)小于爬升過(guò)程所發(fā)電能，從而整個(gè)過(guò)程達(dá)到發(fā)電效果。

圖1 高空風(fēng)力發(fā)電系統(tǒng)總體方案示意圖

為了便于控制，同時(shí)減少用地和飛行器之間的相互干擾，飛行軌跡為沿直線方向上升，上升到最高點(diǎn)后改變姿態(tài)，按照與上升軌跡相反的路徑俯沖下來(lái)。

對(duì)飛行器姿態(tài)的控制通過(guò)改變與飛行器直接相連的兩根繩索的長(zhǎng)度來(lái)實(shí)現(xiàn)：當(dāng)需要減小飛行器迎角時(shí)，回收與飛行器前端相連的繩索，同時(shí)釋放與飛行器后端相連的繩索；當(dāng)需要增大飛行器迎角時(shí)，執(zhí)行相反操作，釋放與飛行器前端相連的繩索，同時(shí)回收與飛行器后端相連的繩索。

飛行器的布局方案采用了飛翼布局，飛翼布局具有高升力、高升阻比、結(jié)構(gòu)強(qiáng)度好等優(yōu)點(diǎn)，非常適用于高空風(fēng)力發(fā)電機(jī)組。整個(gè)飛行器呈一個(gè)大的菱形，翼展為根部弦長(zhǎng)的2倍，根稍比為10。機(jī)翼各截面選用同一種翼型，均為EPPLER399翼型，該翼型同樣具有高升力、高升阻比特點(diǎn)。同時(shí)相對(duì)厚度也較大，這樣更適于增加整個(gè)機(jī)翼的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度。

飛行器氣動(dòng)性能分析

利用CFD技術(shù)，對(duì)該布局方案的氣動(dòng)性能進(jìn)行了評(píng)估。計(jì)算選用通用流體力學(xué)計(jì)算軟件Fluent完成。計(jì)算域選取了一個(gè)正方體空間，正方體邊長(zhǎng)為機(jī)翼展長(zhǎng)15倍。計(jì)算采用了六面體計(jì)算網(wǎng)格，總的計(jì)算網(wǎng)格單元數(shù)為200萬(wàn)左右。

在研究傳統(tǒng)飛機(jī)的氣動(dòng)性能時(shí)所關(guān)注的是飛機(jī)的升力和阻力，或者是機(jī)體坐標(biāo)系下的軸向力和法向力；而在研究高空風(fēng)力發(fā)電機(jī)組的飛行器的氣動(dòng)性能時(shí)，需要關(guān)注的是軸向力和法向力的合力，也就是飛行器受到的總的氣動(dòng)力，因?yàn)轱w行器最終將沿著總的氣動(dòng)力的方向運(yùn)動(dòng)，發(fā)電機(jī)的發(fā)電或耗電功率為飛行器運(yùn)動(dòng)速度與總氣動(dòng)力的乘積。另外一個(gè)需要關(guān)注的參數(shù)為氣流方向與總氣動(dòng)力方向之間的夾角，本文中定義為“氣力夾角”，用符號(hào)β表示，如圖3所示。

圖4給出了飛行器在不同攻角狀態(tài)下總的氣動(dòng)力系數(shù)CF和β角隨攻角的變化情況。隨著攻角增大，CF首先迅速增大，在攻角為20度附近達(dá)到最大值，此后隨著攻角增大，CF有一定振蕩。β角隨攻角的變化則是先迅速增大，然后再緩慢減小。圖5給出了CF隨β角的變化情況，可以看出在較大范圍內(nèi)每個(gè)β角都對(duì)應(yīng)有兩個(gè)CF值，一個(gè)較大，而另一個(gè)則非常小，這兩個(gè)CF對(duì)應(yīng)的是兩個(gè)不同的攻角狀態(tài)。這樣就可以控制飛行器的姿態(tài)，使其上升飛行時(shí)受到的氣動(dòng)力系數(shù)為而下降時(shí)受到的氣動(dòng)力系數(shù)為從而達(dá)到較好的發(fā)電效果。

風(fēng)能利用效率評(píng)估

飛行器的自身重量以及牽引繩索的重量會(huì)對(duì)整個(gè)系統(tǒng)的風(fēng)能捕獲能力造成一定的影響，為了簡(jiǎn)化問(wèn)題，本文首先研究了不考慮以上二者重量的情況。在計(jì)算高空風(fēng)力發(fā)電機(jī)組的風(fēng)能利用效率時(shí)，采用與傳統(tǒng)風(fēng)力發(fā)電機(jī)組相類似的方法，定義風(fēng)能利用系數(shù)Cp，形式如下：

其中P*為風(fēng)電機(jī)組捕獲風(fēng)能的平均功率，Pin為風(fēng)電機(jī)組的輸入功率，將飛行器的機(jī)翼面積S定義為高空風(fēng)力發(fā)電機(jī)組的風(fēng)能捕獲面積，則有如下形式：

圖2 飛行器布局示意圖

圖3 飛行器受力分析圖

圖4 CF和β角隨攻角的變化曲線

圖5 CF隨β角的變化曲線

圖6 飛行器受力分析圖

圖7 風(fēng)能利用系數(shù)Cp分布圖

圖8 軌跡角為47時(shí)的Cp分布云圖

其中ρ和V分別為空氣的密度和風(fēng)速。假設(shè)飛行器上升或下降過(guò)程的直線距離為L(zhǎng)，在一個(gè)往復(fù)周期內(nèi)，上升段的時(shí)長(zhǎng)為tup，下降段的時(shí)長(zhǎng)為tdown。上升段風(fēng)電機(jī)組發(fā)電，發(fā)電功率為下降段風(fēng)電機(jī)組耗電，耗電功率為則風(fēng)能利用系數(shù)又可以寫為如下形式：

圖6給出了飛行器在上升時(shí)和下降時(shí)的受力分析，飛行器的飛行軌跡與地面的夾角稱為軌跡角，用γ表示。通過(guò)公式推導(dǎo)，可將風(fēng)能利用系數(shù)寫成如下形式：

式中，

經(jīng)過(guò)計(jì)算，該系統(tǒng)的最大風(fēng)能利用系數(shù)為0.27。圖7給出了飛行器以不同的軌跡角、上升速度、下降速度飛行時(shí)整個(gè)系統(tǒng)風(fēng)能利用系數(shù)的分布情況。當(dāng)飛行器的飛行軌跡角在45o－50o范圍內(nèi)，上升速度為風(fēng)速的0.4－0.45倍，下降速度為風(fēng)速1－2倍時(shí)，風(fēng)能利用系數(shù)可以達(dá)到0.25以上。圖8給出了當(dāng)軌跡角為47o時(shí)，飛行器以不同的上升速度和下降速度飛行時(shí)系統(tǒng)的風(fēng)能利用系數(shù)。

結(jié)論

本文提出了一種結(jié)構(gòu)和控制都較為簡(jiǎn)單的高空風(fēng)力發(fā)電機(jī)組設(shè)計(jì)方案，采用特制風(fēng)箏作為飛行器，沿斜向上的直線路徑往復(fù)飛行，驅(qū)動(dòng)地面的發(fā)電機(jī)進(jìn)行高效發(fā)電。為提高氣動(dòng)性能，飛行器采用了具有高升力和高升阻比的飛翼布局和EPPLER399翼型。

采用CFD方法對(duì)飛行器的氣動(dòng)力特性進(jìn)行了計(jì)算，結(jié)果表明針對(duì)每個(gè)“氣力夾角”都存在兩個(gè)氣動(dòng)力相差很大的狀態(tài)，因此通過(guò)控制飛行器姿態(tài)使其以氣動(dòng)力較大的姿態(tài)上升，再以氣動(dòng)力較小的姿態(tài)下降，即可使系統(tǒng)在整個(gè)往復(fù)運(yùn)動(dòng)中的總體效果為發(fā)電狀態(tài)。

采用與傳統(tǒng)風(fēng)電機(jī)組相似的評(píng)估方法，定義了高空風(fēng)力發(fā)電機(jī)組的風(fēng)能利用系數(shù)Cp，并分析了飛行器沿各種路徑以不同速度上升和下降時(shí)的風(fēng)能利用系數(shù)，計(jì)算結(jié)果表明該方案在很寬的運(yùn)行范圍內(nèi)都可以獲得0.25以上的風(fēng)能利用系數(shù)。

（作者單位：中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院）