基于壁面壓力譜方法的風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)噪聲模型

朱衛(wèi)軍，劉宇新，孫振業(yè)，2，石亞麗

(1. 揚(yáng)州大學(xué) 電氣與能源動(dòng)力工程學(xué)院，揚(yáng)州 225000；2. 揚(yáng)州大學(xué) 智慧能源互聯(lián)網(wǎng)研究院，揚(yáng)州 225000；3. 北京金風(fēng)科創(chuàng)風(fēng)電設(shè)備有限公司，北京 100176)

0 引言

風(fēng)能是近十年來發(fā)展速度最快的清潔能源之一[1-3]。隨著風(fēng)能利用的大規(guī)?；惋L(fēng)力機(jī)的大型化發(fā)展，內(nèi)陸風(fēng)電場(chǎng)離人口密集區(qū)域越來越近，風(fēng)力機(jī)的噪聲污染已成為亟待解決的問題[4]。風(fēng)力機(jī)的噪聲主要包括設(shè)備的機(jī)械噪聲和葉片旋轉(zhuǎn)導(dǎo)致的氣動(dòng)噪聲[5]。其中氣動(dòng)噪聲是風(fēng)力機(jī)噪聲的主要來源，且在氣動(dòng)噪聲的尾緣噪聲中占主導(dǎo)地位[6]。因此，快速、準(zhǔn)確地預(yù)測(cè)風(fēng)力機(jī)的尾緣噪聲意義重大，亦可以為風(fēng)力機(jī)設(shè)計(jì)、制造、風(fēng)場(chǎng)布局提供理論依據(jù)[7-8]。

湍流邊界層尾緣噪聲多年來都是航空聲學(xué)的一個(gè)重要研究領(lǐng)域，這種噪聲的主要機(jī)制是邊界層湍流旋渦引起的壁面脈動(dòng)壓力。Amiet[9-10]利用施瓦西度規(guī)和Curle[11]遠(yuǎn)場(chǎng)聲學(xué)解推導(dǎo)出預(yù)測(cè)尾緣噪聲的解析公式，其預(yù)測(cè)方法中考慮了翼型響應(yīng)函數(shù)中的運(yùn)動(dòng)介質(zhì)效應(yīng)和有限長(zhǎng)度平板效應(yīng)。Amiet還在Willmarth和Roos[12]的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)基礎(chǔ)上提出了壁面壓力譜模型（Wall pressure spectrum method，WPS）。過去的數(shù)十年中，已經(jīng)開發(fā)出了較多的壁面壓力譜經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ?。其中，Goody[13]提出的新模型解釋了相關(guān)尺度范圍內(nèi)的雷諾數(shù)效應(yīng)。然而基于平板數(shù)據(jù)進(jìn)行校準(zhǔn)的方法主要適用于零壓力梯度流，在逆壓力梯度翼型流動(dòng)中對(duì)幅值預(yù)測(cè)的誤差可達(dá)到10 dB以上。為了克服這一缺陷，Rozenberg[14]在Goody模型的基礎(chǔ)上考慮了壓力梯度的影響，建立了逆壓梯度流動(dòng)下的WPS，然后將該方法與零壓力梯度模型進(jìn)行了比較，深入討論了壓力梯度對(duì)WPS的影響。Kamruzzaman[15]將Howe[16]、Goody[13]、Rozenberg[14]模型進(jìn)行改進(jìn)，得到了一個(gè)新的模型，其主要特點(diǎn)是利用振幅標(biāo)度函數(shù)和時(shí)間尺度將雷諾數(shù)、邊界層載荷以及壓力梯度效應(yīng)進(jìn)行了結(jié)合，其預(yù)測(cè)結(jié)果與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)有較好的一致性。在近期的研究中，Lee[17]比較分析了已建立的若干模型，總結(jié)了現(xiàn)有各模型的適用工況，并進(jìn)一步對(duì)參數(shù)進(jìn)行了優(yōu)化并提出了新模型，擴(kuò)展了Rozenberg模型的適用范圍用以處理零壓力梯度流動(dòng)和非對(duì)稱、高載荷翼型流動(dòng)，并進(jìn)行了相關(guān)參數(shù)的敏感性分析。Hu[18]基于實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)提出了改進(jìn)的預(yù)測(cè)模型，模型采用動(dòng)態(tài)壓力和邊界層形狀因子來描述流動(dòng)狀況。

這五種模型都適用于二元翼型尾緣邊界層噪聲的預(yù)測(cè)。本文首先對(duì)這些模型的精確度和局限性進(jìn)行比較分析，尤其是近期提出的還沒有被廣泛應(yīng)用與驗(yàn)證的模型，如Lee和Hu模型。然后研究模型的適用性，并基于預(yù)測(cè)效果最好的一種方法，建立一種新的風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)噪聲預(yù)測(cè)模型。噪聲仿真所需的氣動(dòng)輸入?yún)?shù)由風(fēng)力機(jī)葉素-動(dòng)量理論（Blade Element Momentum，BEM）計(jì)算確定。模型納入了氣流的風(fēng)剪切效應(yīng)、塔影效應(yīng)以及偏航等多種非穩(wěn)態(tài)效應(yīng)，采用BEM方法來保證氣動(dòng)計(jì)算獲得的有效來流風(fēng)速及當(dāng)?shù)厝肓鞴ソ堑臏?zhǔn)確性。WPS中的邊界層參數(shù)根據(jù)XFOIL程序計(jì)算獲得。為了驗(yàn)證新模型噪聲預(yù)測(cè)的準(zhǔn)確性，將計(jì)算獲得的聲功率級(jí)與Bonus Combi 300 kW風(fēng)力機(jī)的實(shí)測(cè)結(jié)果進(jìn)行比較分析。

1 壁面壓力譜經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h2>

基于Goody[13]首先提出的壁面壓力譜方法，后續(xù)出現(xiàn)了一系列基于Goody模型改進(jìn)方案的相關(guān)研究。這些模型可以歸納為同一種表達(dá)形式。本節(jié)依次介紹通用表達(dá)形式和幾種不同模型的內(nèi)在區(qū)別。

其中：a-i為各個(gè)模型的參數(shù)；RT為時(shí)間尺度的比率，其描述了雷諾數(shù)效應(yīng)，Kamruzzaman等使用了來代替原始公式中的RT；變量SS和FS分別為頻譜尺度因子和頻率尺度因子；ω為圓頻率。

式（1）中所使用的參數(shù)決定了壁面壓力譜的形狀。參數(shù)a決定頻譜的總體幅度，b、c、e和h在不同頻率下控制頻譜的斜率。低頻區(qū)域的斜率由參數(shù)b所決定，b、c、h三個(gè)參數(shù)決定重疊區(qū)域的范圍，高頻區(qū)域的斜率由b和h共同決定。參數(shù)f和g影響重疊區(qū)域和高頻之間的過渡。參數(shù)d影響低頻極大值的位置。除了Rozenberg模型[14]，所有模型的i都為1。Rozenberg用邊界層位移厚度代替Goody模型中的邊界層厚度，i= 4.76。

1.1 Goody模型

Goody根據(jù)實(shí)驗(yàn)結(jié)果在模型的分母中加入了指數(shù)，從而更好地預(yù)測(cè)頻譜在中高頻區(qū)域內(nèi)的衰減率，并使用了時(shí)間尺度比率RT來解釋在重疊區(qū)域的雷諾數(shù)效應(yīng)。

式中，Ue表 示尾緣邊界層等效速度， τω是翼型表面剪切應(yīng)力，δ 是 邊界層厚度，ω=2πf。

1.2 Rozenberg模型

Rozenberg等在修改Goody模型的基礎(chǔ)上，首次提出了逆壓梯度流動(dòng)的WPS。模型使用了三個(gè)參數(shù)來描述壓力梯度的影響：尾流強(qiáng)度參數(shù)Π=0.8(βc+0.5)0.75，Zagarola和Smits參數(shù) ?=δ/δ?，克勞瑟平衡參數(shù) βc=(θ/τω)dp/dx。

Rozenberg等用邊界層位移厚度代替邊界層厚度進(jìn)行頻率歸一化，因?yàn)檫吔鐚游灰坪穸雀郊涌紤]了當(dāng)?shù)氐挠行俣群彤?dāng)?shù)亓黧w密度，計(jì)算結(jié)果也更趨近實(shí)際結(jié)果。模型使用最大剪應(yīng)力來縮放壓力波動(dòng)，雖然在數(shù)值計(jì)算中最大剪切應(yīng)力較難獲得，不過在附著流中最大剪應(yīng)力和壁面剪應(yīng)力基本上相等。Rozenberg模型與Goody模型相比，顯著提高了逆壓梯度流壁面壓力譜的精度。值得指出的是，Rozenberg模型受壓力梯度影響極大。因此，Rozenberg模型在零壓力梯度和高逆壓力梯度流動(dòng)上的預(yù)測(cè)還存在一定偏差。

式（3）中，

1.3 Kamruzzaman模型

Kamruzzaman等[15]根據(jù)大量風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)，通過修正Goody模型和Rozenberg模型，得到了新的WPS。研究中通過測(cè)試不同攻角和雷諾數(shù)下的翼型流動(dòng)，使用克勞瑟平衡參數(shù)、尾流強(qiáng)度參數(shù)、邊界層厚度和位移厚度確定了式（1）中的參數(shù)a。方程中所有其他參數(shù)都是常數(shù)，因此通過擬合實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的方式，給定方程的形式并給出若干的擬合參數(shù)。

式（4）中，m=0.5(H/1.31)0.3，H=δ?/θ為 形 狀 因 子。Kamruzzaman等利用經(jīng)驗(yàn)方程來獲得克勞瑟參數(shù)[19]：

其 中。當(dāng)βc≤?0.5，Π =0.227。

1.4 Lee模型

鑒于Rozenberg和Kamruzzaman模型仍然存在預(yù)測(cè)零壓力梯度和高壓力梯度不準(zhǔn)確的問題，Lee[17]對(duì)模型中的參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化，提出了另一種模型。該模型可以處理較高的壓力梯度和零壓力梯度流動(dòng)[20]。該模型仍不適用于較高的克勞瑟參數(shù)（β＜ 50）或較強(qiáng)的逆壓梯度，即翼型邊界層流動(dòng)出現(xiàn)大幅度分離或失速的情況。

式（5）中，參數(shù)a、d、e都與Rozenberg模型中相同。參 數(shù)d?、h?定 義 為：h?=min(3,(0.139+3.1043βc))+7；當(dāng)βc＜0.5時(shí)，d?=max(1.0,1.5d)， 否則取d?=d。

1.5 Hu模型

Hu[18]和Herr利用一個(gè)平板來測(cè)量壓力波動(dòng)，壓力梯度是通過將旋轉(zhuǎn)的NACA0012翼型放置在板上方測(cè)量獲得。Hu模型和其他模型最大的差別在于沒有考慮用克勞瑟平衡參數(shù)來表示壓力梯度流動(dòng)對(duì)壓力譜的影響。研究注意到克勞瑟參數(shù)受局部壓力梯度影響，特別是在壓力梯度變化速度快的地方，這個(gè)參數(shù)不適合用來描述速度剖面。因此，模型中使用邊界層形狀因子來捕捉壓力梯度流動(dòng)的情況，采用了與現(xiàn)有模型不同的縮放變量，例如Goody使用了和 ωδ/Ue作為頻譜的縮放變量，而Hu和Herr改用uτ/Q2θ 和 ωθ/U0作為縮放變量。實(shí)際效果表明，采用新方法的模型預(yù)測(cè)結(jié)果與其實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)更加匹配。

其中：d=1×10?5.8×10?5ReθH?0.35；h=1.169ln(H)+0.642；。

2 翼型氣動(dòng)噪聲預(yù)測(cè)模型

在Howe[16]理論的基礎(chǔ)上，Brooks、Hodgson針對(duì)低馬赫數(shù)、觀測(cè)位置在垂直翼型尾緣正上方時(shí)的情況提出了預(yù)測(cè)翼型氣動(dòng)噪聲譜的經(jīng)驗(yàn)公式：

其中：Mac=Uc/c0為 對(duì)流馬赫數(shù)；R為觀察者的距離；L為翼型展長(zhǎng)； Λ3(ω)為展向壓力積分尺度。壁面壓力譜 Φ(ω)可以由方程（2）～方程（6）得到。本文中邊界層厚度的數(shù)據(jù)點(diǎn)位于翼型尾緣99%弦長(zhǎng)處。

需要說明的的是，本文主要描述翼型吸力面流動(dòng)情況，公式計(jì)算所得為吸力面噪聲。壓力面噪聲的計(jì)算原理相同。展向壓力積分尺度可以根據(jù)實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)獲得，或者從Corcos模型、Amiet 模型推導(dǎo)得到。Corcos模型如下：

對(duì)流速度Uc的計(jì)算存在幾種經(jīng)驗(yàn)方法，比如Panton和Linebarger模型，模型的原理是基于壁面摩擦速度定律[20]。Blake在研究中針對(duì)對(duì)流速度提出了一個(gè)經(jīng)驗(yàn)公式，已經(jīng)被廣泛應(yīng)用與驗(yàn)證：

參考文獻(xiàn)[21-24]中討論了不同對(duì)流速度模型對(duì)預(yù)測(cè)噪聲譜的影響。

3 風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)噪聲仿真建模

在風(fēng)力機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)中，目前已有多種氣動(dòng)分析方法，如傳統(tǒng)的BEM方法、渦尾跡方法等。在計(jì)算效率和計(jì)算精度上，BEM和壁面壓力譜噪聲方法可以實(shí)現(xiàn)很強(qiáng)的匹配性。葉素動(dòng)量理論是工程應(yīng)用中一種非常重要的方法。葉素動(dòng)量理論最初應(yīng)用于飛機(jī)螺旋槳?dú)鈩?dòng)計(jì)算，現(xiàn)在已廣泛應(yīng)用于風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)領(lǐng)域。本文的風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)噪聲預(yù)測(cè)模型也是基于葉素動(dòng)量理論開發(fā)的。本節(jié)對(duì)葉素動(dòng)量理論進(jìn)行簡(jiǎn)要介紹，并對(duì)BEM/WPS模型耦合建模進(jìn)行簡(jiǎn)要闡述。

葉素理論將風(fēng)力機(jī)葉片簡(jiǎn)化成沿徑向疊加的有限數(shù)量的葉段，這些葉段被稱為葉素，并假設(shè)每個(gè)葉素之間的流動(dòng)互不干擾，作用于每個(gè)葉素的氣動(dòng)力主要由其翼型輪廓和當(dāng)?shù)厝肓魉俣燃肮ソ菦Q定。葉素動(dòng)量方法就是將動(dòng)量理論和葉素理論聯(lián)立求解，獲得每個(gè)葉素的氣動(dòng)載荷，進(jìn)而得到整個(gè)葉片的氣動(dòng)力分布。在動(dòng)量理論中，把風(fēng)輪看作一個(gè)由一系列同心的圓環(huán)形流管組成的致動(dòng)盤，并假設(shè)這些流管彼此之間互不影響。如圖1所示，取其中一個(gè)圓環(huán)流管分析，可推導(dǎo)得到致動(dòng)盤處的切向誘導(dǎo)速度為a′?r，流管出口處的切向誘導(dǎo)速度為 2a′?r。圖中，a代表軸向誘導(dǎo)因子，a′代表切向誘導(dǎo)因子， ?代表葉片旋轉(zhuǎn)角速度，r代表展向位置。

圖1 風(fēng)力機(jī)二維動(dòng)量理論的管流模型Fig. 1 Pipe flow model of the two-dimensional momentum theory of wind turbines

取葉片上某一位置葉素微元剖面分析，如圖2所示。圖中，λ為入流角，即相對(duì)入流速度Vrel與風(fēng)輪旋轉(zhuǎn)平面的夾角，可根據(jù) λ=α+θ求 得；攻角α定義為相對(duì)入流速度與弦線的夾角；局部槳距角 θ定義為弦線與葉輪旋轉(zhuǎn)平面的夾角；V0表示流過葉素微元的速度；總誘導(dǎo)速度表示為W，其軸向分量為aV0，切向分量為a′ωr；Vrel也稱為有效風(fēng)速，是該截面處的翼型單元所能感受到的實(shí)際風(fēng)速。

圖2 葉素剖面速度三角形Fig. 2 Velocity triangle of airfoils with leaf element profiles

根據(jù)前文中WPS所需要的輸入?yún)?shù)，可以通過BEM計(jì)算出有效風(fēng)速和攻角。利用XFOIL計(jì)算出每個(gè)葉素相對(duì)應(yīng)的邊界層參數(shù)，反饋給WPS計(jì)算出各翼型段尾緣噪聲，最后將每個(gè)葉素上的噪聲源進(jìn)行疊加，計(jì)算出整個(gè)風(fēng)力機(jī)的尾緣噪聲聲壓級(jí)或聲功率級(jí)。

式（11）為第i個(gè)葉素所有噪聲源產(chǎn)生的噪聲。其中，j為不同的噪聲源，KA為A加權(quán)值。

式（12）是風(fēng)力機(jī)的總聲壓級(jí)，其是由式（11）的所有葉素聲壓疊加所得。具體計(jì)算流程圖見圖3。

正如圖3所示，風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)噪聲建模的核心是建立BEM和WPS的耦合關(guān)系。其中，模型的輸入?yún)?shù)包含風(fēng)力機(jī)葉片幾何外形及風(fēng)力機(jī)運(yùn)行的相關(guān)數(shù)據(jù)。BEM在計(jì)算得到各翼型段氣動(dòng)力的同時(shí)，輸出對(duì)應(yīng)位置的攻角和來流速度，以之輸入XFOIL程序進(jìn)行相關(guān)邊界層數(shù)據(jù)求解。在每個(gè)相應(yīng)的葉素位置，由WPS模型計(jì)算并輸出該葉素的聲壓譜。將所有葉素的聲壓譜進(jìn)行對(duì)數(shù)疊加，求得風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)噪聲中的湍流邊界層噪聲部分。此外，考慮對(duì)比外場(chǎng)風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)噪聲的實(shí)測(cè)聲壓譜，湍流入流噪聲也是不可忽略的一部分。湍流入流噪聲是湍流與葉片相互作用的結(jié)果，根據(jù)Lowson、Zhu等[25-26]的前期研究成果：

圖3 風(fēng)力機(jī)噪聲模型計(jì)算流程圖Fig. 3 Calculation flow chart of wind-turbine noise models

式中：l為湍流的長(zhǎng)度尺度；I為湍流強(qiáng)度；ρ為空氣密度；c為聲速； ?L為葉素的翼展；k為歸一化波數(shù)；Kc為低頻修正系數(shù)。

4 氣動(dòng)噪聲模型對(duì)比分析

4.1 翼型氣動(dòng)噪聲模型分析

根據(jù)前文五種不同壁面壓力譜模型，用BANC（Benchmark Problems for Air frame Noise Computations）的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)各模型的尾緣噪聲預(yù)測(cè)結(jié)果進(jìn)行了驗(yàn)證。表1中列出了不同算例的測(cè)試工況，表中SS為入流噪聲、PS為壓力面噪聲。算例1至算例4使用NACA0012翼型，算例5和算例6使用NACA64-618翼型。圖4給出了算例1至算例6的翼型弦向壓力分布。壓力梯度、克勞瑟平衡參數(shù)可由壓力分布求出。

圖4 翼型XFOIL與實(shí)驗(yàn)壓力系數(shù)對(duì)比Fig. 4 Comparisons of the pressure coefficient between XFOIL and experiments

表1 BANC實(shí)驗(yàn)工況（SS為吸力面，PS為壓力面）Table 1 BANC experimental conditions (SS: suction side, PS: pressure side)

實(shí)驗(yàn)中選取的翼型展長(zhǎng)為1 m，所有算例的數(shù)據(jù)測(cè)量位置均在翼型尾緣吸力面的正上方1 m處。表2給出了由XFOIL計(jì)算獲得的邊界層參數(shù)。在表2中βc的最大值為20.48，小于前文提到的模型參數(shù)適用范圍最大值50。

表2 算例1至算例6壁面壓力譜模型邊界層參數(shù)（吸力面）Table 2 Boundary layer parameters for wall-pressure spectra models in cases 1–6 (suction side)

圖5給出了WPS預(yù)測(cè)結(jié)果與BANC實(shí)驗(yàn)測(cè)量結(jié)果的對(duì)比。因?yàn)榧词乖谙嗤硇?、相同?shí)驗(yàn)條件下，測(cè)量得到的噪聲大小也存在3 dB的誤差，所以圖中實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)給出了3 dB的誤差區(qū)間。

對(duì)于所有的算例，Goody模型在頻譜范圍內(nèi)不能準(zhǔn)確預(yù)測(cè)尾緣噪聲，包括幅值、峰值及頻譜形狀。該現(xiàn)象說明了非零壓力梯度在尾緣噪聲預(yù)測(cè)中有著重要意義。對(duì)于0°攻角的實(shí)驗(yàn)條件，Rozenberg模型和Lee模型的預(yù)測(cè)結(jié)果基本上重合。對(duì)于非零攻角的實(shí)驗(yàn)條件，Rozenberg模型預(yù)測(cè)結(jié)果的幅值整體偏低，尤其是在低頻范圍內(nèi)。Kamruzzaman模型在中高頻范圍的預(yù)測(cè)結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值的趨勢(shì)基本一致，圖5（a）～圖5（d）中低頻范圍內(nèi)的預(yù)測(cè)結(jié)果明顯偏低且不能很好地捕捉頻譜形狀。Hu模型在所有的算例中，低頻范圍內(nèi)的預(yù)測(cè)結(jié)果偏低，高頻范圍內(nèi)的預(yù)測(cè)結(jié)果偏高，頻譜的峰值也普遍地向高頻偏移。Lee模型在所有的算例中，預(yù)測(cè)結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值的匹配度最高，在圖5（e）～圖5（f）中可以明顯觀察到其預(yù)測(cè)效果比Rozenberg模型更加準(zhǔn)確。綜上所述，在大多數(shù)情況下，Lee模型都能夠準(zhǔn)確地捕捉噪聲的幅值、峰值中心頻率、頻譜形狀、頻譜衰減率。

圖5 WPS預(yù)測(cè)結(jié)果與BANC實(shí)驗(yàn)結(jié)果相比較Fig. 5 Comparisons between WPS predictions and BANC experimental results

4.2 風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)噪聲模型驗(yàn)證

根據(jù)第4.1節(jié)的驗(yàn)證結(jié)果，采用Lee提出的WPS模型，并結(jié)合BEM風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)仿真計(jì)算平臺(tái)，建立風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)噪聲預(yù)測(cè)模型。利用Bonus Combi 300 kW風(fēng)力機(jī)實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)，對(duì)風(fēng)力機(jī)噪聲模型的有效性進(jìn)行了驗(yàn)證。表3給出了風(fēng)力機(jī)實(shí)際測(cè)量時(shí)的工況。

表3 風(fēng)力機(jī)測(cè)量設(shè)置Table 3 Wind turbine measurement settings

圖6給出了風(fēng)力機(jī)噪聲模型預(yù)測(cè)結(jié)果與實(shí)驗(yàn)測(cè)量結(jié)果的比較。總體來看，噪聲模型在低頻和高頻區(qū)間內(nèi)的預(yù)測(cè)結(jié)果比實(shí)驗(yàn)值偏高1～2 dB，湍流入流噪聲對(duì)頻譜的貢獻(xiàn)較小，而壓力面噪聲可以忽略不計(jì)。在中頻區(qū)間內(nèi)，噪聲模型準(zhǔn)確捕捉到了頻譜的峰值，并且與實(shí)驗(yàn)值基本吻合。在2000 Hz時(shí)，壓力面噪聲等于吸力面噪聲，在頻譜上疊加形成一個(gè)明顯的“峰值”。在高頻區(qū)間內(nèi)的預(yù)測(cè)值略大于實(shí)驗(yàn)值，由于壓力面噪聲在高頻部分噪聲幅值較大，導(dǎo)致模型高頻預(yù)測(cè)值偏高?？梢钥闯觯L(fēng)力機(jī)氣動(dòng)噪聲的頻譜絕大部分取決于吸力面噪聲，小部分受湍流入流噪聲影響，壓力面噪聲的影響則可忽略不計(jì)。從相對(duì)復(fù)雜的風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)噪聲仿真結(jié)果來看，實(shí)驗(yàn)結(jié)果與仿真結(jié)果之間的偏差在合理范圍之內(nèi)，實(shí)驗(yàn)測(cè)得的聲功率級(jí)為99.1 dB(A)，而預(yù)測(cè)的聲功率級(jí)為97.66 dB(A)，與實(shí)驗(yàn)值較接近。結(jié)果對(duì)比證明了基于壁面壓力譜模型提出的風(fēng)力機(jī)噪聲模型預(yù)測(cè)效果良好，該方法是有效且可行的。

圖6 風(fēng)力機(jī)聲功率級(jí)頻譜對(duì)比Fig. 6 Sound power levels of a wind turbine obtained by different methods

進(jìn)一步研究了不同槳距角下風(fēng)力機(jī)的聲功率級(jí)（圖7），可以觀察到隨著槳距角的增加，風(fēng)力機(jī)葉片的聲功率有所降低。頻譜曲線的變化主要集中在500～1000 Hz頻率附近，這是后緣噪聲的變化所致，而這一變化的機(jī)理是改變槳距角帶來的入流攻角的變化?，F(xiàn)代風(fēng)力機(jī)已經(jīng)由被動(dòng)失速型發(fā)展為變速變槳主動(dòng)控制型?；谶@一計(jì)算結(jié)論，葉片整體進(jìn)行變槳或變速控制，可以有效地改變中頻段的氣動(dòng)噪聲分布，這一頻域也正是風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)噪聲譜中的峰值區(qū)域。

圖7 不同槳距角風(fēng)力機(jī)聲功率級(jí)Fig. 7 Sound power levels of wind turbines with different pitch angles

5 結(jié)論

本文根據(jù)不同壁面壓力譜模型，提出了一種風(fēng)力機(jī)噪聲預(yù)測(cè)模型。首先針對(duì)壁面壓力譜模型，研究了模型中各參數(shù)的物理意義和應(yīng)用局限性，通過XFOIL程序計(jì)算獲得翼型的邊界層參數(shù)，計(jì)算了翼型在不同工況下的尾緣邊界層噪聲，對(duì)比分析了各模型的特點(diǎn)。分析得到Lee模型的預(yù)測(cè)結(jié)果與實(shí)驗(yàn)的吻合情況最好。在Lee模型的基礎(chǔ)上，結(jié)合風(fēng)力機(jī)葉素動(dòng)量理論，建立了一種新的風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)噪聲預(yù)測(cè)模型。利用現(xiàn)有的風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)噪聲實(shí)驗(yàn)，對(duì)當(dāng)前的風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)噪聲預(yù)測(cè)模型進(jìn)行了有效性驗(yàn)證。研究表明，當(dāng)前模型的預(yù)測(cè)結(jié)果與實(shí)驗(yàn)測(cè)量值具有較高的一致性，本文提出的風(fēng)力機(jī)噪聲預(yù)測(cè)模型是有效且可行的。該模型為風(fēng)力機(jī)葉片氣動(dòng)噪聲預(yù)測(cè)提供了一種快速有效的方法，同時(shí)該研究方法也可以為風(fēng)力機(jī)的氣動(dòng)設(shè)計(jì)及控制策略提供一定的借鑒。