文 | 閆溟，陳廣強，陳冰雁，楊云軍，周偉江

高空風(fēng)力發(fā)電機組概念設(shè)計研究

文 | 閆溟，陳廣強，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)電機組不同，高空風(fēng)力發(fā)電機組不需要高聳的塔架來支撐發(fā)電機和風(fēng)輪，而是利用飛行器或浮空系統(tǒng)來捕獲高空當(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，極具開發(fā)應(yīng)用前景。

人們從上個世紀(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)計方案，各方案的設(shè)計原理和系統(tǒng)組成都存在巨大差異，但到目前為止該項技術(shù)還不成熟，都還處在概念設(shè)計或試驗階段，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于復(fù)雜，系統(tǒng)不能長時間穩(wěn)定運行；有的方案由于制造和運維成本過高，不具備經(jīng)濟性；還有的方案由于設(shè)計過于超前，目前無法實現(xiàn)等。

為此，還需要針對高空風(fēng)力發(fā)電機組開展設(shè)計方案探索，需要基于空氣動力學(xué)原理，同時結(jié)合材料、控制等方面的新興技術(shù)，對高空風(fēng)能利用方法進行概念創(chuàng)新，設(shè)計新的高空風(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際應(yīng)用并具備經(jīng)濟優(yōu)勢的設(shè)計方案。本文針對這一需求，提出了一種控制簡單、建造較為容易的高空風(fēng)力發(fā)電機組設(shè)計方案，并對該方案的風(fēng)能利用效率進行了計算評估。

總體方案介紹

本文提出的設(shè)計方案將發(fā)電機置于地面，采用特制風(fēng)箏作為飛行器捕獲高空風(fēng)能，通過牽引繩索驅(qū)動地面系統(tǒng)發(fā)電。飛行器以較大攻角上升飛行，牽引繩索帶動發(fā)電機發(fā)電；當(dāng)?shù)竭_一定高度后改變姿態(tài)向下俯沖，發(fā)電機回收繩索，此時需要消耗一些能量；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)電過程。飛行器俯沖過程消耗的電能遠小于爬升過程所發(fā)電能，從而整個過程達到發(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，上升到最高點后改變姿態(tài)，按照與上升軌跡相反的路徑俯沖下來。

對飛行器姿態(tài)的控制通過改變與飛行器直接相連的兩根繩索的長度來實現(xiàn)：當(dāng)需要減小飛行器迎角時，回收與飛行器前端相連的繩索，同時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，執(zhí)行相反操作，釋放與飛行器前端相連的繩索，同時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)強度好等優(yōu)點，非常適用于高空風(fēng)力發(fā)電機組。整個飛行器呈一個大的菱形，翼展為根部弦長的2倍，根稍比為10。機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。同時相對厚度也較大，這樣更適于增加整個機翼的結(jié)構(gòu)強度。

飛行器氣動性能分析

利用CFD技術(shù)，對該布局方案的氣動性能進行了評估。計算選用通用流體力學(xué)計算軟件Fluent完成。計算域選取了一個正方體空間，正方體邊長為機翼展長15倍。計算采用了六面體計算網(wǎng)格，總的計算網(wǎng)格單元數(shù)為200萬左右。

在研究傳統(tǒng)飛機的氣動性能時所關(guān)注的是飛機的升力和阻力，或者是機體坐標(biāo)系下的軸向力和法向力；而在研究高空風(fēng)力發(fā)電機組的飛行器的氣動性能時，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力，因為飛行器最終將沿著總的氣動力的方向運動，發(fā)電機的發(fā)電或耗電功率為飛行器運動速度與總氣動力的乘積。另外一個需要關(guān)注的參數(shù)為氣流方向與總氣動力方向之間的夾角，本文中定義為“氣力夾角”，用符號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β角都對應(yīng)有兩個CF值，一個較大，而另一個則非常小，這兩個CF對應(yīng)的是兩個不同的攻角狀態(tài)。這樣就可以控制飛行器的姿態(tài)，使其上升飛行時受到的氣動力系數(shù)為而下降時受到的氣動力系數(shù)為從而達到較好的發(fā)電效果。

風(fēng)能利用效率評估

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

其中P*為風(fēng)電機組捕獲風(fēng)能的平均功率，Pin為風(fēng)電機組的輸入功率，將飛行器的機翼面積S定義為高空風(fēng)力發(fā)電機組的風(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程的直線距離為L，在一個往復(fù)周期內(nèi)，上升段的時長為tup，下降段的時長為tdown。上升段風(fēng)電機組發(fā)電，發(fā)電功率為下降段風(fēng)電機組耗電，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和下降時的受力分析，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)過計算，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、下降速度飛行時整個系統(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，風(fēng)能利用系數(shù)可以達到0.25以上。圖8給出了當(dāng)軌跡角為47o時，飛行器以不同的上升速度和下降速度飛行時系統(tǒng)的風(fēng)能利用系數(shù)。

結(jié)論

本文提出了一種結(jié)構(gòu)和控制都較為簡單的高空風(fēng)力發(fā)電機組設(shè)計方案，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)動地面的發(fā)電機進行高效發(fā)電。為提高氣動性能，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方法對飛行器的氣動力特性進行了計算，結(jié)果表明針對每個“氣力夾角”都存在兩個氣動力相差很大的狀態(tài)，因此通過控制飛行器姿態(tài)使其以氣動力較大的姿態(tài)上升，再以氣動力較小的姿態(tài)下降，即可使系統(tǒng)在整個往復(fù)運動中的總體效果為發(fā)電狀態(tài)。

采用與傳統(tǒng)風(fēng)電機組相似的評估方法，定義了高空風(fēng)力發(fā)電機組的風(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的風(fēng)能利用系數(shù)，計算結(jié)果表明該方案在很寬的運行范圍內(nèi)都可以獲得0.25以上的風(fēng)能利用系數(shù)。

（作者單位：中國航天空氣動力技術(shù)研究院）