何科杉，陳 嚴，漆良文，周 奇,2

(1.汕頭大學(xué) 工學(xué)院，廣東 汕頭 515063；2.廣東省高等學(xué)校結(jié)構(gòu)與風(fēng)洞重點實驗室，廣東 汕頭 515063；3.汕頭職業(yè)技術(shù)學(xué)院 機電工程系，廣東 汕頭 515078)

為了充分利用風(fēng)力資源和降低風(fēng)力發(fā)電度電成本，風(fēng)力機大型化已成為必然的發(fā)展趨勢。風(fēng)力機葉片屬于阻尼小、質(zhì)量大、對風(fēng)脈動敏感的高柔性結(jié)構(gòu)，風(fēng)荷載往往成為其結(jié)構(gòu)設(shè)計需要考慮主要的荷載之一[1]。隨著風(fēng)力機葉片尺寸增大，質(zhì)量增加，柔性增大，作用在葉片上的風(fēng)荷載將更加復(fù)雜多變，且風(fēng)荷載分布的不均勻程度增強，風(fēng)致振動問題將更加突出。由風(fēng)剪切、塔影效應(yīng)、湍流等因素引起的風(fēng)力機葉片疲勞荷載及結(jié)構(gòu)振動，容易造成葉片的疲勞損壞甚至斷裂破壞，從而影響風(fēng)力機的安全性和可靠性[2]。通過有效的控制方法減少風(fēng)力機葉片上的風(fēng)荷載及結(jié)構(gòu)振動，可有效提高葉片及整機的安全可靠性，從而降低風(fēng)力發(fā)電的度電成本。目前風(fēng)力機獨立變槳距控制是較成熟的葉片氣動及振動控制技術(shù)。葉片變槳距控制通過葉片整體轉(zhuǎn)動改變攻角從而調(diào)節(jié)氣動性能，具有調(diào)節(jié)能力強和調(diào)節(jié)范圍大的特點。但隨著葉片尺寸增大，其局限性越來越明顯，主要體現(xiàn)在葉片質(zhì)量增加，慣性增大，響應(yīng)速度變慢，對高頻的風(fēng)荷載及局部荷載難以施加有效控制等。針對獨立變槳距控制的不足，以尾緣襟翼控制為代表的風(fēng)力機“智能葉片”技術(shù)被認為是最具發(fā)展?jié)摿Φ挠行аa充方案[3]。風(fēng)力機尾緣襟翼控制方案是在葉片尾緣處布置分布式襟翼，通過尾緣襟翼偏轉(zhuǎn)改變?nèi)~片氣動外型從而調(diào)節(jié)氣動性能。尾緣襟翼控制具有轉(zhuǎn)動慣性小，響應(yīng)速度快，對高頻荷載敏感，局部荷載可調(diào)節(jié)等特點，可有效補償獨立變槳距控制的不足，近年來得到了廣泛的研究。

Bergami等[4-6]采用自適應(yīng)柔性尾緣襟翼對風(fēng)力機葉片進行降載減振控制，結(jié)果表明尾緣襟翼可有效調(diào)節(jié)葉片的氣動性能，降低葉片的疲勞荷載，減少葉片的結(jié)構(gòu)振動。Barlas等[7]采用分布式尾緣襟翼對風(fēng)力機葉片進行降載減振控制，結(jié)果表明尾緣襟翼可有效降低葉片的疲勞荷載，且對風(fēng)荷載的高頻部分有較好的調(diào)節(jié)作用。Zhang等[8-10]研究多種湍流工況下尾緣襟翼對葉片的氣動調(diào)節(jié)作用，結(jié)果表明在尾緣襟翼在多種湍流工況下對葉片都距有較好的降載減振作用。穆安樂等[11]研究分布式尾緣襟翼的預(yù)測控制方法，表明尾緣襟翼控制方法對氣動調(diào)節(jié)效果有較大的影響。季康等[12-14]研究風(fēng)力機尾緣襟翼的非定常氣動特性，建立了尾緣襟翼的非定常氣動模型，得到尾緣襟翼在多種工況下的非定常氣動變化規(guī)律。

上述研究主要關(guān)注風(fēng)力機尾緣襟翼的氣動調(diào)節(jié)效果，對尾緣襟翼的氣動調(diào)節(jié)作用機理的研究不夠深入；尾緣襟翼的氣動性能研究以模擬仿真為主，風(fēng)洞試驗研究較少；且尾緣襟翼與獨立變槳距協(xié)同控制的研究也鮮見報道。因此，本文擬通過風(fēng)洞試驗研究尾緣襟翼的氣動特性，探明尾緣襟翼對翼型繞流的作用機理；并通過風(fēng)力機整機模擬仿真，研究獨立變槳距與尾緣襟翼協(xié)同控制對風(fēng)力機葉片的降載減振作用效果，為風(fēng)力機尾緣襟翼的研究應(yīng)用提供參考依據(jù)。

1 風(fēng)力機尾緣襟翼氣動特性試驗

1.1 風(fēng)洞試驗方案

風(fēng)力機尾緣襟翼風(fēng)洞測壓試驗在汕頭大學(xué)大氣邊界層風(fēng)洞的主測試段完成。該風(fēng)洞主測試段尺寸為3 m×2 m×20 m，通過可調(diào)節(jié)頂板以保證來流方向的零壓力梯度，風(fēng)速連續(xù)可調(diào)，最高風(fēng)速可達45 m/s。測壓試驗數(shù)據(jù)通過DSM3200電子掃描閥測壓系統(tǒng)采集，測壓模塊為ZOC33，風(fēng)速測量采用TFI Cobra探頭，試驗?zāi)Ｐ蜏y壓參考高度上的總壓和靜壓與試驗?zāi)Ｐ捅砻鏈y壓孔的風(fēng)壓數(shù)據(jù)同步采集。

風(fēng)力機尾緣襟翼試驗?zāi)Ｐ蜑橐粋€兩端等寬的翼型段，弦長為600 mm，展長為600 mm；葉片尾緣部分(占弦長10%)為可轉(zhuǎn)動的尾緣襟翼。尾緣襟翼通過兩端的連接板與葉片本體連接，并通過轉(zhuǎn)軸與西格瑪 OSMS-40YAW微型自動轉(zhuǎn)動平臺連接。通過控制自動轉(zhuǎn)臺轉(zhuǎn)動，可帶動尾緣襟翼偏轉(zhuǎn)±20°。試驗?zāi)Ｐ筒捎肗ACA 64618翼型，該翼型是美國可再生能源實驗室設(shè)計的NREL-5MW參考風(fēng)力機葉片的主要翼型之一。為保證試驗?zāi)Ｐ蛣偠茸銐虼蠛唾|(zhì)量足夠小，葉片本體部分采用鋁制框架作為骨架，內(nèi)部采用XPS擠塑板(豪適板)加工定型，并在模型外層采用碳纖維布蒙皮，噴涂油漆以保證表面光潔度。尾緣襟翼部分也采用XPS擠塑板加工成型，內(nèi)部裝有轉(zhuǎn)軸保證剛度并作為傳動軸，外層采用碳纖維布蒙皮，噴涂油漆以保證表面光潔度。自動轉(zhuǎn)動平臺底座與葉片本體的下端板通過螺栓連接，平臺的轉(zhuǎn)盤通過連接盤與尾緣襟翼的轉(zhuǎn)軸連接，控制自動轉(zhuǎn)動平臺可通過轉(zhuǎn)軸帶動尾緣襟翼偏轉(zhuǎn)，自動轉(zhuǎn)動平臺的定位精度誤差為±0.1°。測壓試驗?zāi)Ｐ捅砻婀膊贾?2個測壓孔，與測壓孔連接的壓力軟管從試驗?zāi)Ｐ拖露税彘_孔處伸出，可與壓力掃描閥相連。試驗?zāi)Ｐ偷臏y壓孔布置圖如圖1所示。

圖1 風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ蜏y壓孔布置圖

試驗?zāi)Ｐ痛怪卑惭b在風(fēng)洞主測試段的轉(zhuǎn)盤上，通過轉(zhuǎn)盤轉(zhuǎn)動帶動試驗?zāi)Ｐ驼w轉(zhuǎn)動來調(diào)節(jié)攻角；試驗?zāi)Ｐ桶惭b時以翼型弦長方向?qū)φL(fēng)洞測試段轉(zhuǎn)盤的0°刻線，當轉(zhuǎn)盤回零時即為翼型的0°攻角。試驗?zāi)Ｐ偷奈簿壗笠硗ㄟ^自動轉(zhuǎn)動平臺帶動偏轉(zhuǎn)以調(diào)節(jié)尾緣襟翼偏轉(zhuǎn)角，以尾緣襟翼向壓力面偏轉(zhuǎn)為正，向吸力面偏轉(zhuǎn)為負。設(shè)定測試風(fēng)速，可依次測量對應(yīng)攻角和尾緣襟翼偏轉(zhuǎn)角下的試驗?zāi)Ｐ捅砻骘L(fēng)壓數(shù)據(jù)。風(fēng)力機尾緣襟翼測壓試驗方案如圖2所示。

(a)試驗?zāi)Ｐ图皽y量裝置布置圖

1.2 風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)處理

測壓試驗數(shù)據(jù)可由壓力系數(shù)分布曲線表示，再通過對壓力系數(shù)分布曲線進行積分可得到對應(yīng)攻角下翼型的法向力系數(shù)、切向力系數(shù)和力矩系數(shù)，通過變換計算可得到該攻角下的升力系數(shù)、阻力系數(shù)等氣動參數(shù)[15]。

1.2.1 翼型壓力系數(shù)

試驗?zāi)Ｐ捅砻鎵毫νǔ２捎脽o量綱形式的壓力系數(shù)來表示，壓力系數(shù)定義為：

(1)

對試驗?zāi)Ｐ捅砻娓鱾€測壓點的壓力系數(shù)離散點進行插值，可以得到翼型的壓力系數(shù)分布曲線。

1.2.2 氣動參數(shù)

翼型的法向力系數(shù)和切向力系數(shù)計算公式如下：

(2)

(3)

(4)

翼型的升力系數(shù)和阻力系數(shù)(不包括摩擦阻力)可由法向力系數(shù)和切向力系數(shù)求得，表達式為：

Cl=Cncosα+Ctsinα

(5)

Cd=Cnsinα-Ctcosα

(6)

式中，α為當前攻角。

1.2.3 氣動參數(shù)不確定度

風(fēng)洞試驗中翼型升力系數(shù)、阻力系數(shù)的不確定度與各個測壓點的壓力系數(shù)不確定度相關(guān)，壓力系數(shù)不確定度與來流風(fēng)速不確定度、壓差不確定度、空氣密度不確定度相關(guān)。各個氣動參數(shù)的綜合不確定度可表示為[16]：

(7)

式中，δ表示各個氣動參數(shù)的不確定度。

1.3 風(fēng)力機尾緣襟翼氣動性能分析

選擇測試風(fēng)速為16.3 m/s，雷諾數(shù)Re=6.2×105，與風(fēng)力機仿真軟件FAST采用的NREL-5MW參考風(fēng)力機氣動參數(shù)的雷諾數(shù)相似。依次測量攻角分別為-5°，0°，3°，5°，9°，15°，21°，尾緣襟翼偏轉(zhuǎn)角分別為-15°，-7°，0°，7°，15°的試驗?zāi)Ｐ捅砻骘L(fēng)壓數(shù)據(jù)。

1.3.1 翼型壓力系數(shù)分布曲線

當氣流經(jīng)過翼型時，從翼型前緣附近的駐點起分為二股，分別繞過翼型上、下表面。低速翼型的升力主要是由翼型上、下表面的壓力差所造成的，因此可根據(jù)翼型的壓力系數(shù)分布曲線近似地表示升力系數(shù)的大小。當壓力系數(shù)分布曲線所圍的面積越大，則翼型的升力系數(shù)越大；反之，壓力系數(shù)分布曲線所圍的面積越小則翼型的升力系數(shù)越小。

翼型上表面的氣流流管截面積收縮比較大，壓強急劇下降，產(chǎn)生吸力作用稱為吸力面；翼型下表面的壓強變化較平緩，稱為壓力面。對應(yīng)攻角下的翼型表面壓力曲線如圖3所示。從圖3(a)～(g)可見，在攻角為-5°～21°范圍內(nèi)，隨著攻角增大，壓力面的壓力系數(shù)增大，吸力面的壓力系數(shù)減小，壓力系數(shù)分布曲線所圍的面積逐漸增大，升力系數(shù)逐漸增大。同時，在攻角為-5°～15°范圍內(nèi)，尾緣襟翼對壓力系數(shù)分布曲線的影響較顯著，當尾緣襟翼偏轉(zhuǎn)角增大時，吸力面的壓力系數(shù)減小，壓力面的壓力系數(shù)增大，壓力系數(shù)分布曲線所圍的面積增大，升力系數(shù)增大。當攻角增大至21°時，在翼型后緣處(相對弦長x/c>0.5)吸力面的壓力系數(shù)分布曲線與x軸基本平行，壓力系數(shù)保持不變，表明該區(qū)域已發(fā)生附面層分離，翼型在此攻角下已進入失速狀態(tài)。此時，尾緣襟翼偏轉(zhuǎn)角對翼型表面壓力系數(shù)的影響明顯減小。

從圖3可見，尾緣襟翼不僅對尾緣處的氣流流動有影響，還對翼型繞流的整個流場有顯著的影響。當尾緣襟翼偏轉(zhuǎn)角增大時，使翼型尾緣處形成的渦流低壓區(qū)擴大，對翼型吸力面的氣流有抽吸作用，使吸力面氣流流速加快，壓力系數(shù)減小。同時，尾緣襟翼對翼型壓力面的氣流有阻滯作用，使氣流流速變慢，壓力系數(shù)增大，從而使翼型上、下表面的壓力差增大，升力系數(shù)增大。尾緣襟翼偏轉(zhuǎn)角增大也使翼型的彎度增大，對翼型升力系數(shù)有一定提升作用。同時，尾緣處的渦流低壓區(qū)也會使翼型前后壓力差增大，從而增大翼型的阻力系數(shù)。

(a)-5°度攻角

1.3.2 翼型氣動參數(shù)

對翼型壓力系數(shù)分布曲線積分可得到翼型的法向力系數(shù)和切向力系數(shù)，力矩系數(shù)，經(jīng)變換計算可得到翼型的升力系數(shù)和阻力系數(shù)，翼型氣動參數(shù)如圖4所示。從圖4(a)～(c)可見，在相同攻角下，當尾緣襟翼偏轉(zhuǎn)角增大時，升力系數(shù)增大，升力系數(shù)曲線向上偏移；阻力系數(shù)增大，阻力系數(shù)曲線向上偏移；力矩系數(shù)減小，力矩系數(shù)曲線向下偏移。從圖4(d)可見，當攻角較小(約小于3°)時，翼型的升阻比隨著尾緣襟翼偏轉(zhuǎn)角增大而增大；此時尾緣襟翼偏轉(zhuǎn)角對升阻比的影響較大。當攻角較大(約大于3°)時，翼型升阻比隨著尾緣襟翼偏轉(zhuǎn)角增大而逐漸減小；此時尾緣襟翼偏轉(zhuǎn)角對升阻比的影響較小，升阻比變化趨于平緩。通過不確定度分析，得到風(fēng)洞試驗翼型的升力系數(shù)不確定度δCl=±0.09，阻力系數(shù)不確定度δCd=±0.03。

(a)升力系數(shù)

1.3.3 翼型氣動參數(shù)的變化

通過研究尾緣襟翼不同偏轉(zhuǎn)角時翼型氣動參數(shù)的變化規(guī)律，可較直觀的分析尾緣襟翼的氣動調(diào)節(jié)性能。尾緣襟翼不同偏轉(zhuǎn)角與襟翼未偏轉(zhuǎn)(0°偏轉(zhuǎn)角)的翼型氣動參數(shù)差值如圖5所示。從圖5(a)可見，尾緣襟翼對翼型的升力系數(shù)的影響較大，與襟翼未偏轉(zhuǎn)時相比，當尾緣襟翼偏轉(zhuǎn)角為15°時，升力系數(shù)增大量可達0.178 5；當尾緣襟翼偏轉(zhuǎn)角為-15°時，升力系數(shù)減小量可達-0.184 3，尾緣襟翼可在較大范圍內(nèi)調(diào)節(jié)翼型的升力系數(shù)。在翼型未失速時，尾緣襟翼不同偏轉(zhuǎn)角與0°偏轉(zhuǎn)角的升力系數(shù)差值變化量較小，差值變化平緩；當攻角增大至21°時，翼型進入失速狀態(tài)，該失速點的升力系數(shù)差值明顯減小，表明尾緣襟翼對升力系數(shù)的影響作用明顯減小，該趨勢與尾緣襟翼對翼型壓力系數(shù)分布曲線的影響相一致。從圖5(b)、5(c)可見，尾緣襟翼偏轉(zhuǎn)角對翼型的阻力系數(shù)、力矩系數(shù)的影響較小，尾緣襟翼不同偏轉(zhuǎn)角與0°偏轉(zhuǎn)角的阻力系數(shù)差值、力矩系數(shù)差值較小。

(a)升力系數(shù)差值

尾緣襟翼引起的翼型氣動參數(shù)增大比如圖6所示。從圖6(a)可見，尾緣襟翼不同偏轉(zhuǎn)角與0°偏轉(zhuǎn)角的升力系數(shù)增大比隨攻角增大而逐漸減小，當攻角小于0°時，增大比從4逐漸減小到1；當攻角大于0°時，增大比小于1。從圖6(b)、6(c)可見，尾緣襟翼不同偏轉(zhuǎn)角與0°偏轉(zhuǎn)角的阻力系數(shù)增大比小于1，力矩系數(shù)增大比小于0.1。

風(fēng)洞試驗結(jié)果表明尾緣襟翼可有效調(diào)節(jié)翼型的氣動參數(shù)，并揭示尾緣襟翼對翼型繞流的作用機理和氣動參數(shù)的調(diào)節(jié)規(guī)律，通過在風(fēng)力機葉片安裝尾緣襟翼可有效調(diào)節(jié)葉片的氣動性能。

2 風(fēng)力機尾緣襟翼減振控制模擬仿真

2.1 仿真工況

2.1.1 仿真平臺

風(fēng)力機尾緣襟翼減振控制模擬仿真在風(fēng)力機仿真軟件FAST和控制仿真軟件MATLAB搭建的聯(lián)合仿真平臺上進行[17]。采用FAST對風(fēng)力機的氣彈響應(yīng)進行模擬仿真，采用MATLAB對風(fēng)力機控制策略進行仿真。FAST需進行二次開發(fā)以集成尾緣襟翼控制信號接口，然后將FAST編譯生成動態(tài)鏈接庫，由MATLAB通過S函數(shù)調(diào)用。將風(fēng)洞試驗得到的尾緣襟翼氣動數(shù)據(jù)，經(jīng)修正和擴展后制成氣動參數(shù)表由FAST調(diào)用，用于風(fēng)力機的減振控制模擬仿真。

2.1.2 參考風(fēng)力機規(guī)格參數(shù)

模擬仿真算例采用的參考風(fēng)力機為NREL-5MW風(fēng)力機，風(fēng)力機設(shè)計規(guī)格參數(shù)如表1所示[18]。

表1 NREL-5MW參考風(fēng)力機規(guī)格參數(shù)

風(fēng)力機模擬仿真中假設(shè)每個葉片各裝備一個尾緣襟翼，位于風(fēng)力機葉片展長66%～96%處，該處翼型為NACA 64618，尾緣襟翼占弦長為10%。風(fēng)力機尾緣襟翼沿葉片的布置和形態(tài)如圖7所示。

(a)尾緣襟翼布置圖

2.1.3 尾緣襟翼氣動參數(shù)

考慮風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ偷恼瓜冶?，對翼型的氣動參?shù)進行修正[19]。尾緣襟翼未偏轉(zhuǎn)時，修正后的翼型升力系數(shù)風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)、Xfoil計算數(shù)據(jù)、NREL仿真數(shù)據(jù)對比如圖8所示。通過對比表明，風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)與Xfoil計算數(shù)據(jù)、NREL仿真數(shù)據(jù)在在零升力攻角附近的范圍內(nèi)有較好的一致性。

圖8 修正后的升力系數(shù)對比

由于Xfoil計算得到的數(shù)據(jù)便于擴展，故風(fēng)力機整機仿真采用Xfoil計算得到的尾緣襟翼氣動參數(shù)進行仿真計算。擴展后的翼型全攻角升力系數(shù)(攻角±180°，尾緣襟翼偏轉(zhuǎn)角±15°)如圖9所示。

圖9 翼型全攻角升力系數(shù)

2.1.4 獨立變槳距和尾緣襟翼協(xié)同控制策略

風(fēng)力機葉片降載減振控制的基本原理為：當三個葉片的葉片荷載(一般取葉根揮舞彎矩)在輪轂坐標系的投影分量(即輪轂俯仰力矩，偏航力矩)可視為不平衡量。當輪轂俯仰力矩和偏航力矩不為零時，通過控制系統(tǒng)調(diào)動葉片變槳距和尾緣襟翼偏轉(zhuǎn)，調(diào)節(jié)葉片的槳距角和尾緣襟翼的偏轉(zhuǎn)角改變?nèi)~片的氣動性能，從而降低葉根彎矩的不平衡量，降低葉根彎矩且減小葉片變形。

根據(jù)風(fēng)力機獨立變槳距控制和尾緣襟翼控制的特點，設(shè)計獨立變槳距和尾緣襟翼協(xié)同控制策略。該控制策略采用荷載分頻控制算法，以葉根揮舞彎矩作為輸入信號，通過濾波得到低頻荷載分量(1P，once per revolution)和高頻荷載分量(2P)，獨立變槳距控制環(huán)主要用于控制1P頻率的荷載及振動，尾緣襟翼控制環(huán)主要用于控制2P頻率的荷載及振動。葉根揮舞彎矩的1P頻率分量和2P頻率分量經(jīng)多葉片坐標變換后，投影到輪轂坐標的俯仰分量和偏航分量可看作近似獨立，可分別采用PID控制器進行控制。在獨立變槳距控制器上疊加葉片方位角前饋控制可提高變槳距控制系統(tǒng)的響應(yīng)性。風(fēng)力機獨立變槳距和尾緣襟翼協(xié)同控制策略如圖10所示。

圖10 風(fēng)力機獨立變槳距和尾緣襟翼協(xié)同控制策略示意圖

2.1.5 仿真工況

仿真設(shè)定的工況側(cè)重于正常發(fā)電的風(fēng)力機疲勞荷載計算。根據(jù)IEC 61400-1的DLC 1.2工況[20]，設(shè)定湍流風(fēng)屬于IIB類，普通湍流模式，采用Von Karman風(fēng)譜模型，參考風(fēng)速為42.5 m/s，湍流強度為0.14；輪轂高度平均風(fēng)速為20 m/s，風(fēng)剪切指數(shù)為0.2。湍流風(fēng)數(shù)據(jù)由湍流風(fēng)模擬器Turbsim程序生成，風(fēng)力機輪轂高度的風(fēng)速如圖11所示。

圖11 輪轂高度風(fēng)速

2.2 仿真結(jié)果及討論

對比風(fēng)力機采用整體變槳距控制，獨立變槳距控制，獨立變槳距和尾緣襟翼協(xié)同控制三種控制策略的葉片荷載及振動情況，取仿真時間為100～160 s的仿真結(jié)果進行討論。

2.2.1 風(fēng)力機葉根彎矩

風(fēng)力機采用整體變槳距控制，獨立變槳距控制，獨立變槳距和尾緣襟翼協(xié)同控制的葉根彎矩如圖12所示，葉根彎矩振幅標準差數(shù)據(jù)如表2所示。如圖12(a)所示，采用整體變槳距控制時葉根揮舞彎矩的振幅較大；采用獨立變槳距控制時葉根彎矩振幅明顯減小，標準差減少了58%；采用獨立變槳距和尾緣襟翼協(xié)同控制時揮舞彎矩振幅進一步減小，標準差減少了64.8%。由于葉片疲勞荷載主要是由風(fēng)荷載的波動引起的，減小風(fēng)荷載振幅將有利于減輕風(fēng)力機葉片的疲勞荷載。如圖12(b)所示，采用獨立變槳距控制、獨立變槳距和尾緣襟翼協(xié)同控制時，葉片擺振彎矩的振幅也有所降低。

表2 葉根彎矩標準差

(a)揮舞方向的葉根彎矩

風(fēng)力機獨立變槳距與尾緣襟翼協(xié)同控制通過改變?nèi)~片攻角和尾緣襟翼偏轉(zhuǎn)角，調(diào)用對應(yīng)的升力系數(shù)、阻力系數(shù)等氣動參數(shù)，從而改變?nèi)~片氣動性能。氣動參數(shù)變化對葉片的揮舞彎矩和擺振彎矩均有影響，且由于控制系統(tǒng)的輸入信號是葉根揮舞彎矩，故揮舞彎矩的控制效果明顯，擺振方向的控制效果不明顯。

2.2.2 風(fēng)力機葉片振動

風(fēng)力機采用整體變槳距控制，獨立變槳距控制，獨立變槳距和尾緣襟翼協(xié)同控制的葉片振動(葉尖變形)如圖13所示，葉片振動振幅標準差數(shù)據(jù)如表3所示。如圖13(a)所示，采用整體變槳距控制時揮舞方向的葉片振動的振幅較大；采用獨立變槳距控制時葉片振動振幅明顯減小，標準差減少了50.6%；采用獨立變槳距和尾緣襟翼協(xié)同控制時葉片振動振幅進一步減小，標準差減少了56.7%。如圖13(b)所示，采用獨立變槳距控制、獨立變槳距和尾緣襟翼協(xié)同控制時，擺振方向的葉片振動振幅也有一定程度的降低。

(a)揮舞方向的葉尖變形

表3 葉尖變形標準差

2.2.3 葉片振動功率譜密度分析

風(fēng)力機采用整體變槳距控制，獨立變槳距控制，獨立變槳距和尾緣襟翼協(xié)同控制三種控制策略的揮舞方向葉片振動功率譜密度分析如圖14所示。從圖中可見，采用整體變槳距控制時1P頻率處(約0.2 Hz)和2P頻率處(約0.4 Hz)存在較高的頻峰。采用獨立變槳距控制時1P頻率處的頻峰峰值明顯降低；采用獨立變槳距和尾緣襟翼協(xié)同控制時1P頻率和2P頻率處的頻峰峰值都明顯降低。在控制策略設(shè)計中獨立變槳距控制主要用于減緩1P頻率的振動，而尾緣襟翼控制主要用于減緩2P頻率的振動，仿真結(jié)果與控制策略設(shè)計的預(yù)期結(jié)果一致，表明獨立變槳距控制和尾緣襟翼協(xié)同控制對風(fēng)力機葉片的振動有較好的控制效果。

圖14 風(fēng)力機揮舞方向的振動功率譜密度分析

2.2.4 等效疲勞載荷分析

采用雨流計數(shù)法對葉根揮舞彎矩、擺振彎矩的等效疲勞荷載進行分析。葉片為復(fù)合材料，故S-N斜率取10。計算得到風(fēng)力機采用整體變槳距控制，獨立變槳距控制，獨立變槳距與尾緣襟翼協(xié)同控制三種控制策略的的等效疲勞荷載如圖15所示，等效疲勞荷載數(shù)據(jù)如表4所示。采用整體變槳距控制時葉根揮舞彎矩等效疲勞荷載為2 340 kN·m；采用獨立變槳距控制時葉根揮舞彎矩等效疲勞荷載為1 110 kN·m，比整體變槳距控制降低了52.6%；采用獨立變槳距與尾緣襟翼協(xié)同控制時葉根彎矩等效疲勞荷載為845 kN·m，比整體變槳距控制降低了63.9%。采用獨立變槳距控制，獨立變槳距與尾緣襟翼協(xié)同控制時，葉根擺振彎矩也有一定程度的降低。

圖15 等效疲勞荷載分析

表4 等效疲勞載荷DEL

3 結(jié) 論

本文通過風(fēng)洞試驗研究風(fēng)力機尾緣襟翼的氣動特性，并通過模擬仿真研究尾緣襟翼與獨立變槳距協(xié)同控制對風(fēng)力機葉片的減振性能，得到的主要結(jié)論如下：

(1)尾緣襟翼對翼型繞流有顯著的影響。當尾緣襟翼偏轉(zhuǎn)角增大時，使吸力面氣流速度加快，壓力系數(shù)減??；同時，壓力面氣流流動速度減小，壓力面的壓力系數(shù)增大。當攻角增大至翼型進入失速點后，尾緣襟翼對翼型的壓力系數(shù)分布的影響作用顯著減小。

(2)風(fēng)力機尾緣襟翼可有效調(diào)節(jié)翼型的氣動參數(shù)。尾緣襟翼偏轉(zhuǎn)角增大時，翼型的升力系數(shù)增大，升力系數(shù)曲線向上偏移。當攻角小于3°時，翼型的升阻比隨著尾緣襟翼偏轉(zhuǎn)角增大而增大；當攻角大于3°時，翼型升阻比隨著尾緣襟翼偏轉(zhuǎn)角增大而減??；且尾緣襟翼偏轉(zhuǎn)角對翼型升阻比的影響隨攻角增大而逐漸減小。

(3)根據(jù)尾緣襟翼對高頻振動響應(yīng)速度快的特點，設(shè)計尾緣襟翼和獨立變槳距協(xié)同控制策略，設(shè)計風(fēng)力機尾緣襟翼和獨立變槳距協(xié)同控制策略，獨立變槳距主要控制低頻荷載及振動，尾緣襟翼主要控制高頻荷載及振動。仿真結(jié)果表明，風(fēng)力機獨立變槳距控制使葉根揮舞彎矩等效疲勞荷載降低了52.6%，揮舞方向振動標準差減小了50.6%；尾緣襟翼與獨立變槳距協(xié)同控制使葉根揮舞彎矩等效疲勞荷載進一步降低了63.9%，揮舞方向振動標準差減小了56.7%。風(fēng)力機尾緣襟翼和獨立變槳距協(xié)同控制對葉片具有較好的降載減振作用。