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基于性能相似的浮式風(fēng)力機(jī)水池模型試驗(yàn)葉片設(shè)計(jì)方法研究

2018-01-19 07:47:17偉,平*,生,龍,
關(guān)鍵詞:原型機(jī)弦長速比

郭 子 偉, 何 炎 平*, 趙 永 生, 孟 龍, 陳 哲

( 1.上海交通大學(xué) 海洋工程國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 上海 200240;2.高新船舶與深海開發(fā)裝備協(xié)同創(chuàng)新中心(船海協(xié)創(chuàng)中心), 上海 200240;3.上海交通大學(xué) 船舶海洋與建筑工程學(xué)院, 上海 200240 )

0 引 言

風(fēng)能,作為未來最有發(fā)展?jié)摿Φ目稍偕茉粗?,已在陸地上得到了廣泛的應(yīng)用.成熟的陸上風(fēng)力機(jī)技術(shù)使陸上風(fēng)力機(jī)市場得到快速增長.相對于陸地風(fēng)場,海上風(fēng)場有著風(fēng)速大、來流穩(wěn)定的優(yōu)點(diǎn),同時風(fēng)機(jī)的建造不會阻擋視線,也不存在噪音污染等問題,成為未來風(fēng)機(jī)市場發(fā)展的重點(diǎn)方向.對于一種新的海上浮式風(fēng)力機(jī)概念原型,開展一次高質(zhì)量的模型試驗(yàn),模擬其所有可能遭遇的工況是該新風(fēng)力機(jī)原型是否能夠制造生產(chǎn)所必經(jīng)的階段.近年來,海上浮式風(fēng)力機(jī)技術(shù)取得了較多研究成果,但由于耦合了浮式基礎(chǔ)所受的水動力和葉輪所受的氣動力,浮式風(fēng)力機(jī)仍有不少關(guān)鍵技術(shù)需進(jìn)一步研究突破.模型試驗(yàn)時,原型機(jī)葉片與模型葉片間的尺度效應(yīng)便是其一.

以某6 MW浮式原型風(fēng)力機(jī)為例,在Froude相似環(huán)境下,設(shè)定縮尺比為1∶54,按原型機(jī)初步設(shè)計(jì)數(shù)據(jù),額定工況下,葉片工作的雷諾數(shù)環(huán)境在106~107量級.而進(jìn)行縮尺后,幾何相似的模型葉片工作雷諾數(shù)僅在103~104量級.該雷諾數(shù)的幾個量級差別,導(dǎo)致原型機(jī)葉片和模型葉片之間存在不可忽略的尺度效應(yīng).

目前,很多研究已致力于解決原型機(jī)葉片與模型葉片間的尺度效應(yīng)影響.2010年,Roddier等[1]利用一個大圓盤來吸收風(fēng)力模擬葉片受力,采用一個旋轉(zhuǎn)的重物桿模擬葉片旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的陀螺力矩,取得了一定的成果,但是試驗(yàn)主動忽視了葉輪的空氣動力相似.Azcona等[2]在2014年嘗試將導(dǎo)管風(fēng)扇替代模型葉輪旋轉(zhuǎn),得到的葉輪推力結(jié)果和數(shù)值計(jì)算結(jié)果相符,但沒有考慮陀螺力矩對浮式平臺的作用力,不能模擬浮式風(fēng)力機(jī)真實(shí)工作情況.Martin等[3]在2014年提出3種提高模型葉片空氣動力性能的方法,即提高試驗(yàn)風(fēng)速、鈍化葉片導(dǎo)邊邊緣,以及重新設(shè)計(jì)適用于低雷諾數(shù)環(huán)境的葉片.隨后Goupee等[4]開展的試驗(yàn)重新設(shè)計(jì)了性能相似葉片,很好地取代了幾何相似葉片.遺憾的是,文章只介紹了大致的思路,并沒有提及具體模型葉片設(shè)計(jì)方法.

本文將以某6 MW浮式風(fēng)力機(jī)概念為例,提出一種簡單可行的方法設(shè)計(jì)一款試驗(yàn)用性能相似的單翼型葉片,并對所設(shè)計(jì)葉片進(jìn)行模擬計(jì)算和分析.

1 尺度效應(yīng)及模型葉片升阻力計(jì)算

根據(jù)設(shè)計(jì),本文選用的6 MW原型風(fēng)力機(jī)在額定工作條件下,葉片70%長度處截面的雷諾數(shù)為8.3×106.而在縮尺比為1∶54的Froude相似環(huán)境下,模型葉片70%長度處的雷諾數(shù)降低到2.1×104,前者是后者的400倍左右.巨大的雷諾數(shù)差距導(dǎo)致葉片流場產(chǎn)生巨大差異,其流場的變化情況在Make[5]的研究中已有詳細(xì)的論述.2014年,緬因大學(xué)的Kimball等[6]考慮到低雷諾數(shù)翼型AG 04的強(qiáng)度,采用適當(dāng)公式將其加厚而應(yīng)用于葉片設(shè)計(jì),取得不錯的試驗(yàn)效果.本文出于演示目的,直接采用AG 04翼型進(jìn)行新葉片的設(shè)計(jì).圖1中顯示的是某6 MW原型機(jī)葉片在70%長度處的截面翼型和AG 04翼型的型線對比.由圖1中可以看出,相對原型機(jī)翼型,AG 04翼型要薄得多,則所受摩擦阻力要更小,因而薄翼型更適用于低雷諾數(shù)環(huán)境.利用XFOIL[7]軟件,分別計(jì)算了原型機(jī)葉片70%長度處翼型、幾何相似模型葉片70%長度處翼型、AG 04翼型在對應(yīng)額定工況時的升阻力系數(shù),將3種工況計(jì)算結(jié)果進(jìn)行定性對比分析,如圖2所示,Aoa為翼型的攻角.

(a) 6 MW原型機(jī)葉片70%長度處截面翼型

(b) AG 04翼型

圖1 6 MW原型機(jī)葉片70%長度處截面翼型和AG 04翼型對比

Fig.1 Contrast between the section airfoil of 6 MW prototype blade at 70% blade length and AG 04 airfoil

在圖2中,對比原型機(jī)葉片70%長度處截面翼型和模型葉片70%長度處截面翼型的曲線可以看出,原型機(jī)葉片70%長度處截面翼型在高雷諾數(shù)環(huán)境下有高升力系數(shù)Cl、低阻力系數(shù)Cd,而當(dāng)在低雷諾數(shù)環(huán)境中工作時,升力系數(shù)急劇降低而阻力系數(shù)相對升高.對比模型葉片70%截面翼型和AG 04翼型的兩組曲線,它們工況相同,但在小攻角時,AG 04翼型相對于模型葉片70%截面翼型有更高的升力系數(shù)及更低的阻力系數(shù).這是因?yàn)榈屠字Z數(shù)環(huán)境中,采用AG 04翼型的葉片相對較薄而與氣流接觸面積更小,所以有較好空氣動力性能.

(a) 升力系數(shù)

(b) 阻力系數(shù)

圖2 XFOIL計(jì)算翼型升阻力系數(shù)

Fig.2 Lift and drag coefficients of airfoil computed by XFOIL

本文采用二維RANS方法,在CFD軟件FLUENT中計(jì)算AG 04翼型在葉片工作時升阻力系數(shù),用于模型葉片設(shè)計(jì).在Froude相似環(huán)境下,模型葉片長度接近1.5 m,葉片旋轉(zhuǎn)時不同截面處遭遇速度相差較大.因此為了預(yù)估整個葉片截面升阻力系數(shù),將模型葉片沿葉根向葉尖均分為8個雷諾數(shù)區(qū)域,分別計(jì)算每個區(qū)域中間位置的升阻力系數(shù)代替該區(qū)域的升阻力系數(shù),區(qū)域如圖3所示.根據(jù)多次對該6 MW浮式風(fēng)力機(jī)葉片設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn),初步設(shè)計(jì)時,設(shè)整個葉片弦長為80 mm,利用該值進(jìn)行雷諾數(shù)計(jì)算,而由弦長所產(chǎn)生的誤差將在模型葉片推力系數(shù)-尖速比曲線圖和原型機(jī)推力系數(shù)曲線的交點(diǎn)處抵消,此處將在后文說明.利用Re=ρvc/μ公式對模型葉片8個雷諾數(shù)區(qū)域進(jìn)行計(jì)算,所得各區(qū)域雷諾數(shù)從葉根到葉尖的計(jì)算估計(jì)值已列于表1之中考慮到每個雷諾數(shù)區(qū)域均要計(jì)算出翼型攻角在大致可遇范圍內(nèi)(本文設(shè)為-8°~40°)對應(yīng)的升阻力系數(shù),工作量巨大.首先,為避免每計(jì)算一個攻角需要準(zhǔn)備一套網(wǎng)格,本文采用了可旋轉(zhuǎn)的圓形流域,在ICEM中結(jié)構(gòu)網(wǎng)格分布如圖4所示.二維翼型截面置于流域中間,設(shè)置流域半徑為翼型弦長的15倍以避免流域范圍大小對結(jié)果產(chǎn)生影響,流域網(wǎng)格從里到外、由密到疏分布,總網(wǎng)格數(shù)達(dá)到7×104.在FLUENT里通過讀TUI命令流自動完成流域旋轉(zhuǎn)、進(jìn)出口分割、解算器選擇等全部設(shè)置.計(jì)算采用二方程的k-ωSST湍流模型,計(jì)算收斂后檢查邊界層Y+值小于1.AG 04翼型的升阻力系數(shù)計(jì)算結(jié)果在圖5中畫出.

圖3 模型葉片劃分雷諾數(shù)區(qū)域

表1 各區(qū)域雷諾數(shù)

圖4 ICEM中建立的圓域及網(wǎng)格

在小攻角情況,由于翼型周圍的流體沒有分離或者分離較小,流體流動表現(xiàn)為二維流動現(xiàn)象,利用二維RANS方法可以較準(zhǔn)確模擬翼型周圍流動情況.而當(dāng)翼型攻角超過失速角時,翼型失速,其周圍流體發(fā)生嚴(yán)重的分離,這種三維現(xiàn)象使用二維RANS方法不能準(zhǔn)確預(yù)測,并且翼型在葉片中是旋轉(zhuǎn)工作的,故所計(jì)算升阻力系數(shù)需要進(jìn)行二次處理.本文利用美國NREL的AirfoilPrep[8]程序?qū)λ?jì)算升阻力系數(shù)進(jìn)行旋轉(zhuǎn)放大修正,然后將攻角外插延伸至-180°~180°.

(a) 升力系數(shù)

(b) 阻力系數(shù)

圖5 AG 04翼型在各雷諾數(shù)區(qū)域的升阻力系數(shù)

Fig.5 The lift and drag coefficients of AG 04 airfoil in the different Reynolds number regions

2 葉片設(shè)計(jì)理論及方法

首先介紹模型葉片設(shè)計(jì)目標(biāo)、GDW理論及利用模式搜索法設(shè)計(jì)葉片的方法,模型葉片設(shè)計(jì)流程如圖6所示.

浮式風(fēng)力機(jī)水池試驗(yàn)的一個重要目的,是模擬原型機(jī)葉輪工作對浮式基礎(chǔ)運(yùn)動的影響.葉輪傳導(dǎo)至平臺的廣義力一般包括葉輪推力、葉輪扭矩以及陀螺力矩.在Froude相似環(huán)境下,陀螺力矩受葉片質(zhì)量分布和葉片轉(zhuǎn)速的影響,該力矩可以在試驗(yàn)時調(diào)整與原型機(jī)相似.而對于葉輪推力和扭矩,保持兩者同時與原型機(jī)相似十分困難.鮮有人設(shè)計(jì)模型葉片時以兩者同時與原型機(jī)相似為目標(biāo)[9].推力是影響平臺運(yùn)動的首要因素,以本文6 MW浮式風(fēng)力機(jī)為例,在額定工況下,葉輪推力達(dá)到最大值,為891.7 kN,此時葉輪扭矩為6 163.6 kN·m,葉輪中心距水平面為100 m,若以水平面為參考,推力對平臺的影響比上扭矩對平臺的影響為891.7×100/6 163.6≈14.5,因此本文將推力作為葉片優(yōu)化目標(biāo).考慮到原型機(jī)縮尺到模型尺寸后,單個葉片質(zhì)量小到150 g左右,在葉片設(shè)計(jì)時有必要控制截面弦長以達(dá)到控制重量的目的.綜合以上,本文葉片設(shè)計(jì)的目標(biāo)可以表述為在額定工況下,葉片以較小弦長達(dá)到模型尺度下的額定推力.本文所設(shè)計(jì)葉片為單翼型葉片,因此葉片的設(shè)計(jì)目標(biāo)可以量化為求取各個截面的弦長和扭角以滿足額定推力.

圖6 浮式風(fēng)力機(jī)水池模型試驗(yàn)葉片設(shè)計(jì)流程

理論上將會有多組弦長和扭角的組合滿足推力目標(biāo),而其中大部分組合的扭角弦長沿葉片不連續(xù),弦長或扭角的不連續(xù)在實(shí)際中都無法加工出葉片.為了得到連續(xù)的弦長和扭角組合,上海交通大學(xué)的Du等[10]提出用一條四次曲線和一條二次曲線分別表示弦長和扭角沿葉片展長的分布情況.本文將借鑒此方法使用五參數(shù)的四階曲線表示弦長沿展長的分布,三參數(shù)的二階曲線表示截面翼型扭角沿展長的分布.如此產(chǎn)生8個參數(shù)代表葉片的弦長和扭角進(jìn)行優(yōu)化.

GDW理論,也叫加速度勢流方法,相對于應(yīng)用更廣泛的動量葉素(BEM)理論考慮了更廣泛的盤面壓力分布.GDW理論假定空氣是無黏不可壓縮流,誘導(dǎo)速度相對于自由來流是小量干擾,理論基于歐拉方程,將壓力場線性分為模擬壓力分布的空間變量和模擬壓力不穩(wěn)定性變量分別求解[11].GDW理論假設(shè)誘導(dǎo)速度相對來流速度很小,若來流速度很小,該理論將不再適用.在FAST[12]中選用GDW理論計(jì)算時,程序要求計(jì)算模型的來流速度大于8 m/s[13].而該6 MW風(fēng)力機(jī)額定工況下,來流速度為10 m/s,在Froude相似環(huán)境下,模型來流速度為1.43 m/s,遠(yuǎn)小于8 m/s.本文解決方式是將模型的參數(shù)換算為原型機(jī)尺度參數(shù),使來流速度仍保持為10 m/s,而翼型的升阻力系數(shù)仍保持模型尺度下的計(jì)算值,在葉片優(yōu)化完成后再將葉片尺寸換算回模型尺度.

模式搜索法可以優(yōu)化非連續(xù)的多個參數(shù),首先在Matlab模式搜索法程序中輸入8個參數(shù)表示葉片弦長和扭角初始值,為了程序盡快搜索到合適結(jié)果,初始值設(shè)為表示幾何相似葉片的參數(shù).然后在Matlab里編程完成“寫FAST輸入文件,運(yùn)行FAST,讀FAST輸出文件”操作,邏輯判斷推力值是否為設(shè)計(jì)目標(biāo)值,若是則優(yōu)化過程完成,若否則生成新的8個參數(shù)優(yōu)化,直到FAST計(jì)算值滿足目標(biāo)推力,流程已在圖6中給出.本文6 MW 風(fēng)力機(jī)模型葉片設(shè)計(jì)的優(yōu)化結(jié)果如圖7所示,為兩條連續(xù)的曲線.

(a) 葉片弦長L

(b) 葉片扭角α

圖7 葉片設(shè)計(jì)的優(yōu)化結(jié)果

Fig.7 Optimized results of blade design

3 設(shè)計(jì)葉片空氣動力性能計(jì)算及分析

本文使用CFD軟件STAR-CCM+計(jì)算設(shè)計(jì)葉片、幾何相似葉片在不同葉尖速比Rts下工作時的工作情況,并與原型機(jī)葉片性能曲線進(jìn)行對比.利用FAST計(jì)算設(shè)計(jì)葉片在改變槳距角時的推力系數(shù)-尖速比曲線圖,并介紹了在該曲線圖上找試驗(yàn)點(diǎn)的方法.

CFD計(jì)算模型如圖8所示.為了節(jié)省計(jì)算資源,計(jì)算均采用周期邊界條件.計(jì)算域?yàn)閵A角120°的1/3圓柱體,分為流場外域和包含葉片的旋轉(zhuǎn)內(nèi)域,并在外域設(shè)置了加密網(wǎng)格捕捉葉片尾渦.

(a) 流場外域

(b) 旋轉(zhuǎn)內(nèi)域

圖8 葉片CFD計(jì)算模型示意圖

Fig.8 Sketch map of CFD calculation model of blade

計(jì)算結(jié)果置于圖9中.對比幾何相似模型葉片和原型機(jī)葉片推力系數(shù)Ct-尖速比Rts曲線可以看出原型機(jī)葉片的推力系數(shù)遠(yuǎn)大于幾何相似模型葉片.在額定工況下(尖速比≈8),原型機(jī)葉片推力系數(shù)為0.677,而幾何相似模型葉片推力系數(shù)只有0.041,兩者相差10倍以上.對比兩者功率系數(shù)Cp-尖速比圖也可看出,隨著尖速比的增加幾何相似模型葉片功率系數(shù)更是表現(xiàn)為負(fù)值.幾何相似模型葉片表現(xiàn)出的低劣性能無法滿足水池試驗(yàn)要求,這正是本文設(shè)計(jì)新葉片替代的原因.

對比設(shè)計(jì)葉片和幾何相似模型葉片可以看出,設(shè)計(jì)的模型葉片相比幾何相似模型葉片在推力系數(shù)和功率系數(shù)上均有大幅度的提高.對比設(shè)計(jì)葉片和原型機(jī)葉片,在推力系數(shù)-尖速比曲線上,可看出兩者在對應(yīng)尖速比上差距較?。陬~定工況時,設(shè)計(jì)葉片的推力系數(shù)達(dá)到了0.660,較原型機(jī)偏小2.5%.

(a) 推力系數(shù)

(b) 功率系數(shù)

圖9 不同葉片的空氣動力性能對比

Fig.9 Aerodynamic performance contrast of different blades

觀察功率系數(shù)-尖速比曲線,設(shè)計(jì)葉片相對幾何相似模型葉片的功率系數(shù)有很大的提高,但仍小于原型機(jī)葉片.這是因?yàn)轱L(fēng)力機(jī)功率的來源是葉輪產(chǎn)生的扭矩,而扭矩對平臺的影響較推力小一個量級,故模型與原型機(jī)葉片的功率系數(shù)不匹配對獲取浮式基礎(chǔ)運(yùn)動響應(yīng)的影響并不大.

另外,在推力系數(shù)-尖速比曲線上,設(shè)計(jì)葉片和原型機(jī)葉片交點(diǎn)在尖速比<8,如前面所提到,此處包含了假設(shè)整個葉片弦長為80 mm而計(jì)算葉片截面雷諾數(shù)產(chǎn)生的誤差.但綜合考慮試驗(yàn)條件設(shè)備誤差,以及葉片的可調(diào)槳設(shè)計(jì),上述誤差在允許范圍內(nèi).

設(shè)計(jì)葉片時,葉片的槳距角為0°,而原型機(jī)葉片在實(shí)際工作時會通過變槳來調(diào)節(jié)輸出功率.設(shè)計(jì)葉片在試驗(yàn)時需要適用多種變化工況,圖10利用FAST計(jì)算了設(shè)計(jì)葉片的變槳推力系數(shù)-尖速比的曲線圖,槳距角分別為-3°、-1°、0°、1°、3°、5°、7°、9°.槳距角為正值代表葉片導(dǎo)邊向風(fēng)輪上風(fēng)向旋轉(zhuǎn),槳距角為負(fù)值則代表導(dǎo)邊向風(fēng)輪下風(fēng)向旋轉(zhuǎn).該變槳推力系數(shù)-尖速比圖在模擬原型風(fēng)力機(jī)不同工況時十分有用,如圖11所示,3條曲線分別代表原型機(jī)在槳距角為0°時的推力曲線,設(shè)計(jì)葉片在槳距角為1°、7°時的推力曲線.從圖11中可以看出,曲線兩個交點(diǎn)分別位于尖速比為5和7.5左右,此時設(shè)計(jì)葉片的推力系數(shù)與原型機(jī)相同.若需要模擬原型機(jī)尖速比在5(或7.5)時的工況,模型試驗(yàn)時,對應(yīng)調(diào)節(jié)模型設(shè)計(jì)葉片的槳距角為7°(或1°),及相似的風(fēng)速轉(zhuǎn)速條件,模型設(shè)計(jì)葉片即可較好模擬原型機(jī)葉片的工作情況.

圖10 設(shè)計(jì)葉片變槳推力系數(shù)-尖速比曲線圖

圖11 原型機(jī)葉片與設(shè)計(jì)葉片的匹配試驗(yàn)點(diǎn)

4 結(jié) 語

本文以某6 MW海上浮式風(fēng)力機(jī)概念為例,分析了原型機(jī)葉片在Froude相似環(huán)境下,與幾何相似葉片的尺度效應(yīng)影響.通過設(shè)計(jì)與其性能相似的模型葉片,介紹了模型葉片的設(shè)計(jì)方法:首先選擇翼型,利用二維RANS方法計(jì)算翼型的升阻力系數(shù),然后結(jié)合FAST與Matlab中的模式搜索法工具包對葉輪進(jìn)行推力計(jì)算及優(yōu)化,得出了設(shè)計(jì)葉片的關(guān)鍵參數(shù).利用CFD軟件STAR-CCM+對設(shè)計(jì)葉片進(jìn)行性能計(jì)算,結(jié)果與原型機(jī)性能匹配較好,最后用FAST算出了重設(shè)計(jì)葉片的變槳推力系數(shù)-尖速比曲線圖,并給出了模擬該6 MW風(fēng)力機(jī)多種工況的方法.

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我校設(shè)計(jì)制造的“西航一號”無人機(jī)原型機(jī)首飛成功
弦長積分的極限性質(zhì)與不等式
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中國運(yùn)—20運(yùn)輸機(jī)可能將于2016年開始服役
考慮耦合特性的CVT協(xié)同控制算法研究*
汽車工程(2016年11期)2016-04-11 10:57:53
按行程速比系數(shù)綜合雙曲柄機(jī)構(gòu)新思路
CVT速比響應(yīng)特性的實(shí)驗(yàn)研究及其應(yīng)用*
汽車工程(2014年7期)2014-10-11 07:42:02
基于主動耦合干預(yù)的無級變速器速比控制
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