王杲展，端和平，姜婷婷，羅勇水

(1.浙江運達(dá)風(fēng)電股份有限公司，浙江 杭州 310012；2.浙江省風(fēng)力發(fā)電技術(shù)重點實驗室，浙江 杭州 310012)

0 引言

隨著風(fēng)電行業(yè)的發(fā)展，風(fēng)電市場的成熟，對風(fēng)力機組控制策略、運行發(fā)電量預(yù)警以及后評估的準(zhǔn)確性提出了更高的要求。風(fēng)輪前方輪轂高度的自由來流風(fēng)速是以上過程中最重要數(shù)據(jù)之一[1]。在IEC標(biāo)準(zhǔn)《61400-12-1：2005》中利用氣象桅桿得到自由來流風(fēng)速[2]，但受限于氣象桅桿的數(shù)量及成本問題。對此，IEC標(biāo)準(zhǔn)《61400-12-2：2013》中提到采用機艙傳遞函數(shù)來將安裝在機艙上方的風(fēng)速風(fēng)向儀數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)化為機組前方來流速度，該函數(shù)是通過測風(fēng)塔和風(fēng)速風(fēng)向儀的大量數(shù)據(jù)擬合得到[3-4]。在此基礎(chǔ)上St Martin C M等人研究了復(fù)雜流動下風(fēng)速風(fēng)向儀測量的準(zhǔn)確性與修正方法[5]。但以上通過樣機測試得到的機艙傳遞函數(shù)局限于測試場地的條件，無法準(zhǔn)確應(yīng)用于所有風(fēng)速區(qū)間或者其他環(huán)境條件下的工況。范奇等人在研究風(fēng)電機組出力特性時，基于能量守恒建立機艙傳遞函數(shù)[6]。該方法無法考慮機艙外型對傳遞函數(shù)的影響。謝賢彬則利用激光雷達(dá)直接測試機組前方的來流情況，能保證測得數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性，但存在成本問題且易受天氣干擾難以應(yīng)用到每臺機組[7]。

基于數(shù)值方法模擬機艙附近的流動情況，建立機艙傳遞函數(shù)具備經(jīng)濟性及通用性。Sorensen J N 等人用致動線模型研究了風(fēng)機的尾流特性[8]，Smaili A 和Masson C等人利用致動盤模型仿真機艙附近流場，研究了葉輪與機艙的相互作用，分析了自由來流風(fēng)速與機艙附近風(fēng)速的關(guān)系，并認(rèn)為該關(guān)系能用于在機艙上布置風(fēng)速風(fēng)向儀[9-10]。Ameur K 等人研究了二維和三維的風(fēng)機模型，量化了機艙外形對風(fēng)速風(fēng)向儀測量結(jié)果的影響[11]。但上述研究未考慮機組在來流風(fēng)速增大后會進(jìn)行變槳控制，變槳后機組模型發(fā)生改變對機艙傳遞函數(shù)的影響。

為更深入研究數(shù)值模擬在機艙傳遞函數(shù)方面的應(yīng)用，以某2.0 MW風(fēng)機為研究對象，在Fluent平臺上建立全尺寸模型并進(jìn)行仿真[12]，利用2.0 MW測試數(shù)據(jù)進(jìn)行模型可靠性驗證，結(jié)合2.5 MW機組仿真結(jié)果研究不同來流風(fēng)速對機艙傳遞函數(shù)的影響，改變2.0 MW機組槳距角并重新建模，探討了槳距角改變后機艙傳遞函數(shù)所發(fā)生的變化。

1 機組幾何建模

以有測試數(shù)據(jù)的2.0 MW風(fēng)電機組為實例，為模擬真實的運行情況，建立全尺寸幾何模型?？紤]幾何的復(fù)雜性和后續(xù)網(wǎng)格劃分的復(fù)雜程度，刪除風(fēng)速風(fēng)向儀支架及塔筒，忽略機艙及導(dǎo)流罩內(nèi)所有結(jié)構(gòu)，忽略壁面厚度，只考慮機組外形對流動的影響。機組各項模型參數(shù)如表1所示，模型整體外形如圖1所示。

表1 模型參數(shù)

圖1 風(fēng)機幾何外形

2 網(wǎng)格模型劃分

計算域離散時考慮葉片的旋轉(zhuǎn)運動，建立旋轉(zhuǎn)域與靜止域，旋轉(zhuǎn)域為包含槳葉以及導(dǎo)流罩的圓柱狀，靜止域為包含機艙的長方體外流場域，為使計算域邊界不受機組運行流動的影響，準(zhǔn)確代表自由來流或者出流的情況，靜止域范圍分別取機組前方4D、后方10D、上左右側(cè)各2.5D，底部為實際高度，計算域如圖2所示。

圖2 流場計算域

機組網(wǎng)格劃分全部采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，其對輪轂、機艙和葉片表面狀況以及部件連接處有更好適應(yīng)性。其中旋轉(zhuǎn)域全部為四面體網(wǎng)格，靜止域主要為六面體網(wǎng)格，為更準(zhǔn)確捕捉風(fēng)速風(fēng)向儀周邊的流動情況，在機艙、輪轂和葉片根部采用64 mm的網(wǎng)格尺寸，同時在機艙上方部署一個加密區(qū)域，整個模型網(wǎng)格數(shù)量約為700 W，網(wǎng)格示意如圖3、圖4所示。

圖3 XZ截面網(wǎng)格

圖4 局部網(wǎng)格

3 仿真模型

葉片的旋轉(zhuǎn)運動使用MRF(多重坐標(biāo)系法)模型體現(xiàn)，在旋轉(zhuǎn)域中單獨設(shè)定坐標(biāo)系與旋轉(zhuǎn)速度。由于葉片所處的不同方位角對流場影響顯著，選用4種(如圖5所示)具有代表意義的方位角來模擬整個旋轉(zhuǎn)周期內(nèi)葉片尾流對風(fēng)速風(fēng)向儀處的實際影響，其余邊界條件見表2。

表2 邊界條件

圖5 機組不同方位角示意圖

機艙傳遞函數(shù)是基于機艙上方的尾流流場研究得到，因此選用合適的湍流模型對該研究較為重要，根據(jù)文獻(xiàn)以及相關(guān)領(lǐng)域的應(yīng)用，對SSTk-ω模型以及Standardk-e模型進(jìn)行對比，以上兩模型均為兩方程模型，主要差異是對壁面函數(shù)的處理。用Simple算法進(jìn)行壓力速度耦合，壓力項離散為標(biāo)準(zhǔn)，其余均為二階迎風(fēng)格式。

驗證對比采用2.0 MW機組的8 m/s來流工況，對不同方位角風(fēng)速儀仿真速度計算結(jié)果進(jìn)行比較，結(jié)果為4個方位角平均得到，結(jié)果如表3所示。其中Standardk-e模型的計算結(jié)果誤差好于SSTk-ω模型，后續(xù)計算均采用Standardk-e湍流模型。

數(shù)值模型受網(wǎng)格影響較大，為論證網(wǎng)格無關(guān)性，增加一組機艙、輪轂和葉片根部分別采用32 mm網(wǎng)格尺寸，總數(shù)約為2 400 W的模型進(jìn)行計算，同樣采用2.0 MW機型的來流8 m/s工況，對比結(jié)果如表4所示，誤差均在1%以內(nèi)，說明700萬尺度的網(wǎng)格模型已經(jīng)滿足計算條件，結(jié)果不再受到網(wǎng)格的影響，后續(xù)均采用該網(wǎng)格尺度進(jìn)行劃分。

表3 不同湍流模型結(jié)果對比

表4 網(wǎng)格無關(guān)性驗證結(jié)果

4 仿真驗證及分析

4.1 模型驗證

該數(shù)值模擬用于建立機艙傳遞函數(shù)，機艙附近速度場為評價模型可靠性的重要指標(biāo)，采用風(fēng)速風(fēng)向儀所處位置的速度進(jìn)行模型驗證，驗證示例為2.0 MW機組。

測試數(shù)據(jù)由機組功率曲線測試得到，測風(fēng)塔風(fēng)速視為來流風(fēng)速，對原始數(shù)據(jù)進(jìn)行扇區(qū)以及設(shè)備冰凍等條件篩選后得到對應(yīng)的測風(fēng)塔風(fēng)速以及風(fēng)速儀實測風(fēng)速，仿真計算時對4個不同方位角的結(jié)果進(jìn)行平均，監(jiān)測點位置參考圖1的實際風(fēng)速儀安裝位置取得，即圖6中所標(biāo)注的局部面，采用該局部面的平均值來體現(xiàn)此處流速。

圖6 風(fēng)速監(jiān)測點位置圖

綜合考慮仿真資源以及結(jié)果的可靠性，排除單個測試數(shù)據(jù)的測試偏差，取5個具備代表性的來流風(fēng)速區(qū)間平均值進(jìn)行仿真，與測試數(shù)據(jù)進(jìn)行對比，結(jié)果如表5所示，風(fēng)速儀實測風(fēng)速與相應(yīng)位置仿真風(fēng)速誤差控制在7%以下，風(fēng)速值相差均在0.3 m/s以內(nèi)，該誤差在風(fēng)電機組對發(fā)電量進(jìn)行預(yù)警及后評估時可接受。

表5 2.0 MW機組仿真測試結(jié)果對比

以上對比說明利用非定常的數(shù)值模擬能準(zhǔn)確得到機艙上方的速度場結(jié)果，證明了該模型以及數(shù)值方法的可靠性，并且通過速度場結(jié)果和來流風(fēng)速，能建立相應(yīng)的機艙傳遞函數(shù)。

4.2 結(jié)果分析

不同機型由于其機艙葉片外型的區(qū)別，尾流的范圍以及特性存在差異，風(fēng)場建設(shè)時考慮風(fēng)資源的充分利用以及噪聲等因素影響，往往會選擇多種機型混搭的方式，針對不同機型給定相應(yīng)機艙傳遞函數(shù)針對該情況，在保證網(wǎng)格劃分以及仿真參數(shù)一致的情況下，對某2.5 MW機組進(jìn)行模擬，取5個風(fēng)速值進(jìn)行計算，得到的風(fēng)速結(jié)果如表6。

表6 2.5 MW機組仿真結(jié)果

根據(jù)兩款機組的風(fēng)速儀仿真數(shù)據(jù)與來流風(fēng)速，擬合線性曲線，得出的機艙傳遞函數(shù)如下：

2.0 MW機組：y=1.039 8x-0.084 9

2.5 MW機組：y=1.164 3x-0.365 9

縱向?qū)Ρ葍烧叩娘L(fēng)速儀與來流速度比值，2.0 MW機組比值在97%左右，而2.5 MW機組比值在90%左右，說明不同機型的機艙傳遞函數(shù)存在較大差異，在風(fēng)場實際應(yīng)用中，有必要對不同機型給定對應(yīng)的機艙傳遞函數(shù)。

橫向?qū)Ρ炔煌L(fēng)速段下的風(fēng)速儀仿真風(fēng)速與測風(fēng)塔比值，發(fā)現(xiàn)當(dāng)風(fēng)速改變時，該比值不發(fā)生明顯變化，說明當(dāng)來流風(fēng)速以及葉輪轉(zhuǎn)速發(fā)生改變時，尾流對風(fēng)速儀速度的影響也隨之改變，但最終不影響機艙傳遞函數(shù)。

4.3 變槳影響分析

機組在實際運行時，隨著來流風(fēng)速的增大，機組會改變?nèi)~片槳距角，通過變槳來控制功率，當(dāng)葉片槳距角發(fā)生改變時，所造成的尾流特性會發(fā)生改變，進(jìn)而影響機艙傳遞函數(shù)。以2.0 MW機組為例，對其3°、6°、9°以及11°槳距角工況進(jìn)行模擬，通過有限元仿真得到其對應(yīng)的來流風(fēng)速和葉片轉(zhuǎn)速，不同槳距角模型如圖7所示。

圖7 不同槳距角局部模型

以上變槳工況結(jié)果見表7。

表7 不同槳距角模型仿真結(jié)果

圖8 各工況風(fēng)速儀-自由來流風(fēng)速

機組由于來流風(fēng)速增大而進(jìn)行變槳控制后，風(fēng)速儀與來流風(fēng)速比值發(fā)生了明顯變化，以變槳后的4組數(shù)據(jù)擬合機艙傳遞函數(shù)，結(jié)果是：y=1.469 4x-3.614 3，與不發(fā)生變槳前的傳遞函數(shù)：y=1.039 8x-0.084 9不同，如果以不發(fā)生變槳的傳遞函數(shù)去計算變槳后的風(fēng)速情況，將會存在12%的誤差。

5 結(jié)論

以2.0 MW、2.5 MW機組為研究對象，建立基于Fluent的MRF模型對該機組4種方位角情況進(jìn)行全尺寸流動穩(wěn)態(tài)仿真，模擬了在葉片尾流影響下機艙上方流動情況，并利用2.0 MW機組的功率測試結(jié)果進(jìn)行仿真驗證，繼而對2.5 MW機組以及2.0 MW各槳距角模型進(jìn)行機艙傳遞函數(shù)仿真，得到以下結(jié)論：

(1)2.0 MW機組仿真結(jié)果與測試誤差在0.3 m/s以內(nèi)，非定常數(shù)值模型、仿真方法及相應(yīng)參數(shù)設(shè)置能夠?qū)C組外流場，尤其是經(jīng)過風(fēng)輪之后的機艙上方流動情況進(jìn)行較為準(zhǔn)確的仿真模擬，可用于建立機組機艙傳遞函數(shù)；

(2)在額定風(fēng)速前的各風(fēng)速段下，同型號機組的風(fēng)速儀測量速度與來流速度比值基本保持不變，能用同個機艙傳遞函數(shù)去應(yīng)用；

(3)機組進(jìn)行變槳后，模型的改變會引起流場的變化，機艙傳遞函數(shù)發(fā)生改變，風(fēng)速儀與來流風(fēng)速比值相比不發(fā)生變槳前偏小。