基于风洞实验的风力机叶片气动负载计算方法-李迺璐.pdf

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1、第37卷第8期2016年8月太阳能学报ACTA ENERGIAE SOLARIS SINICAV0137，No8Aug，2016文章编号：02540096(2016)08206806基于风洞实验的风力机叶片气动负载计算方法李适璐1，穆安乐2，Jonathan Naughton3(I扬州大学水利与能源动力工程学院，扬州225127；2西安理工大学机械与精密仪器工程学院，西安710048；3美国怀俄明大学机械工程系，拉勒米82072)摘要：提出一种基于风洞实验的风力机叶片气动负载计算方法。理论分析BeddoesLeishman空间状态模型的非定常气动力特性，结合风洞实验数据和BeddoesLeis

2、hman模型开发动态气动负载的数值计算程序。利用开发程序，分别详细计算DU97W30010翼型在不同攻角区间，即线性区、失速区和全区的非定常气动系数，分析每个区间内附着流和分离流对翼型动态气动特性的影响。结果表明，在所有攻角区域的气动参数计算结果均能很好地与理论分析结果达成一致，翼型风洞实验可有效保证特定翼型动态气动负载计算的准确性。关键词：风洞实验；动态气动负载；BeddoesLeishman模型；风力机叶片；空间状态模型中图分类号：TK8 文献标识码：A0 引 言随着大型风力机叶片颤振问题Et益突出，关于风力机叶片的气弹稳定性分析研究和颤振控制研究显得尤为重要h2 1。然而这些研究的前提是

3、需要精确可靠的叶片非定常气动力模型。ONERA模型和BeddoesLeishman模型为公认计算失速气动负载的二维非线性气动力模型。ONERA气动模型可应用于风力机叶片颤振分析研究3，但其局限性在于仅适用于大攻角状态下的非线性气动力计算，对于低攻角处的非定常气动负载计算和经典颤振研究并不适用。同时，此模型为半经验模型，针对不同翼型的气动力计算存在一定误差。BeddoesLeishman模型可较好地模拟翼型非定常空气动力与动态失速特征。传统的BeddoesLeishman模型考虑附着流、前缘分离和空气可压缩性等多方面影响，气动力系数方程存在强非线性1，较难直接应用于叶片气弹系统分析研究中。近年来

4、简化版的BeddoesLeishman状态空间模型被应用于风力机叶片经典颤振和失速颤振研究【6t“。但其气动系数的计算大多基于分离点的经验公式或收稿日期：基金项目：通信作者：拟合固定翼型的气弹系数81，对于不同翼型的叶片非定常气动系数计算不具有普遍的适用性。本文针对上述问题，提出一种结合风洞实验与BeddoesLeishma状态空间模型的风力机叶片非定常气动系数的计算方法。风洞实验可为不同类型的叶片翼型提供准确可靠的静气动数据，从而保证翼型非定常气动系数计算的准确性。同时基于BeddoesLeishman状态空间模型的气动负载计算可提供准确的线性化非定常气动力状态空间方程表达式，对于叶片气弹系

5、统研究和叶片颤振研究有较强的实用性。1 BeddoesLeishman状态空间模型BeddoesLeishman状态空间模型为一种描述叶片翼型非定常气动力和动态失速的模型。考虑风力机叶片气流特性，模型建立包括两个假设条件：叶片气流为不可压缩流场，气流的马赫数低于03；叶片翼型的前缘分离效应不明显。模型的动态气动力包括非定常气动升力cdy和非定常气动力矩c：，而非定常气动力矩可由非定常气动升力进一步计算得出。因此首先计算可描述叶片气动失速特性的非定常气动升力。20140813江苏省高校自然科学研究面上项目(14KJB480006)；教育部留学回国人员科研启动基金；扬州大学科技创新培育基金(201

6、5CXJ024)；美国能源部项目(DESC0001261)李通璐(198s一)女，博士、副教授、硕士生导师，主要从事风力机叶片气动力学与颤振控制方面的研究。nellylee8510l163corn万方数据8期 李遁璐等：基于风洞实验的风力机叶片气动负载计算方法11非定常气动升力非定常气动升力主要受附着流和分离流动态特性的影响。附着流影响下的气动升力根据Theodorsen理论来描述，主要包括尾流分离效应和气流加速效应对升力的影响，而由空气质量带来的气流加速效应随着适当的衰减频率可忽略。这时叶片在附着流下的气动升力主要为尾流分离效应影响下的扰流升力，可表示为9j：=叩cub(o)咖(s)+l訾咖

7、(s一盯)dcrl(1)式中，P空气密度；C叶片弦长；U相对风速；ccJ。弦长34处的下洗气流；咖代表尾流分离效应的指数函数，可近似为：咖(s)=l-Ae1”-A：e125 (2)式中，s无纲量时间；A、A：、b。、b：经验常数。将式(2)和s=兰Iu(r)d丁代人式(1)可转换为两c：个一阶微分方程：”半(bi+券)xi=biAi半。 (3)式中，a34弦长34处攻角，a34=34U；，、， 。争(t)dr铲biA南h(f)u(f，)edt 7，菇。(o)=0，扛l，2。根据描述附着流的新状态变量Xl gX，附着流下的气动升力为：C：=2ax(aEao)+1rcOd2U (4)式中，c：()

8、附着流下的气动升力；o。有效攻角，ot。=a(1一A一A：)+戈()+戈：()；a。气动升力为零时对应的攻角。在风力机应用中，前缘气流分离效应不明显，且涡流分离使得系统建模并不适用于稳定分析，因此分离流下的气动升力主要考虑翼型后缘气流分离点的动态影响。在BeddoesLeishman模型中，用式(3)中的两个状态变量描述后缘分离的气动特性。首先后缘气流分离与受升力影响的翼型表面分布压力有关，可表示为：莺，+Tp一石，=丁：cP(P t) (5)式中，L压力迟延下的时间常数；x3(o)=0。后缘分离的另一个状态变量是由于气流边界层的动态变化导致动态后缘分离点相对于准定常分离点的迟延影响，可表示为

9、：莺。+矸1x，=矸1f 70) (6)式中，L边界层迟延的时间常数；f等效准定常分离点，可“(a，)(其中a，为准定常升力对应的等效攻角；f“为静态分离点，当f”=1时，气流完全附着，当7rs=0时，气流完全分离)。f“与翼型静态升力系数存在一定的函数关系，如式(7)。c：=cL。f型掣k (7)L 厶 式中，C：静态升力系数；CL。附着流线性区的升力曲线斜率。因此包含附着流线性特性和分离流特性的非定常气动升力可表示为：c：=C。O。一Oto)X。+c：(d。)(1一戈。)+订L吱(8)完全分离流的气动升力c?可表示为：啦堕寄堂 (9)需要注意的是，当f”=0时，c：=C：；当厂3一1，即c

10、。(aa。)_c：(a)时，将式(7)代入式(9)可得c：(a)_C：(a)2。12非定常气动力矩非定常气动力矩主要考虑分离流导致的气动中心的偏移影响。气动力矩可表示为：c：=c：(a。)+c：一trcO(4U) (10)式中，c嚣静态力矩；c：受动态分离流影响的动态力矩。该模型可转换为线性化状态空间方程表达式n引。2数值计算方法21风洞测试利用风洞实验平台来测试叶片翼型的气动特性。首先选择正常风力机发电范围内的风速作为试验风速同时选择叶片试验翼型DU97W30010，在风洞中一个061 mX061 In的密闭测试区内进行气动实验。翼型被垂直安装在测试区的中心，翼型末端连接一个外埠的变桨发动机

11、。这个发动机可根据电脑指令驱动翼型并改变其攻角(叶片弦长与相对风速之间的角度)，从而在不同攻角处测量出翼型的气动特性数据。不同的试验翼型可根据国际标准先行进行设计制作再用于气动特性测量。风万方数据2070 太 阳 能 学 报 37卷洞实验的硬件设备如图1所示，能够测试的翼型攻角范围为+45。，翼型扭转频率最高为20。攻角内15 Hz。翼型的位置使用传感器进行监测。图1风洞测试硬件设备Fig1 Hardware device of the wind tunnel为了测试叶片翼型的气动特性，首先使用传统测压管测量翼型表面的气流压力。对测量获得的压力信号进行预处理后，利用特定软件计算出真正的翼型表面

12、动态压力。使用Lavision PIVPLIF三维粒子成像测速系统测量翼型流场，观察翼型表面气流特性，利用LabVIEW FPGA实现实验数据的采集和对实验翼型攻角的控制。实验中，根据电脑命令控制翼型在不同攻角处，对其气动特性数据进行测量采集和处理，最后得到翼型的静气动升力系数和静气动力矩系数实验数据。22计算流程Beddoes，Leishman状态空间模型的数值计算是基于叶片翼型的静态定常气动系数的，而不同翼型的定常气动系数有所区别。利用翼型的风洞实验得到的实测数据可精确反映翼型的静态气动特性，并计算出精确的翼型非定常气动负载。首先选择需要研究的叶片翼型，在实验室中进行风洞实验，获取翼型的定

13、常气动升力和力矩同时初始化模型，设BeddoesLeishman状态空间模型的状态变量初值都为零，模型中包含的经验常数A，、A：、b。、b：、To、Tf、T。可参考文献6。根据实验数据，选取某个攻角区间的攻角值计算这个区间内翼型的非定常气动力，利用攻角值和相对风速计算出状态变量XI,，X，戈，。再利用实验数据进一步准确计算翼型分离流升力系数和附着流升力系数，并结合准定常升力的等效攻角计算出第4个状态变量，非定常分离点茄。最后，根据计算出的状态变量和定常气动实验数据，计算翼型的非定常气动升力和非定常气动力矩。图2显示了基于风实验数据的BeddoesLeishman状态空间模型非定常气动力cdy和

14、c：的求解过程。选择翼型，l进行风洞实验l=二二：l获取定常气动力I实验数据q，广一 二疆计算完全分U计算定常分流升力q，奔ll离点，st厂一厂 l圈l广LI计算状态变虱。计算非定常气动升力c计算非定常气动力矩ck初始化模型，设定经验常数二二获取攻角n和相对风速u二二算状态变量，计算有效攻角a。二二1二二计算烈者辑j牛力C二二二计算状态变戢二二二计算准定常升力白l等效攻角a，图2 BeddoesLeishman模型数值计算流程Fig2 Flowchart of computation of the BeddoesLeishmanmodel3算例分析利用本文研究的数值计算方法，针对风力机叶片翼型

15、DU97W30010的动态气动特性进行计算分析。计算中，为了模拟实际中旋转风力机叶片攻角的周期变化规律，使攻角为正弦曲线函数a()=a。+0c sin(tot)，其中=2kUc，k为衰减频率，C为弦长，U为相对风速。31风洞实验结果利用风洞进行翼型测试，获得DU97W30010翼型的静气动实验数据结果。(如图3)。图中显示了在攻角为正数的范围内，当攻角值处于区域Eoo，90时，处于翼型处于升力线性区；当攻角处于区域9。，20。时，翼型处于失速区，静失速攻角约为12。；攻角处于00，20。全区域则包含了线性和失速动态特征。根据翼型风洞实验结果，本文将针对攻角在线性区，失速区和全区域分别进行叶片翼

16、型动态气动负载计算。万方数据8期 李遁璐等：基于风洞实验的风力机叶片气动负载计算方法 207l图3翼型风洞实验数据Fig3 Experimental data of wind tunnel test of the airfoil32数值模拟结果计算过程中，k取值01，c取值1，攻角a“)取值线性区为O。，8。，失速区为9。，170，全区为2。，18。计算输入为翼型的静气动实验数据，首先根据静气动升力系数C：计算出描述附着流和分离流气动特性的重要参量，如完全附着流升力C?，完全分离流升力C?，定常分离点广。图4显示了线性区、失速区和全区c：(理)、c：(a)、c：(d)、厂5a)的特性曲线。从图

17、4中可看出1)完全附着流升力为静气动升力线性部分的延伸：线性区c：与c：基本重合，失速区两者唯一交集在起点，全区c?完整贴合c：线性部分；2)每个计算区域内，当分离点为l，即气流完全附着时，c：值为C?的一半，这与式(9)中的理论结论一致，说明了计算的准确性；3)分离点特性：线性区气流基本完全附着，厂sI接近l，失速区气流不断出现分离现象，厂sl从1向0衰减，全区完整反映了气流从完全附着至完全分离的过程，厂3从1变化至0；4)全区中分离点为零，即气流完全分离时，c：与c：重合，与式(9)理论结论一致，计算准确性得到验证。因此，计算结果准确描述了静气动升力系数的线性特征以及附着流效应和分离流效应

18、的对翼型气动力的影响。以图4计算结果为基础，进一步计算出翼型非定常气动升力和力矩系数。“(。)10 15aJ(。)a：4，Atr-4。线性区 b00=13，Aa-4，失速区 c蛳=10，Aol=8，全区图4完全附着流和完全分离流升力系数Fig4 Lift coefficient for fully attached flow and fully separated flow图5显示了不同攻角区域内旋转叶片翼型DU97W30010的周期时变非定常气动升力系数曲线的计算结果。从图5中可看出，位于线性区的动态气动升力系数也基本呈线性关系并偏离静态值较小，有效斜率与静态值斜率相比有所减小，在此区间附着

19、流效应占主导作用。当攻角位于失速区时，出现了强烈失速现象，动态失速点出现较大延迟，但由于计算程序不考虑前缘分离效应，所以产生的动态升力系数并未大幅增加，在此区间分离流占主导作用。当攻角在全区时，在低攻角处2。，4。主要体现附着流效应，在5。，180范围内主要受分离流效应影响，高攻角处出现完全失速现象，这是由于此时分离点到达完全分离流的零值。动态失速曲线的变化趋势受到静态失速曲线在高攻角处失速后又略有上升的变化影响。完全分离的最大升力系数比失速区的最大升力系数更大，由于产生了更大的失速滞后，气流经过更长的时间重新附着在叶片翼型上，且气流重新附着时的攻角明显小于静态失速攻角。全区内仍是分离流起主要

20、主要影响作用，附着流也有一定的影响。5O505O：“一qoo：“一qoo万方数据2072 太 阳 能 学 报 37卷aoto-4，Aa=4，线性区 bao=13，Aa-4，失速区图5非定常升力系数Fig5 Usteady lift coefficient图6显示了不同攻角区域内的非定常气动力矩系数曲线。线性区静态升力呈下降趋势，动态升力曲线在静态值附近。失速区静态升力变化较小，动态升力失速攻角大于静态失速攻角体现了分离流的动态失速迟延效应。全区内动态升力曲线符aoto-4，Aa=4，线性区d(。)cao=10Aa=8，全区合静态升力特性变化趋势，同时体现了动态气流分离的影响。总体来说，动态力矩

21、曲线相对于动态升力曲线偏离静态值较小，尤其在失速最严重的高攻角处这种现象更为明显。bao=13。Aa=4，失速区 eao=10，Aa=8，全区图6非定常力矩系数Fig6 Unsteady moment coefficient4结论针对特定翼型，提出一种基于风洞实验的风力机叶片动态气动系数计算方法，得到以下结论：1)以BeddoesLeishman状态空间模型为基础的叶片非定常气动模型，可为叶片颤振分析和叶片颤振控制研究提供精确的状态空间气动模型。2)风洞实验表明通过测量翼型表面气流压力的方法可有效获取翼型在不同攻角处的气动特性数据；结合风洞实验数据和BeddoesLeishman状态空间模型开

22、发针对翼型的非定常气动系数计算程序。3)利用开发的程序，计算DU97W30010翼型的非定常气动参数，计算结果所描述的叶片非定常气动特性完全符合理论分析结果，表明计算方法可有效保证翼型动态气动负载计算的准确性。数值仿真结果表明，叶片翼型非定常气动特性在线性区主要受附着流影响，在失速区主要受分离流影响，在全区只在小范围低攻角区域内受附着流影响，其他区域仍主要受气流分离效应的影响。非定常力矩系数曲线较非定常升力系数曲线偏离静态值较小。参考文献1 Reddy K K，Chen J，Behal AMultiinputmultioutputadaptive output feedback control

23、 design for aeroelasticvibration suppressionJJournal of Guidance，Control，and Dynamics，2007，30(4)：104m10481l11lOOOOF万方数据8期 李逦璐等：基于风洞实验的风力机叶片气动负载计算方法 20732334455Kukreja SNonlinear system identification for aeroelasticsystems with application to experimental data【H INASA TM-214641，2008林学海，任勇生基于ONERA气动模

24、型的风力机叶片颤振时域分析J山东科技大学学报，2009，28(3)：56_60Lin Xuehai，Ren YongshengAnalysis of flutter timedomain for blaldes of wind turbine based on the ONERAaerodynamic modelJJournal of Shandong UniversityofScience and Technology，2009，28(3)：56_60任勇生，林学海风力机叶片挥舞摆振的动力失速非线性气弹稳定性研究EJ振动与冲击，2010，29(1)：12I一124Ren Yongsheng，

25、Lin XuehaiFlapleadlag nonlinearaeroelastic stability of a wind turbine blade systemduring dynamic stallJJournal of Vibration andShock，2010，29(1)：12l124刘雄，张宪民，陈严，等基于BEDDOESLEISHMAN动态失速模型的水平轴风力机动态气动载荷计算方法J太阳能学报，2008，29(12)：1449-1454Liu Xiong，Zhang Xiangmin，Chen Yan，et a1Transientaerodynamic load predi

26、ction of horizontal axis wind67889turbine based on the BeddoesLeishman model lJ jActaEnergiae Solaris Sinica，2008，29(12)：1449一1454Kallesoe B SA loworder model for analysing effects ofblade fatigue load controlJWind Energy，2006，9(5)：421036Galvanetto U，Peiro JAn assessment of some effects ofthe nonsmo

27、othness of the LeishmanBeddoes dynamicstall model OIl the nonlinear dynamics of a typicalaerofoil sectionJJournal of Fluids and Structures，2008，24：15l163刘廷瑞，任勇生，杨兴华基于拟合气弹系数的气弹稳定性分析J太阳能学报，2010，31(4)：153516Liu Tingrui， Ren Yongsheng， Yang XinghuaAeroelastic stability analysis based on fittedaerodynami

28、c coefficientsJ 1Acta Energiae SolarisSinica，2010，3l(4)：153516Hansen M H，Gaunaa M，Madsen H AA Beddoes-Leishman type dynamic stall model in state-space andindicial formulationsR jRise National Laboratory，Denmark，2004CoMPUTATIoN oF AERoDYNAMIC LoAD oF HolUZoNTAL ASWIND TURBINE BLADE BASED oN WIND TUNN

29、EL TESTLi Nailul，Mu Anle2，Jonathan Naughton3(1SchoolofHydralic，EnergyandPowerEngineering，Yangzhou University，Yangzhou 225127，China；2SchoolofMechanicalandPrecisionInstrumentEngineering，XianUniversityofTechnology，Xian 710048，China；3Department ofMechanical Engineering，University of Wyoming，WY 82072，USA

30、)Abstract：A computation method of unsteady aerodynamic load of horizontal axis wind turbine blade was presentedbased on wind tunnel testThe unsteady aerodynamic characteristics of BeddoesLeishman space state model wereanalyzed theoretically；the computation program of dynamic aerodynamic loads was de

31、veloped by combining wind tunneldata衍th BeddoesLeishman modelThe unsteady aerodynamic coefficients of DU97W30010 airfoil were calculated indetail in different range of angle of attack，such as linear region，stall region and full region based on the developedprogramIn each region，the effects of the at

32、tached flow and the separated flow on airfoil aerodynamic performance werestudiedIt is shown that the computation results of aerodynamic parameters in all range of angle of attack have a goodagreement with the theoretical analysis result，and the accuracy of the aerodynamic load computation of special airfoilscan be guaranteed by wind tunnel testKeywords：wind tunnel test；unsteady aerodynamic load；BeddoesLeishman model；wind turbine blade；space statemode】万方数据