自動變槳距立軸風(fēng)力機功率模型研究

自動變槳距立軸風(fēng)力機功率模型研究

0變槳距立軸風(fēng)力機風(fēng)能發(fā)電是風(fēng)能應(yīng)用的主要形式之一。水平軸風(fēng)力機和垂直軸風(fēng)力機是風(fēng)氣發(fā)電的兩種基本形式。水平軸風(fēng)力機由于風(fēng)能利用系數(shù)較高成為目前的主流風(fēng)力機,并已得到大規(guī)模發(fā)展,但因其具有槳葉受力情況復(fù)雜、機艙在塔架頂部不易維護等固有特點,使得風(fēng)力發(fā)電成本較高。與水平軸風(fēng)力機相比,立軸風(fēng)力機具有安裝維護方便、噪聲小、葉片受力穩(wěn)定等優(yōu)點,特別是在城市和山區(qū)等湍流嚴重的風(fēng)場條件下,立軸風(fēng)力機比水平軸風(fēng)力機更具優(yōu)勢。但風(fēng)能利用系數(shù)較低、啟動性能較差,一直限制著立軸風(fēng)力機的發(fā)展。通過改變?nèi)~片槳距角可以改變運轉(zhuǎn)過程中的葉片攻角,進而優(yōu)化葉輪的氣動性能,提高風(fēng)能利用系數(shù),這種技術(shù)稱為變槳距技術(shù)。近年來在對立軸風(fēng)力機存在問題的研究中,變槳距技術(shù)被認為是一種可提高風(fēng)力機啟動性能和風(fēng)能利用系數(shù)及平滑輸出力矩的有效方法。國內(nèi)外均對該技術(shù)進行了相關(guān)研究,美國馬薩諸塞州能源公司曾研制了擺線規(guī)律的變槳距立軸風(fēng)力機,葉片槳距角是用導(dǎo)桿及凸輪機構(gòu)實現(xiàn)的,結(jié)構(gòu)較復(fù)雜,但風(fēng)能利用效率比傳統(tǒng)的達里厄風(fēng)力機高,并具有自起動的優(yōu)點;2002年新南威爾士大學(xué)通過葉片上平衡錘的離心力作用實現(xiàn)了自適應(yīng)的變槳距控制;2005年首爾大學(xué)對使用舵機控制葉片的槳距角進行了相關(guān)研究;近年來國內(nèi)也有相關(guān)技術(shù)的專利申請。本文設(shè)計了一種通過電氣自動控制實現(xiàn)變槳距的立軸風(fēng)力機,并進行了變槳距控制規(guī)律的分析研究。1動態(tài)葉片槳距角閉環(huán)控制自動變槳距立軸風(fēng)力機整體結(jié)構(gòu)如圖1。葉輪由兩個葉片組成,葉輪半徑R為1m,葉輪高H為2m,葉片翼型選用NACA0015翼型,葉片弦長L為0.4m。風(fēng)速儀和風(fēng)向儀可測得風(fēng)速風(fēng)向信號,絕對式編碼器可測得葉輪的方位角信號和轉(zhuǎn)速信號及葉片槳距角信號。根據(jù)傳感器測得的風(fēng)速風(fēng)向信號?V、葉輪方位角信號θ及葉尖速信號?U?控制器按照一定函數(shù)關(guān)系計算得到槳距角給定信號,葉片編碼器測得葉片轉(zhuǎn)角信號作為反饋,控制器輸出PWM信號驅(qū)動直流伺服電機調(diào)節(jié)葉片槳距角,這樣便構(gòu)成一個實時的葉片槳距角閉環(huán)控制系統(tǒng)。在風(fēng)力機運行過程中,控制系統(tǒng)可按照特定的變槳距規(guī)律準(zhǔn)確控制葉片槳距角以提高風(fēng)能利用系數(shù)。2葉輪氣動性能的表征基于葉素理論建立了立軸風(fēng)力機變槳距葉片受力分析模型如圖2,葉片槳距角γ可自由調(diào)節(jié),變化范圍為0°～360°,來流風(fēng)速為?V?葉片轉(zhuǎn)軸的線速度為?U?葉輪旋轉(zhuǎn)方位角為θ。在葉輪旋轉(zhuǎn)過程中,調(diào)節(jié)槳距角γ可以改變?nèi)~片攻角α,攻角直接決定了葉片翼型的升力系數(shù)Cl和阻力系數(shù)Cd,即決定了葉片的氣動升力Fl和阻力Fd,從而影響了整個葉輪的氣動性能。葉片的相對風(fēng)速?W和攻角α可分別表示為:?W=?V-?U(1)α=π-γ-θ+arg?W(2)定義氣動系數(shù)復(fù)向量:?C=Cd-iCl(3)基于葉素理論,葉輪的瞬時功率可表示為:Ρ=∫Η0|?R×(12ρL|?W|2?Ceiarg?W)||?U|Rdz(4)式中,z——葉輪豎直高度方向;ρ——空氣密度。在葉輪半徑R(矢量表示為?R)、葉片弦長L、葉片數(shù)量N及葉片高度H等風(fēng)力機結(jié)構(gòu)參數(shù)一定的情況下,風(fēng)力機瞬時功率P只與風(fēng)速?V、葉尖速?U、方位角θ、槳距角γ有關(guān),功率函數(shù)表示為:Ρ=f(?V,?U,θ,γ)(5)如果在風(fēng)力機運行過程中,通過相應(yīng)傳感器實時測得風(fēng)向風(fēng)速?V、葉輪方位角θ及葉尖速?U?那么只需將槳距角γ調(diào)節(jié)到合適的大小便可獲得此時葉輪瞬時輸出功率的最大值。3可變距離檢測規(guī)律的研究3.1大攻角范圍內(nèi)的氣動氣動模擬計算選用國內(nèi)外常用翼型NACA0015作為變槳距立軸風(fēng)力機的葉片翼型,NACA翼型族由美國國家航空咨詢委員會(原NACA,現(xiàn)NASA)提出,并于1937年針對航空應(yīng)用問題對該翼型族0°～32°攻角范圍內(nèi)的氣動性能進行了不同雷諾數(shù)情況下的測試。1981年美國Sandia實驗室針對垂直軸風(fēng)力機的應(yīng)用問題對幾種對稱NACA翼型也進行了測試,由于該機構(gòu)的研究對象為定槳距垂直軸風(fēng)力機,更為關(guān)注的是小攻角范圍的氣動性能,因此在0°～30°攻角范圍內(nèi)進行了大量數(shù)據(jù)的測試,而在大攻角范圍內(nèi)僅提供了少量測試數(shù)據(jù)。為進行變槳距規(guī)律的分析與研究,同時為更準(zhǔn)確的描述400mm弦長的NACA0015翼型在風(fēng)速10m/s工況下的氣動性能,需確定NACA0015對稱翼型0°～180°范圍內(nèi)所有角度的氣動性能參數(shù)。本文采用Fluent6.3進行數(shù)值模擬計算:1)前處理:通過ICEM軟件對NACA0015翼型劃分O型網(wǎng)格。為更好地捕捉近壁面流場形態(tài),壁面網(wǎng)格Y+約為10,處于粘性底層。整個計算域約為翼型弦長的15倍,網(wǎng)格總數(shù)25萬。2)求解器:計算采用雷諾平均N-S方程,翼型流體在未分離前湍流模型選取單方程S-A模型。為了模擬大攻角分離流態(tài),采用非穩(wěn)態(tài)計算,湍流模型為K-epsilon模型加標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)法,壓力-速度耦合采用SIMPLE算法。為減少數(shù)值耗散,對流項離散格式為2階迎風(fēng)格式,擴散項采用中心差分格式,計算中應(yīng)用基于壓力的隱式方法。本次計算風(fēng)速為10m/s,流體可視為不可壓流體。邊界條件采用速度進口、壓力出口和無滑移壁面等條件。3)后處理:對于大攻角工況下的數(shù)據(jù)采集取其平均值。根據(jù)上述方法可得到弦長400mm的NACA0015翼型在10m/s風(fēng)速狀況下的升阻力系數(shù)與攻角的關(guān)系如圖3,圖中同時給出了Sandia實驗室提供的雷諾數(shù)為3.6×105時0°～30°攻角范圍內(nèi)的翼型氣動參數(shù),對比可發(fā)現(xiàn):當(dāng)攻角小于13°時,仿真數(shù)據(jù)與實驗數(shù)據(jù)基本吻合;當(dāng)攻角大于13°后,兩組數(shù)據(jù)發(fā)生一定偏離。主要是由于該翼型的失速角在13°附近,當(dāng)攻角大于失速角后,在翼型上表面開始出現(xiàn)分離,隨著攻角加大,翼型上表面逆壓梯度增大,使得氣流在翼型上表面嚴重分離,形成渦流,且分離點前移,從而導(dǎo)致翼型阻力急劇上升,翼型的局部攻角在此范圍變化劇烈,這時仿真或?qū)嶒炈鶞y的結(jié)果都會發(fā)生上下振蕩,所以大攻角范圍內(nèi)翼型氣動參數(shù)的確定還有待深入研究。但氣動性能仿真數(shù)據(jù)與實驗數(shù)據(jù)的整體變化趨勢一致,基于仿真數(shù)據(jù)對立軸風(fēng)力機變槳距規(guī)律的研究方法較可靠。3.2風(fēng)力機葉片最優(yōu)槳距角規(guī)律風(fēng)力機的基本理論有貝茨理論和葉素理論。貝茨理論確定了極限風(fēng)能利用系數(shù);葉素理論的出發(fā)點是將葉片分成許多微段,每個微段可看成是二維翼型,忽略了葉片之間的干擾,這種簡化會造成葉輪風(fēng)能利用系數(shù)計算的不準(zhǔn)確,但對葉輪性能的定性分析影響不大。圖4為基于葉素理論確定葉片最優(yōu)槳距角規(guī)律的程序流程圖,基本原理是:在風(fēng)速?V、尖速比λ(λ=|?U|/|?V|)及其他葉輪參數(shù)確定的情況下,求解方位角0°～360°范圍內(nèi)每一處的功率最大值。葉素理論的模型較簡單,運算速度較快,但模型的簡化對結(jié)果的影響不大。因為該模型主要是忽略了速度誘導(dǎo)因子的變化,這樣會造成計算風(fēng)能利用系數(shù)的結(jié)果偏大,但整體變化趨勢仍是正確的。為了確定風(fēng)力機葉片的最優(yōu)槳距角變化規(guī)律,對葉輪風(fēng)能利用系數(shù)進行準(zhǔn)確的定性分析即可,所以該方法得到的最優(yōu)槳距角規(guī)律較準(zhǔn)確。根據(jù)圖4的流程圖,分別求解了風(fēng)速10m/s時,尖速比在0.1、0.5、0.9時的最優(yōu)槳距角變化規(guī)律。如圖5所示,實線表示實際求解后得到的曲線,可發(fā)現(xiàn)曲線出現(xiàn)了不連續(xù)性。主要是由于翼型本身的失由于翼型前緣與尾部氣動系數(shù)的差異,導(dǎo)致槳距角的變化規(guī)律會在方位角180°處突變(槳距角突變180°)。綜合考慮實際控制的可行性及翼型氣動系數(shù)的近似對稱性(如圖3),尖速比小于1時的槳距角變化函數(shù)為:α=-θ/2+90°,θ=[0°,720°]同樣的方法可求解出尖速比分別為1.2、1.5、2.0時的最優(yōu)槳距角變化規(guī)律,為表達方便,將以上3種變槳規(guī)律分別定義為:1_2變槳規(guī)律,1_5變槳規(guī)律,2_0變槳規(guī)律。如圖6、圖7所示,當(dāng)尖速比小于1時最優(yōu)槳距角變化規(guī)律的周期為葉輪旋轉(zhuǎn)兩周所用時間,即葉輪旋轉(zhuǎn)兩周,葉片僅旋轉(zhuǎn)一周,槳距角隨方位角呈線性變化,可稱作同步變槳規(guī)律。當(dāng)尖速比大于1時,規(guī)律周期為葉輪旋轉(zhuǎn)一周所用時間,規(guī)律變化趨勢相似,葉片約在90°范圍內(nèi)擺動,且在左盤面槳距角調(diào)節(jié)幅度最大,但隨尖速比的增大,變化幅度逐漸減小。4不同變槳距規(guī)律對葉輪性能的影響對于立軸風(fēng)力機氣動性能較成熟的理論預(yù)報方法主要有多流管模型和渦流模型。多流管模型是Strickland在1975年提出,模型簡單快捷,且具有較高的計算精度,便于工程應(yīng)用。該模型的基礎(chǔ)仍是軸向動量-葉素理論,主要考慮了方位角θ對速度因子a的影響。多流管模型是按照方位角增量Δθ將葉輪整個盤面分成多個流管,則氣體流過單個流管的動量變化率為:ΔΙ=2ρ|?V|2a(θ)(1-a(θ))RΔθsin(θ)Η(6)式中,ρ——空氣密度。流管內(nèi)葉素受力:?F=ΝΔθπ12ρLΗ|?W|2?Ceiarg?W(7)?F=FRe+iFΙm(8)根據(jù)動量定理:ΔI=FIm(9)該方程是一個非線性的超越方程,可通過迭代法求解出速度因子a,則相對風(fēng)速為:?W=a(θ)?V-?U(10)風(fēng)能利用系數(shù)和葉輪轉(zhuǎn)矩可分別表示為:Cp=12π∫2π0|?R×(12L|?W|2?Ceiarg?W)||?U|R2|?V|3dθ(11)Μ=CpρR2Η|?V|3|?U|(12)根據(jù)上述推導(dǎo)過程,運用Matlab軟件建立M函數(shù)計算不同變槳距規(guī)律在不同尖速比時對應(yīng)的風(fēng)能利用系數(shù)和轉(zhuǎn)矩,然后對各點進行多項式曲線擬合,可得到不同控制規(guī)律的葉輪性能對比情況,如圖8所示。由Cp～λ曲線可知,風(fēng)力機采用同步變槳距規(guī)律時對應(yīng)的最大功率點發(fā)生在λ=0.6處;分別采用1_2變槳規(guī)律、1_5變槳規(guī)律、2_0變槳規(guī)律時對應(yīng)的最大功率點發(fā)生在λ=1.4、λ=1.8、λ=2.3處,未發(fā)生在相應(yīng)的計算尖速比處,而是整體向右偏移。主要是由于多流管模型考慮了誘導(dǎo)速度的影響,計算結(jié)果更接近實際情況?？砂l(fā)現(xiàn)與定槳距規(guī)律相比,變槳距規(guī)律使葉輪的風(fēng)能利用系數(shù)顯著提高,同時降低了葉輪工作時的尖速比,當(dāng)采用2_0變槳規(guī)律時,在低尖速比2.5處功率最大點已達到0.45。與大尖速比工作的葉輪相比,低尖速比工作的葉輪轉(zhuǎn)速更低,這樣也就降低了離心力對葉片的作用,可提高風(fēng)力機的運轉(zhuǎn)壽命。由M～λ曲線可知,在10m/s的風(fēng)速狀況下,如果風(fēng)力機采用定槳距規(guī)律,葉輪驅(qū)動轉(zhuǎn)矩整體較小,幾乎沒有啟動能力;當(dāng)采用變槳距規(guī)律時,顯著提高了葉輪的驅(qū)動轉(zhuǎn)矩,特別是啟動性能得到了較大提升,可發(fā)現(xiàn)同步變槳規(guī)律下風(fēng)力機的啟動轉(zhuǎn)矩已接近70Nm。5槳葉的控制規(guī)律以提高立軸風(fēng)力機的啟動性能和發(fā)電效率為目標(biāo),提出一種自動變槳距立軸風(fēng)力機方案。根據(jù)葉素理論建立了變槳距葉輪的功