自動(dòng)變槳距立軸風(fēng)力機(jī)功率模型研究

自動(dòng)變槳距立軸風(fēng)力機(jī)功率模型研究

0變槳距立軸風(fēng)力機(jī)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(jī)和垂直軸風(fēng)力機(jī)是風(fēng)氣發(fā)電的兩種基本形式。水平軸風(fēng)力機(jī)由于風(fēng)能利用系數(shù)較高成為目前的主流風(fēng)力機(jī),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(jī)艙在塔架頂部不易維護(hù)等固有特點(diǎn),使得風(fēng)力發(fā)電成本較高。與水平軸風(fēng)力機(jī)相比,立軸風(fēng)力機(jī)具有安裝維護(hù)方便、噪聲小、葉片受力穩(wěn)定等優(yōu)點(diǎn),特別是在城市和山區(qū)等湍流嚴(yán)重的風(fēng)場(chǎng)條件下,立軸風(fēng)力機(jī)比水平軸風(fēng)力機(jī)更具優(yōu)勢(shì)。但風(fēng)能利用系數(shù)較低、啟動(dòng)性能較差,一直限制著立軸風(fēng)力機(jī)的發(fā)展。通過(guò)改變?nèi)~片槳距角可以改變運(yùn)轉(zhuǎn)過(guò)程中的葉片攻角,進(jìn)而優(yōu)化葉輪的氣動(dòng)性能,提高風(fēng)能利用系數(shù),這種技術(shù)稱(chēng)為變槳距技術(shù)。近年來(lái)在對(duì)立軸風(fēng)力機(jī)存在問(wèn)題的研究中,變槳距技術(shù)被認(rèn)為是一種可提高風(fēng)力機(jī)啟動(dòng)性能和風(fēng)能利用系數(shù)及平滑輸出力矩的有效方法。國(guó)內(nèi)外均對(duì)該技術(shù)進(jìn)行了相關(guān)研究,美國(guó)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(jī),葉片槳距角是用導(dǎo)桿及凸輪機(jī)構(gòu)實(shí)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(dá)里厄風(fēng)力機(jī)高,并具有自起動(dòng)的優(yōu)點(diǎn);2002年新南威爾士大學(xué)通過(guò)葉片上平衡錘的離心力作用實(shí)現(xiàn)了自適應(yīng)的變槳距控制;2005年首爾大學(xué)對(duì)使用舵機(jī)控制葉片的槳距角進(jìn)行了相關(guān)研究;近年來(lái)國(guó)內(nèi)也有相關(guān)技術(shù)的專(zhuān)利申請(qǐng)。本文設(shè)計(jì)了一種通過(guò)電氣自動(dòng)控制實(shí)現(xiàn)變槳距的立軸風(fēng)力機(jī),并進(jìn)行了變槳距控制規(guī)律的分析研究。1動(dòng)態(tài)葉片槳距角閉環(huán)控制自動(dòng)變槳距立軸風(fēng)力機(jī)整體結(jié)構(gòu)如圖1。葉輪由兩個(gè)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(zhǎng)L為0.4m。風(fēng)速儀和風(fēng)向儀可測(cè)得風(fēng)速風(fēng)向信號(hào),絕對(duì)式編碼器可測(cè)得葉輪的方位角信號(hào)和轉(zhuǎn)速信號(hào)及葉片槳距角信號(hào)。根據(jù)傳感器測(cè)得的風(fēng)速風(fēng)向信號(hào)?V、葉輪方位角信號(hào)θ及葉尖速信號(hào)?U?控制器按照一定函數(shù)關(guān)系計(jì)算得到槳距角給定信號(hào),葉片編碼器測(cè)得葉片轉(zhuǎn)角信號(hào)作為反饋,控制器輸出PWM信號(hào)驅(qū)動(dòng)直流伺服電機(jī)調(diào)節(jié)葉片槳距角,這樣便構(gòu)成一個(gè)實(shí)時(shí)的葉片槳距角閉環(huán)控制系統(tǒng)。在風(fēng)力機(jī)運(yùn)行過(guò)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(dòng)性能的表征基于葉素理論建立了立軸風(fēng)力機(jī)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(lái)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(guò)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(dòng)升力Fl和阻力Fd,從而影響了整個(gè)葉輪的氣動(dòng)性能。葉片的相對(duì)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(dòng)系數(shù)復(fù)向量:?C=Cd-iCl(3)基于葉素理論,葉輪的瞬時(shí)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(zhǎng)L、葉片數(shù)量N及葉片高度H等風(fēng)力機(jī)結(jié)構(gòu)參數(shù)一定的情況下,風(fēng)力機(jī)瞬時(shí)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(jī)運(yùn)行過(guò)程中,通過(guò)相應(yīng)傳感器實(shí)時(shí)測(cè)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(shí)葉輪瞬時(shí)輸出功率的最大值。3可變距離檢測(cè)規(guī)律的研究3.1大攻角范圍內(nèi)的氣動(dòng)氣動(dòng)模擬計(jì)算選用國(guó)內(nèi)外常用翼型NACA0015作為變槳距立軸風(fēng)力機(jī)的葉片翼型,NACA翼型族由美國(guó)國(guó)家航空咨詢(xún)委員會(huì)(原NACA,現(xiàn)NASA)提出,并于1937年針對(duì)航空應(yīng)用問(wèn)題對(duì)該翼型族0°～32°攻角范圍內(nèi)的氣動(dòng)性能進(jìn)行了不同雷諾數(shù)情況下的測(cè)試。1981年美國(guó)Sandia實(shí)驗(yàn)室針對(duì)垂直軸風(fēng)力機(jī)的應(yīng)用問(wèn)題對(duì)幾種對(duì)稱(chēng)NACA翼型也進(jìn)行了測(cè)試,由于該機(jī)構(gòu)的研究對(duì)象為定槳距垂直軸風(fēng)力機(jī),更為關(guān)注的是小攻角范圍的氣動(dòng)性能,因此在0°～30°攻角范圍內(nèi)進(jìn)行了大量數(shù)據(jù)的測(cè)試,而在大攻角范圍內(nèi)僅提供了少量測(cè)試數(shù)據(jù)。為進(jìn)行變槳距規(guī)律的分析與研究,同時(shí)為更準(zhǔn)確的描述400mm弦長(zhǎng)的NACA0015翼型在風(fēng)速10m/s工況下的氣動(dòng)性能,需確定NACA0015對(duì)稱(chēng)翼型0°～180°范圍內(nèi)所有角度的氣動(dòng)性能參數(shù)。本文采用Fluent6.3進(jìn)行數(shù)值模擬計(jì)算:1)前處理:通過(guò)ICEM軟件對(duì)NACA0015翼型劃分O型網(wǎng)格。為更好地捕捉近壁面流場(chǎng)形態(tài),壁面網(wǎng)格Y+約為10,處于粘性底層。整個(gè)計(jì)算域約為翼型弦長(zhǎng)的15倍,網(wǎng)格總數(shù)25萬(wàn)。2)求解器:計(jì)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(jì)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(duì)流項(xiàng)離散格式為2階迎風(fēng)格式,擴(kuò)散項(xiàng)采用中心差分格式,計(jì)算中應(yīng)用基于壓力的隱式方法。本次計(jì)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(jìn)口、壓力出口和無(wú)滑移壁面等條件。3)后處理:對(duì)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(zhǎng)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(shí)給出了Sandia實(shí)驗(yàn)室提供的雷諾數(shù)為3.6×105時(shí)0°～30°攻角范圍內(nèi)的翼型氣動(dòng)參數(shù),對(duì)比可發(fā)現(xiàn):當(dāng)攻角小于13°時(shí),仿真數(shù)據(jù)與實(shí)驗(yàn)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(kāi)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(yán)重分離,形成渦流,且分離點(diǎn)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(shí)仿真或?qū)嶒?yàn)所測(cè)的結(jié)果都會(huì)發(fā)生上下振蕩,所以大攻角范圍內(nèi)翼型氣動(dòng)參數(shù)的確定還有待深入研究。但氣動(dòng)性能仿真數(shù)據(jù)與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的整體變化趨勢(shì)一致,基于仿真數(shù)據(jù)對(duì)立軸風(fēng)力機(jī)變槳距規(guī)律的研究方法較可靠。3.2風(fēng)力機(jī)葉片最優(yōu)槳距角規(guī)律風(fēng)力機(jī)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(diǎn)是將葉片分成許多微段,每個(gè)微段可看成是二維翼型,忽略了葉片之間的干擾,這種簡(jiǎn)化會(huì)造成葉輪風(fēng)能利用系數(shù)計(jì)算的不準(zhǔn)確,但對(duì)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(jiǎn)單,運(yùn)算速度較快,但模型的簡(jiǎn)化對(duì)結(jié)果的影響不大。因?yàn)樵撃Ｐ椭饕呛雎粤怂俣日T導(dǎo)因子的變化,這樣會(huì)造成計(jì)算風(fēng)能利用系數(shù)的結(jié)果偏大,但整體變化趨勢(shì)仍是正確的。為了確定風(fēng)力機(jī)葉片的最優(yōu)槳距角變化規(guī)律,對(duì)葉輪風(fēng)能利用系數(shù)進(jìn)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(shí),尖速比在0.1、0.5、0.9時(shí)的最優(yōu)槳距角變化規(guī)律。如圖5所示,實(shí)線表示實(shí)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(dòng)系數(shù)的差異,導(dǎo)致槳距角的變化規(guī)律會(huì)在方位角180°處突變(槳距角突變180°)。綜合考慮實(shí)際控制的可行性及翼型氣動(dòng)系數(shù)的近似對(duì)稱(chēng)性(如圖3),尖速比小于1時(shí)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(shí)的最優(yōu)槳距角變化規(guī)律,為表達(dá)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(shí)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(shí)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(chēng)作同步變槳規(guī)律。當(dāng)尖速比大于1時(shí),規(guī)律周期為葉輪旋轉(zhuǎn)一周所用時(shí)間,規(guī)律變化趨勢(shì)相似,葉片約在90°范圍內(nèi)擺動(dòng),且在左盤(pán)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(duì)葉輪性能的影響對(duì)于立軸風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)性能較成熟的理論預(yù)報(bào)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(jiǎn)單快捷,且具有較高的計(jì)算精度,便于工程應(yīng)用。該模型的基礎(chǔ)仍是軸向動(dòng)量-葉素理論,主要考慮了方位角θ對(duì)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(gè)盤(pán)面分成多個(gè)流管,則氣體流過(guò)單個(gè)流管的動(dòng)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(dòng)量定理:ΔI=FIm(9)該方程是一個(gè)非線性的超越方程,可通過(guò)迭代法求解出速度因子a,則相對(duì)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(guò)程,運(yùn)用Matlab軟件建立M函數(shù)計(jì)算不同變槳距規(guī)律在不同尖速比時(shí)對(duì)應(yīng)的風(fēng)能利用系數(shù)和轉(zhuǎn)矩,然后對(duì)各點(diǎn)進(jìn)行多項(xiàng)式曲線擬合,可得到不同控制規(guī)律的葉輪性能對(duì)比情況,如圖8所示。由Cp～λ曲線可知,風(fēng)力機(jī)采用同步變槳距規(guī)律時(shí)對(duì)應(yīng)的最大功率點(diǎn)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(shí)對(duì)應(yīng)的最大功率點(diǎn)發(fā)生在λ=1.4、λ=1.8、λ=2.3處,未發(fā)生在相應(yīng)的計(jì)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(jì)算結(jié)果更接近實(shí)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(shí)降低了葉輪工作時(shí)的尖速比,當(dāng)采用2_0變槳規(guī)律時(shí),在低尖速比2.5處功率最大點(diǎn)已達(dá)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(duì)葉片的作用,可提高風(fēng)力機(jī)的運(yùn)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(jī)采用定槳距規(guī)律,葉輪驅(qū)動(dòng)轉(zhuǎn)矩整體較小,幾乎沒(méi)有啟動(dòng)能力;當(dāng)采用變槳距規(guī)律時(shí),顯著提高了葉輪的驅(qū)動(dòng)轉(zhuǎn)矩,特別是啟動(dòng)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(jī)的啟動(dòng)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(jī)的啟動(dòng)性能和發(fā)電效率為目標(biāo),提出一種自動(dòng)變槳距立軸風(fēng)力機(jī)方案。根據(jù)葉素理論建立了變槳距葉輪的功