馬劍龍，霍德豪，李學(xué)彬，段亞范，吳雨晴，汪建文

(1.內(nèi)蒙古工業(yè)大學(xué) 能源與動(dòng)力工程學(xué)院，呼和浩特 010051；2.風(fēng)能太陽能利用技術(shù)教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，呼和浩特 010051)

隨著風(fēng)能多元化應(yīng)用推廣的深入，風(fēng)力機(jī)翼型和葉片的成功開發(fā)是風(fēng)力機(jī)設(shè)計(jì)中提升風(fēng)能利用率、解決機(jī)組運(yùn)行失穩(wěn)和結(jié)構(gòu)疲勞損傷的基礎(chǔ)性問題。然而，風(fēng)力機(jī)產(chǎn)業(yè)快速發(fā)展的30年中，諸多氣動(dòng)性能優(yōu)異的分布式風(fēng)電葉片在遠(yuǎn)短于設(shè)計(jì)壽命期內(nèi)頻發(fā)疲勞損傷事故而導(dǎo)致產(chǎn)品夭折的事件屢見不鮮。分析其原因：由于風(fēng)力機(jī)葉片朝著大型化的方向發(fā)展并采用輕型材料，使得葉片柔性增大、結(jié)構(gòu)剛度降低、固有頻率下降。此外，在實(shí)際運(yùn)行中葉片在吸力面處的氣流交匯也會(huì)更加的復(fù)雜，使得葉片氣動(dòng)性能及運(yùn)行穩(wěn)定性上有大幅度的下降。進(jìn)而導(dǎo)致葉片振動(dòng)響應(yīng)增強(qiáng)，疲勞損傷加劇。介于此，在分布式風(fēng)力機(jī)現(xiàn)有翼型成果基礎(chǔ)上提出一種即可保持葉片氣動(dòng)性能，亦可有效改進(jìn)其結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)性能的結(jié)構(gòu)改進(jìn)方案不失為一種技術(shù)捷徑。之前的研究中，研究人員對(duì)葉片的結(jié)構(gòu)改形多著眼于翼型前、后緣點(diǎn)處結(jié)構(gòu)形式的改進(jìn)，本文擬另辟蹊徑，以某分布式風(fēng)力機(jī)葉片為研究對(duì)象，針對(duì)其吸力面翼型曲線進(jìn)行結(jié)構(gòu)凹變，探究結(jié)構(gòu)變化對(duì)風(fēng)輪整體氣動(dòng)性能和結(jié)構(gòu)性能的影響特征，進(jìn)而探索翼型凹變?cè)谌~片設(shè)計(jì)中應(yīng)用的可行性。

近年來，翼型整體的優(yōu)化設(shè)計(jì)方面的相關(guān)典型研究如：Grasso[1]開發(fā)了ECN-G1-21翼型，并利用縮比實(shí)驗(yàn)進(jìn)行了不同雷諾數(shù)時(shí)翼型氣動(dòng)性能測(cè)試及失速分析；Mohamed[2]則針對(duì)達(dá)里厄風(fēng)力機(jī)進(jìn)行了新翼型設(shè)計(jì)；Wang[3]提出了一種考慮連續(xù)攻角變化的新的翼型設(shè)計(jì)方法，并提出了基于泰勒高階多項(xiàng)式的風(fēng)力機(jī)專用新翼型設(shè)計(jì)方法[4]；Liu等[5]則開發(fā)了一種新的翼型結(jié)構(gòu)參數(shù)化設(shè)計(jì)方法，并將其應(yīng)用于DU93-W-210翼型的優(yōu)化，進(jìn)而佐證了該方法的先進(jìn)性；Mei等[6]建立了一種專門針對(duì)于H型垂直軸風(fēng)力機(jī)翼型的設(shè)計(jì)方法；Bedon等[7]利用優(yōu)化的遺傳算法開發(fā)了一種翼型結(jié)構(gòu)的改良方法；Tartuferi等[8]則開發(fā)了適用于Savonius風(fēng)力機(jī)的專用新翼型；Birajdar等[9]開發(fā)了專門針對(duì)于小型風(fēng)力機(jī)葉片設(shè)計(jì)的兩種新翼型IND 15045和IND 09848。

翼型局部的優(yōu)化設(shè)計(jì)方面的相關(guān)研究如下：Menon等[10]進(jìn)行了尾緣開槽對(duì)葉片氣動(dòng)載荷的影響分析；Cai等[11]研究多種前緣突起對(duì)葉片氣動(dòng)性能的影響，發(fā)現(xiàn)流體經(jīng)過凹凸前緣時(shí)具有周期性和對(duì)稱性；Liu等[12]通過對(duì)葉尖結(jié)構(gòu)進(jìn)行凹槽設(shè)計(jì)，并利用PIV拍攝葉尖附近流場(chǎng)，發(fā)現(xiàn)葉尖開槽可以減弱葉尖渦的強(qiáng)度并加速耗散；Ahmed等[13]在不同雷諾數(shù)下在葉片前緣添加襟翼，發(fā)現(xiàn)前緣襟翼可以有效的增加小型風(fēng)力機(jī)的氣動(dòng)性能；Wang等[14]通過風(fēng)洞試驗(yàn)對(duì)DU40光滑翼型,DU40-llwavy和DU40-25wavy兩種仿生凹凸前緣翼型，進(jìn)行流場(chǎng)測(cè)試發(fā)現(xiàn)，凹凸前緣能夠有效的延緩流動(dòng)分離現(xiàn)象Hansen等[15]通過研究發(fā)現(xiàn)：凹凸前緣在葉片未失速時(shí)會(huì)提升翼型的升力系數(shù)，在失速狀態(tài)下，可以減小升力系數(shù)的損失；Sun等[16]設(shè)計(jì)一種新的后緣襟翼，可以有效的降低葉片根部的彎矩以及疲勞損傷。

綜合文獻(xiàn)分析可知，所見研究對(duì)葉片翼型的改良往往著眼于翼厚、翼型前/后緣點(diǎn)處結(jié)構(gòu)優(yōu)化改進(jìn)為設(shè)計(jì)理念，專門針對(duì)于翼型中部曲線的優(yōu)化研究較少，而利用該理念在設(shè)計(jì)工況下以不降低葉片功率輸出為前提的葉片結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)性能有效改進(jìn)方法的相關(guān)研究則未見報(bào)道。

1 翼型結(jié)構(gòu)凹變提出的理論依據(jù)

如圖1所示，風(fēng)力機(jī)葉片旋轉(zhuǎn)過程中，因壓力面氣壓值高于吸力面，故各翼型面前、后緣點(diǎn)處均存在由壓力面流向吸力面的氣體環(huán)流，兩處環(huán)流最終于吸力面某處交匯，交匯的存在將導(dǎo)致葉面氣流能量損失的增加，并影響葉片運(yùn)行的穩(wěn)定性。本文通過合理選擇凹變位置、形式及幾何尺度可實(shí)現(xiàn)對(duì)交匯流線的引導(dǎo)及其影響范圍的限制，從而減小吸力面氣流的脈動(dòng)及能量損失?；谏鲜龇治觯硇桶甲冇锌赡懿唤档突蛟谝欢ǔ潭壬咸嵘~片的做功能力；同時(shí)，翼型凹變將改變?nèi)~片外形結(jié)構(gòu)及質(zhì)量分布，故可在一定程度上改變?nèi)~片的剛度、阻尼比及其他結(jié)構(gòu)參數(shù)，由此可獲得一種在不降低葉片氣動(dòng)性能前提下其結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)性能有效改進(jìn)的實(shí)現(xiàn)方法。

圖1 翼型吸力面流線的交匯Fig.1 Convergence of the flow line on the airfoil suction surface

2 翼型凹變的實(shí)現(xiàn)方法

以圖2(a)所示某翼型結(jié)構(gòu)為例，假設(shè)翼型吸力面的繞流交匯線往往出現(xiàn)在距離前緣M處，選取該處為翼型向內(nèi)側(cè)凹變的中心點(diǎn)?？紤]到翼型弦長顯著大于厚度的結(jié)構(gòu)特征，凹變結(jié)構(gòu)對(duì)應(yīng)選擇為橢圓面，令橢圓面中心點(diǎn)與凹變中心點(diǎn)重合，橢圓面長軸為A、短軸為B，并使橢圓面長軸與凹變中心點(diǎn)處翼型曲線相切，本例中橢圓面長軸與弦長的夾角α為2.25°，凹變翼面與非凹變翼面間采用B樣條曲線光滑過渡搭接，具體實(shí)現(xiàn)過程如圖2(b)所示。

(a)原翼型

(b)凹變翼型L-翼型弦長;M-翼型曲線上凹變中心點(diǎn)到翼型前緣的距離;A-橢圓面長軸長;B-橢圓面短軸長圖2 翼型凹變?cè)鞦ig.2 Principle of airfoil concave

3 翼型凹變對(duì)風(fēng)輪氣動(dòng)性能的影響

3.1 數(shù)值仿真模型的建立

3.1.1 凹變翼型葉片的生成原理

葉片為木質(zhì)實(shí)心結(jié)構(gòu)，長為0.7 m，葉片翼型部分設(shè)置有10特征翼型面，各翼型面之間的部分通過放樣實(shí)現(xiàn)，1翼型面和2翼型面的間距為35 mm，其余相鄰翼型面間距為70 mm。將原翼型中的10特征翼型面曲線進(jìn)行相應(yīng)的結(jié)構(gòu)凹變并放樣后即可獲得凹變翼型葉片，如圖3所示。

圖3 凹變翼型葉片的生成Fig.3 Generation of concave blades

3.1.2 計(jì)算模型的建立

數(shù)學(xué)模型依據(jù)內(nèi)蒙古自治區(qū)新能源試驗(yàn)示范基地所屬B1/K2型低速風(fēng)洞建立，如圖4所示，目的是利用相應(yīng)的試驗(yàn)佐證算法的可靠性。

圖4 數(shù)學(xué)仿真模型Fig.4 Mathematical simulation model

計(jì)算域劃分為旋轉(zhuǎn)域和靜止域兩部分，旋轉(zhuǎn)域包裹風(fēng)力機(jī)葉片，通過域的旋轉(zhuǎn)實(shí)現(xiàn)葉片的轉(zhuǎn)動(dòng)。旋轉(zhuǎn)域采用六面體網(wǎng)格，靜止域采用四面體網(wǎng)格，兩域間采用滑移網(wǎng)格，數(shù)據(jù)傳遞采用INTERFACE技術(shù)。靜止域采用網(wǎng)格膨脹技術(shù)，全域?qū)崿F(xiàn)了網(wǎng)格的分層劃分，多種網(wǎng)格劃分技術(shù)的綜合應(yīng)用可實(shí)現(xiàn)計(jì)算資源的高效利用。

3.1.3 計(jì)算方法及結(jié)果分析

采用非穩(wěn)態(tài)算法，考慮到葉片旋轉(zhuǎn)過程中，伴隨著較強(qiáng)的逆壓梯度和流動(dòng)分離，故所采用算法模型需考慮湍流剪切應(yīng)力效應(yīng)，并對(duì)渦流黏度不產(chǎn)生過度預(yù)測(cè)，SSTk-ω湍流模型在上述問題解決方面具備顯著的優(yōu)勢(shì)。且壁面采用固體無滑移條件，入口條件采用速度入口，出口條件采用自由出口，網(wǎng)格間數(shù)據(jù)的傳遞采用二階差分格式。

原翼型葉片額定風(fēng)速為10 m/s，設(shè)計(jì)尖速比為5，針對(duì)此工況進(jìn)行原翼型風(fēng)輪氣動(dòng)性能的計(jì)算，如表1所示。

表1 原翼型風(fēng)輪氣動(dòng)性能Tab.1 Aerodynamic performance of 3 types of wind wheels

3.2 葉片氣動(dòng)性能可靠性試驗(yàn)

3.2.1 測(cè)試對(duì)象

測(cè)試對(duì)象，如圖5所示，為與模擬計(jì)算使用相同葉片的某木質(zhì)葉片表面涂有玻璃鋼材料，輪轂采用法蘭連接。

圖5 葉片實(shí)拍圖Fig.5 Pictures of physical blades

3.2.2 測(cè)試方法

通過吹氣式B1/K2低速風(fēng)洞提供穩(wěn)定來留風(fēng)速，風(fēng)輪電機(jī)輸出端與負(fù)載系統(tǒng)和NORMA5000 型功率分析儀設(shè)備連接，以此獲取風(fēng)力機(jī)的功率參數(shù)如圖6所示。

圖6 功率監(jiān)測(cè)方法Fig.6 Power monitoring method

3.2.3 測(cè)試結(jié)果

實(shí)驗(yàn)結(jié)果如表2所示，定義相對(duì)誤差=(計(jì)算值-實(shí)驗(yàn)值)/實(shí)驗(yàn)值×100%。

表2 實(shí)驗(yàn)功率與模擬功率對(duì)比Tab.2 Comparison of experimental power and analog power

由表2可知，模擬計(jì)算功率與實(shí)驗(yàn)功率在風(fēng)輪的設(shè)計(jì)工況下功率相對(duì)誤差為4.7%，因此模擬計(jì)算具有較高的可信性。

3.3 翼型凹變幾何參數(shù)的確定

一方面，經(jīng)過模擬計(jì)算后發(fā)現(xiàn)，翼型凹變過淺，對(duì)葉片吸力面流線的控制不明顯，而凹變過深，則會(huì)使葉片凹變處過薄，增加了斷裂的風(fēng)險(xiǎn)。通過模擬計(jì)算后，測(cè)得當(dāng)橢圓長軸A為弦長C的6.3%、短軸B為翼型弦長C的1.5%時(shí)，該凹變形狀對(duì)于流線控制較強(qiáng)，而且不會(huì)使得凹變處過薄，則選取該形狀參數(shù)為本文凹變形狀。另一方面，在設(shè)計(jì)工況下,葉片吸力面流線交匯，一般出現(xiàn)在葉片吸力面0.7～0.9倍弦長處，因此，選取翼型0.7倍、0.8倍、0.9倍弦長處進(jìn)行凹變。同時(shí)，為了使得，凹變?nèi)~片能夠?qū)ζ浣Y(jié)構(gòu)性能產(chǎn)生一定程度的影響，綜合考慮之下選取凹變長度為350 mm和420 mm兩個(gè)長度最為適宜。進(jìn)而通過模擬計(jì)算后得出，原翼型風(fēng)輪與不同凹變翼型風(fēng)輪在設(shè)計(jì)工況下的氣動(dòng)性能，如表3所示。

表3 a～g風(fēng)輪氣動(dòng)性能Tab.3 Aerodynamic performance of a～g wind turbine

由表3中數(shù)據(jù)可知，設(shè)計(jì)工況下，b類風(fēng)輪轉(zhuǎn)矩較原翼型風(fēng)輪略有增大，分析其原因?yàn)椋阂硇拖騼?nèi)側(cè)凹變后，吸力面的交匯流線規(guī)則地沿凹槽發(fā)生流動(dòng)，較好地限制了交匯流線隨工況變化于葉片位置的遷移，如圖7所示；同時(shí)，翼型向內(nèi)側(cè)凹變，一定程度上限制了流線交匯處湍流的擴(kuò)散，減小了吸力面氣體的流動(dòng)能量損失。因此，也可認(rèn)為b類風(fēng)輪相較于其它凹變風(fēng)輪，對(duì)于流線的控制更為優(yōu)異，使得其功率較原風(fēng)輪有1%的提高。較好地實(shí)現(xiàn)了翼型凹變對(duì)葉片氣動(dòng)性能微影響的設(shè)計(jì)初衷。

圖7 凹變?nèi)~片對(duì)吸力面流線交匯的控制Fig.7 The control of the confluence of a concave blade on the streamline of the suction surface

同時(shí)，為了探究在翼型其它弦長處進(jìn)行凹變，是否對(duì)葉片的氣動(dòng)性能的提高有更好的影響。進(jìn)而嘗試在葉片的0.2～0.6倍弦長處進(jìn)行長度為350 mm的凹變，并進(jìn)行模擬計(jì)算獲得其轉(zhuǎn)矩值如表4所示。

由表4可知在翼型0.2～0.6倍弦長處進(jìn)行凹變后，1～6類風(fēng)輪轉(zhuǎn)矩有顯著的降低。對(duì)風(fēng)力機(jī)的氣動(dòng)性能降低影響較大。因此下文主要對(duì)a～f類凹變風(fēng)輪進(jìn)行結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)性能的模擬與實(shí)驗(yàn)。

表4 1～6類風(fēng)輪氣動(dòng)性能對(duì)比Tab.4 Aerodynamic performance of wind wheels

4 翼型凹變對(duì)葉片結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)性能的影響

4.1 翼型凹變對(duì)葉片剛度的影響

4.1.1 測(cè)試對(duì)象及傳感器布置

測(cè)試對(duì)象為課題組某木質(zhì)原葉片與b類凹變?nèi)~片，如圖8所示，其翼型與模擬計(jì)算相同，表面涂有玻璃鋼材料，輪轂采用法蘭連接。

圖8 b類凹變?nèi)~片與傳感器布置Fig.8 Pictures of physical blades and arrangement of sensors

4.1.2 測(cè)試系統(tǒng)、測(cè)試原理及方法

測(cè)試系統(tǒng)采用 B &K 公司最新研發(fā)的PULSE16.1結(jié)構(gòu)振動(dòng)分析系統(tǒng)。測(cè)試原理如圖9所示。

圖9 模態(tài)測(cè)試原理Fig.9 Principle of modal test

測(cè)試方法采用瞬態(tài)激振法，單點(diǎn)激勵(lì)，多點(diǎn)響應(yīng)。激勵(lì)信號(hào)由力錘人工施加，力錘所產(chǎn)生的激勵(lì)信號(hào)由其手柄處的數(shù)據(jù)線傳輸給數(shù)據(jù)采集卡;葉片產(chǎn)生振動(dòng)后，由加速度傳感器感知測(cè)點(diǎn)處的振動(dòng)信息，并由數(shù)據(jù)線傳輸給數(shù)據(jù)采集卡;數(shù)據(jù)采集卡收集數(shù)據(jù)，并對(duì)數(shù)據(jù)進(jìn)行相關(guān)處理后，通過網(wǎng)線傳輸給電腦中的 Pulse 系統(tǒng)控制程序;控制程序完成測(cè)試系統(tǒng)的整體設(shè)置、控制及測(cè)試數(shù)據(jù)的顯示、保存等功能。

4.1.3 測(cè)試結(jié)果分析

將數(shù)據(jù)導(dǎo)出到Reflect中進(jìn)行后處理分析得到g類葉片與b類凹變?nèi)~片在一階、二階的振動(dòng)頻率及對(duì)應(yīng)的阻尼比，如表5所示。

表5 不同風(fēng)輪振動(dòng)頻率及阻尼比Tab.5 Vibration frequency and damping ratio of different wind turbines

從表5中可以明顯看出b類葉片相較于與g類葉片在，一階、二階固有頻率有2%和1%的增加、阻尼比有9.22%和3.4%的增加。分析其原因：當(dāng)葉片被力錘敲擊時(shí)的振動(dòng)形式，可以看做為一個(gè)單自由度有阻尼的振動(dòng)形式。

則葉片靜剛度

(1)

式中：f為固有頻率；k,m為剛度與質(zhì)量；ζ為阻尼比。

通過承重得到，b類葉片較與g類葉片質(zhì)量減少為Δm=8 g(減少量為1%)，進(jìn)而將其與階頻率及阻尼比代入公式，計(jì)算得到b類凹變?nèi)~片與原葉片的剛度差Δk的增量為32%，由此可得，b類凹變?nèi)~片能夠有效的增加葉片的靜剛度。

同時(shí)，由于風(fēng)輪在實(shí)際工況運(yùn)行下是動(dòng)態(tài)的，所以計(jì)算葉片的動(dòng)剛度，才能真實(shí)的反應(yīng)出葉片在運(yùn)行工況下的剛度變化。

其運(yùn)動(dòng)方程為

(2)

(3)

則動(dòng)剛度

K=k-mω2+ciω

(4)

式中:k為靜剛度；m為質(zhì)量；ω為風(fēng)輪旋轉(zhuǎn)角速度；c為阻尼系數(shù)。

通過靜載試驗(yàn)計(jì)算出物體靜剛度增加量為32%，則在設(shè)計(jì)工況下，根據(jù)公式推導(dǎo)出凹變翼型葉片的動(dòng)剛度也有很大程度的增加。

綜合靜剛度與動(dòng)剛度的變化發(fā)現(xiàn)，凹變?nèi)~片一階、二階阻尼比的上升使得葉片振動(dòng)消減速度變快，相同工況下對(duì)葉片的疲勞損失也會(huì)有很大程度的下降。同時(shí)，由于小型水平軸風(fēng)力機(jī)的主要運(yùn)行工況頻率多發(fā)生在葉片一階與二階固有頻率左右，凹變?nèi)~片在一階、二階振動(dòng)頻率上的提高，使得運(yùn)行工況偏開葉片固有頻率，減少斷裂的風(fēng)險(xiǎn)。

4.2 翼型凹變對(duì)葉片最大位移及應(yīng)變的影響

由于風(fēng)輪葉片為實(shí)體木質(zhì)，剛度較大，算法可以采用單向流固耦合計(jì)算。首先通過流場(chǎng)計(jì)算，得到風(fēng)壓載荷，進(jìn)而將氣動(dòng)力、離心力、重力等加載到風(fēng)力機(jī)，進(jìn)行有預(yù)應(yīng)力的結(jié)構(gòu)場(chǎng)計(jì)算，最后得到葉尖位移與應(yīng)變的大小。以a類風(fēng)輪為例，通過模擬計(jì)算，求得葉片位移與應(yīng)變振型，求得具體參數(shù)如表6所示。

表6 葉尖位移及應(yīng)變量值Tab.6 Tip displacement of single leaf blade

由表6可知，b類凹變?nèi)~片，相較于其它葉片最大位移以及應(yīng)變減少量最為顯著，分別為28%和19%。分析原因：一方面，通過上文實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證，翼型凹變后葉片剛度相較于原葉片很大程度的提高，同時(shí)，剛度提高使得葉片在外力作用下產(chǎn)生的彈性變形降低；另一方面，翼型凹變能在一定程度上限制了流線交匯處湍流的擴(kuò)散，減小了吸力面氣體的流動(dòng)能量損失，使得吸力面湍流度降低，即對(duì)于葉片的擾動(dòng)下降。綜上兩個(gè)因素，可以較好的解釋葉片最大位移及應(yīng)變有顯著的下降的原因。

4.3 模擬計(jì)算結(jié)果的驗(yàn)證

由于實(shí)驗(yàn)條件所限，無法在實(shí)驗(yàn)中直接測(cè)得葉尖最大位移的具體數(shù)值。本文為驗(yàn)證上述模擬計(jì)算結(jié)果的可靠性，進(jìn)而對(duì)b類葉片與g類葉片，進(jìn)行葉片應(yīng)變的動(dòng)態(tài)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)。以此從側(cè)面驗(yàn)證模擬計(jì)算的可靠性。

4.3.1 測(cè)試設(shè)備原理及測(cè)點(diǎn)分布

應(yīng)變值采集裝置采用旋轉(zhuǎn)機(jī)械應(yīng)力應(yīng)變遙測(cè)分析系統(tǒng) TST5925測(cè)試原理，如圖 10 所示，該系統(tǒng)為國內(nèi)首臺(tái)專門針對(duì)風(fēng)力機(jī)葉片動(dòng)態(tài)應(yīng)力應(yīng)變信號(hào)采集設(shè)計(jì)的裝置。

圖10 應(yīng)變值測(cè)試原理Fig.10 Principle of strain measurement

通過模擬計(jì)算觀察發(fā)現(xiàn)葉片應(yīng)變最大值，出現(xiàn)在葉跟0.17R處，即1號(hào)、8號(hào)、9號(hào)附近，并將其作為主要測(cè)試位置。葉片三階以下振型的節(jié)點(diǎn)位于距風(fēng)輪旋轉(zhuǎn)中心處0.27R,0.51R,0.74R,0.85R，振幅較大，作為此次動(dòng)態(tài)應(yīng)變?cè)囼?yàn)的輔助測(cè)試位置，如圖11所示為應(yīng)變片位于葉片迎風(fēng)面與背風(fēng)面的分布情況。

圖11 應(yīng)變測(cè)點(diǎn)分布Fig.11 Measuring-point distribution of strain

4.3.2 應(yīng)變響應(yīng)信號(hào)測(cè)試結(jié)果分析

通過試驗(yàn)測(cè)試得出，葉片最大應(yīng)變值出現(xiàn)在葉跟處的1號(hào)測(cè)點(diǎn)，這與模擬計(jì)算結(jié)果的位置保持一致。則1號(hào)測(cè)點(diǎn)的實(shí)驗(yàn)結(jié)果如表7所示，定義相對(duì)誤差=(計(jì)算值-實(shí)驗(yàn)值)/實(shí)驗(yàn)值×100%。

表7 1號(hào)測(cè)點(diǎn)實(shí)驗(yàn)與模擬應(yīng)變對(duì)比Tab.7 Comparison of 1 point test and simulated strain

由表7知，設(shè)計(jì)工況下功率相對(duì)誤差為3.7%與4.2%，較好的驗(yàn)證了上述模擬計(jì)算方法的可靠性。進(jìn)而得出：翼型凹變?nèi)~片可以有效的減少葉片的最大位移及應(yīng)變值，增加葉片的結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)性能。

5 結(jié) 論

針對(duì)某分布式水平軸風(fēng)力機(jī)葉片開展翼型凹變的結(jié)構(gòu)改進(jìn)，本文首次提出于翼型吸力面上進(jìn)行結(jié)構(gòu)改形的探索，發(fā)現(xiàn)通過合理選擇凹變位置、形式及幾何尺度，可在一定程度提升葉片做功能力、提高風(fēng)輪一階、二階固有頻率及其阻尼比，并提升葉片靜剛度與動(dòng)剛度，進(jìn)而減小葉片的應(yīng)變值，使得葉片在外力作用下產(chǎn)生的彈性形變有顯著的下降。翼型凹變的成功實(shí)現(xiàn)，不僅為風(fēng)力機(jī)葉片翼型族的開發(fā)提供了新方法，同時(shí)可為諸多氣動(dòng)性能優(yōu)異的風(fēng)力機(jī)葉片在遠(yuǎn)短于設(shè)計(jì)壽命期內(nèi)頻發(fā)疲勞損傷事故而導(dǎo)致的產(chǎn)品夭折提供新的解決思路。

另一方面，本文所建立翼型凹變的方法，應(yīng)可以成功地引用到大型風(fēng)力機(jī)葉片設(shè)計(jì)，大型風(fēng)力機(jī)葉片均采用中空的鋪層結(jié)構(gòu)，由理論分析可知，本文所提到的翼型凹變方式對(duì)大型風(fēng)力機(jī)而言，均可一定程度上增強(qiáng)葉片的剛度，提高其固有振動(dòng)頻率，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)整機(jī)避振的結(jié)構(gòu)改良。