陳方述?，陽雪兵，石峰

（1.哈電風能有限公司, 湖南 湘潭 411101；2.海上風力發(fā)電技術(shù)與檢測國家重點實驗室, 湖南 湘潭 411101）

0 引 言

隨著全球各個國家對綠色清潔能源運用越來越重視，風能作為新能源的一個重要分支，得到了快速發(fā)展，尤其是我國，在“碳中和”發(fā)展戰(zhàn)略的指導下，風電產(chǎn)業(yè)發(fā)展后來居上，裝機容量不斷創(chuàng)新高[1]。永磁直驅(qū)型風力發(fā)電機組作為風力發(fā)電機組的一種重要類型，具有傳動鏈短、結(jié)構(gòu)簡單、維護方便、安全性高[2]等優(yōu)勢，在風機市場尤其是海上風機市場一直占據(jù)重要位置，機組單機功率也越來越大[3]。

李洪濱[4]等研究了永磁直驅(qū)風機機艙的有限元建模方法，計算出機艙應(yīng)力分布與低應(yīng)力區(qū)域。劉東博[5]等分析了機艙各個工況下載荷情況及加載受力、約束條件等對計算的影響。呂杏梅[6]等考慮主軸承、偏航軸承對機艙傳力的影響，建立了更加精確的機架有限元分析模型。趙春雨[7]等提出基于保證零件接口尺寸不變，考慮制造工藝影響，對風機支架結(jié)構(gòu)進行快速化優(yōu)化改進方法。柳勝舉[8]等根據(jù)風機結(jié)構(gòu)應(yīng)力云圖，分析了結(jié)構(gòu)低應(yīng)力區(qū)域的減重優(yōu)化方法。

永磁直驅(qū)風機機艙，位于發(fā)電機與塔筒中間，如圖1所示，安裝有偏航裝置、制動器、機艙罩及固定支架、吊物裝置、電氣控制柜、環(huán)境控制系統(tǒng)等多個子系統(tǒng)，受載工況復(fù)雜，幾何形狀不規(guī)則，采用傳統(tǒng)力學計算方式無法準確分析其受載情況[9]，為科學地評估機艙的設(shè)計強度，需根據(jù)Bladed軟件提取風機的氣動載荷，再結(jié)合風機實際運行工況進行載荷分析和分配，再采用有限元方法分析機艙的受力狀況[10-11]。

圖1 永磁直驅(qū)風力發(fā)電機模型Fig.1 Model of the permanent-magnet direct-drive wind turbine

隨著風電機組平價時代[12]的到來，在保證質(zhì)量的前提下，對制造成本提出了越來越高的要求，優(yōu)化設(shè)計理念也得到了越來越多風機生產(chǎn)廠家的重視[13]。本文根據(jù)現(xiàn)有機艙已滿足基本設(shè)計要求，但整體質(zhì)量超預(yù)期的情況，分析影響機艙幾何外形的主要參數(shù)，并根據(jù)有限元計算結(jié)果，結(jié)合生產(chǎn)工藝要求、現(xiàn)有機艙幾何結(jié)構(gòu)缺陷、減小對整機和現(xiàn)有工藝生產(chǎn)方案影響等因素對參數(shù)進行分析和優(yōu)化，以快速化對機艙進行輕量化設(shè)計，以縮短設(shè)計周期，降低度電成本。

1 模型建立

某大型海上永磁直驅(qū)風力發(fā)電機組機艙，基于緊湊式設(shè)計理念及經(jīng)典機艙結(jié)構(gòu)形式，設(shè)計為彎頭形狀，機艙底部通過偏航軸承與塔筒頂部連接，發(fā)電機內(nèi)部安裝有錐形支撐軸，其一端與機艙連接，另一端通過單主軸承結(jié)構(gòu)，與葉輪連接，連接均采用螺栓。風機在運行過程中，葉輪受力可簡化為集中載荷等效作用于輪轂中心，其中，Mx、My、Mz、Fx、Fy、Fz分別代表風機在輪轂中心坐標系下各個方向的力矩和力，具體輪轂中心坐標系如圖2所示[14]。

圖2 輪轂中心固定坐標系Fig.2 Hub center fixed coordinate system

為最大限度真實模擬機艙受力狀況，建立機艙整體計算模型，包含了主要計算對象機艙，及與其連接的發(fā)電機錐形支撐軸、偏航軸承、主軸承、主軸承制動盤、塔筒假體等輔助模型。由于機艙結(jié)構(gòu)模型復(fù)雜，為減少計算量，根據(jù)圣維南原理，對其模型進行簡化處理，去除不重要的圓角、孔等特征，在Solidworks中建立模型后，導入到有限元分析軟件中進行分析，機艙與各連接件的有限元模型如圖3、圖4所示。

圖3 機艙有限元模型Fig.3 Finite element model of the nacelle

圖4 主軸承和偏航軸承有限元模型Fig.4 Finite element model of the main bearing and yaw bearing

各個模型材料屬性如表1所示。

表1 材料屬性Tab.1 Material properties

2 強度分析

2.1 邊界加載

根據(jù)GL規(guī)范載荷工況設(shè)計要求，利用Bladed軟件對風機仿真分析后，提取輪轂中心載荷數(shù)據(jù)[15]，選取一組最惡劣工況（輪轂中心My最?。┫碌妮d荷對機艙進行強度計算，具體如表2所示。

表2 輪轂中心載荷數(shù)據(jù)Tab.2 Load data of hub center

所有部件都由螺栓進行連接，分析時不考慮螺栓局部應(yīng)力的影響，連接部件使用bonded連接。載荷施加在輪轂中心，MPC到主軸承外圈表面，同時將發(fā)電機轉(zhuǎn)子重量和發(fā)電機定子重量分別MPC到主軸承外圈和發(fā)電機錐形支撐軸上，輪轂中心建立質(zhì)量點，模擬葉輪質(zhì)量，其余部件均在重心位置分別設(shè)置質(zhì)量點，各質(zhì)量單元分別與連接件耦合，重力載荷施加豎直向上的加速度9.8 m/s2。

2.2 計算結(jié)果

應(yīng)力基于第四強度理論進行計算，按材料塑性破壞進行檢核，考慮所有主應(yīng)力對結(jié)構(gòu)材料的影響，可表示為：

式中：

σ1、σ2、σ3?主應(yīng)力；

[σ]?材料的許用應(yīng)力。

機艙等效應(yīng)力和變形計算結(jié)果如圖5、圖6所示，最大等效應(yīng)力為181 MPa，出現(xiàn)在機艙尾部橢圓孔底端，最大變形為19 mm，出現(xiàn)在機艙頂端，運行時風機前后晃動引起機艙變形，計算結(jié)果符合實際工況。

圖5 等效應(yīng)力云圖Fig.5 Equivalent stress diagram

圖6 變形結(jié)果云圖Fig.6 Deformation result diagram

機艙材料采用QT 400-18AL鑄鐵，屈服極限為220 MPa，根據(jù) GL 2010 規(guī)范要求，需考慮材料局部安全系數(shù)1.1，故許用極限應(yīng)力為：

σmax=181 MPa＜[σ]，因此，機艙在極限工況下不會發(fā)生塑性變形，滿足設(shè)計要求。

3 優(yōu)化改進

根據(jù)上述應(yīng)力計算云圖，機艙安全系數(shù)足夠，但應(yīng)力分布情況不合理，在機艙轉(zhuǎn)接到發(fā)電機的底部位置，存在片狀大應(yīng)力分布，兩側(cè)與尾部低應(yīng)力區(qū)較多，可進一步優(yōu)化，使應(yīng)力分布均勻。優(yōu)化通過調(diào)整對機艙外形、重量、受載形式等有影響的主要參數(shù)進行，以減輕重量為優(yōu)化目標，如圖7所示。

圖7 機艙幾何外形與主要影響參數(shù)Fig.7 Geometric shape and main influencing parameters of nacelle

優(yōu)化方法為結(jié)合已有機型的結(jié)構(gòu)特點與設(shè)計要求，基于“減強補弱”、“改動最小”、“工藝改進”原則進行。在不改變已有機型主要安裝接口、主要生產(chǎn)與安裝工藝的前提下，分析和調(diào)整各模型影響參數(shù)，加強應(yīng)力較大區(qū)域，減薄應(yīng)力較小的區(qū)域，改進生產(chǎn)工藝，最大限度減小對整機設(shè)計影響，提高設(shè)計效率，節(jié)約成本，根據(jù)安裝工藝與結(jié)構(gòu)設(shè)計要求確定各參數(shù)的變化區(qū)間，確定優(yōu)化方案如下：

1）機艙尾部橢圓開孔邊緣材料較多，孔下部應(yīng)力較大，其余臨近位置為低應(yīng)力區(qū)，可擴大橢圓孔尺寸“Φ橢圓孔”，根據(jù)結(jié)構(gòu)要求與鑄造工藝去除材料，同時為加強橢圓孔下部高應(yīng)力區(qū)強度，孔邊設(shè)計成環(huán)圈梁結(jié)構(gòu)，對孔下部開口邊緣加強，且平滑過渡到邊緣，有利于鑄造脫模與受載均勻。

2）在滿足機艙結(jié)構(gòu)與安裝工藝要求的前提下，縮小機艙空間，減小“H”、“L”，以降低機艙高度，縮短機艙從底部固定端到連接發(fā)電機位置的軸伸端的懸臂長度，減小機艙彎矩，減小受力，降低重量。

3）底部中心、底部兩側(cè)及中間區(qū)域應(yīng)力較小，結(jié)合鑄造工藝，減小“t9”、“t10”厚度，并在兩邊中間低應(yīng)力區(qū)位置增加“Φ5”減重孔，減重孔邊緣設(shè)計為環(huán)圈梁結(jié)構(gòu)，增強局部剛度，減小變形，孔大小與位置均考慮鑄造與安裝工藝。

4）厚度過渡區(qū)域，“t1”、“t6”、“H1”、“L1”為低應(yīng)力區(qū)且應(yīng)力分布均勻，考慮厚度均勻減小有利于減小應(yīng)力集中，同時可減小縮松等鑄造缺陷，以滿足強度要求且尺寸最小為原則減小尺寸，“t2”位置應(yīng)力較大且存在片狀高應(yīng)力區(qū)，相當于懸臂固定端，根據(jù)材料力學定義，懸臂梁固定端受彎矩最大，可對該位置加厚，并調(diào)整“R1”尺寸和形狀，將“內(nèi)凹”改為“外凸”，改善受力狀態(tài)。

5）根據(jù)上述”改動最小“優(yōu)化方法，在整機設(shè)計時已經(jīng)確定了安裝接口尺寸的參數(shù)、對機艙相鄰件的安裝有影響的參數(shù)以及應(yīng)力分布已均勻合理的參數(shù)，不做更改，如：“Φ1”、“Φ2”、“Φ3”、“Φ4”、“H2”、“α”、“t5”、“t7”、“t8”、“β”、“t3”、“t4”。

對各參數(shù)進行調(diào)整并對機艙幾何模型重構(gòu)建模，先對影響機艙總體空間與重量的尺寸“H”、“L”、“t10”進行調(diào)整，滿足強度要求后，再根據(jù)上述要求對其他尺寸進行調(diào)整計算，考慮到經(jīng)濟性與計算效率，“H”、“L”、“t10”以 5 mm 為單位進行調(diào)整，其他尺寸以2 mm為單位進行調(diào)整，經(jīng)多輪調(diào)整與計算，最終確定優(yōu)化后的機艙模型各參數(shù)如表3所示，優(yōu)化后的機艙與原設(shè)計對比如圖8所示。

圖8 機艙優(yōu)化前后對比圖Fig.8 Comparison diagram of nacelle before and after optimization

表3 優(yōu)化參數(shù)Tab.3 Load date at hub center mm

優(yōu)化后機艙在極限載荷工況下的應(yīng)力與變形云圖如圖9、圖10所示，最大等效應(yīng)力為173 MPa，出現(xiàn)在機艙連接發(fā)電機法蘭一側(cè)，比原設(shè)計減小4.4%，小于許用極限，最大變形為20 mm，出現(xiàn)在機艙頂端，有所增大，重量45.2 t，減小了14.2%，減重效果明顯，機艙優(yōu)化前后對比如表4所示。

圖9 等效應(yīng)力云圖Fig.9 Equivalent stress diagram

圖10 變形結(jié)果云圖Fig.10 Deformation result diagram

表4 機艙優(yōu)化前后對比Tab.4 Comparison of before and after optimization

4 結(jié) 論

根據(jù)以上分析可以看出，機艙優(yōu)化后重量減小7.5 t，按單價1.3萬元/t計算，單臺可節(jié)約成本約9.75萬元，有效降低了成本，經(jīng)濟效果明顯。

優(yōu)化方法結(jié)合已有機型的結(jié)構(gòu)特點與設(shè)計要求，基于“減強補弱”、“改動最小”、“工藝改進”原則進行，有利于產(chǎn)品快速化、通用化優(yōu)化設(shè)計。與常規(guī)優(yōu)化方法相比，可最大限度減小對已有產(chǎn)品的整機設(shè)計、相連部件設(shè)計、現(xiàn)有生產(chǎn)與安裝工藝等的影響，提高設(shè)計效率，優(yōu)化生產(chǎn)工藝，為機艙的優(yōu)化降成本提供了方向和參考。