一种基于仿生凹凸前缘结构的流动分离控制方法
阅读说明：本技术 一种基于仿生凹凸前缘结构的流动分离控制方法 (Flow separation control method based on bionic concave-convex front edge structure ) 是由 张一楠 张明明 廖猜猜 秦志文 于 2021-08-09 设计创作，主要内容包括：本发明提供了一种基于仿生凹凸前缘结构的流动分离控制方法,所述方法用于控制风电叶片叶展中部及叶根区域流动分离,所述方法包括如下步骤：S1：测试仿生凹凸前缘风力机翼型的气动性能；S2：进行气动性能优化设计,得到凹凸前缘结构尺寸；S3：结合风电叶片设计平台,设计风电叶片并完成校验；S4：根据S2获得的凹凸前缘结构尺寸,制作凹凸前缘结构,将所述凹凸前缘结构安装在S3获得的风电叶片上。本发明所提供的基于仿生凹凸前缘结构的流动分离控制方法,通过将风电叶片大厚度叶展位置处的前缘设计成凹凸结构,并通过粘接的方式实现前缘凸起结构与风电叶片前缘表面的连接,通过这种方法实现了对流动分离的有效抑制。(The invention provides a flow separation control method based on a bionic concave-convex leading edge structure, which is used for controlling flow separation of the middle part of a blade span and a blade root area of a wind power blade and comprises the following steps: s1: testing the aerodynamic performance of the bionic concave-convex leading edge wind turbine airfoil; s2: carrying out pneumatic performance optimization design to obtain the size of the concave-convex front edge structure; s3: designing a wind power blade and completing verification by combining a wind power blade design platform; s4: and manufacturing a concave-convex front edge structure according to the size of the concave-convex front edge structure obtained in the step S2, and mounting the concave-convex front edge structure on the wind power blade obtained in the step S3. According to the flow separation control method based on the bionic concave-convex front edge structure, the front edge at the large-thickness blade span position of the wind power blade is designed into the concave-convex structure, the connection between the front edge convex structure and the front edge surface of the wind power blade is realized in a bonding mode, and the effective inhibition on flow separation is realized through the method.)
技术领域
本发明属于工程应用技术领域，具体涉及一种基于仿生凹凸前缘结构的流动分离控制方法。
背景技术
近年来，风力发电的优势被越来越多的人所接受，特别是海上风电的发展，风电机组大型化成为主要的发展趋势。大型风电机组的单机容量更大，单位造价相对更低，并且，大型风电机组能够更好的适应风资源集中分布的资源条件。风电机组大型化使得风电叶片的长度不断增加，叶片的结构强度要求更为突出，在风电叶片在保证结构强度的前提下，仍然具有较好的空气动力学性能是叶片设计过程中一个主要障碍。
风力机翼型是组成风电叶片的基本元素，其气动性能和流动特性直接影响风电机组的高效、稳定运行。根据风电叶片不同叶展位置处的需求，风力机翼型在设计过程中要对气动力性能和结构性能进行权衡。对于风电叶片靠近叶尖侧区域的翼型，气动力性能要比结构性能更为重要，大都采用高升阻比的薄翼型，以此来获得良好的气动性能，提高叶片的风能利用效率。而风电叶片叶展中部区域以及靠近叶根侧区域的翼型，对结构强度的要求更高，采用厚度较大翼型以有效提高叶片的结构性能，这些翼型的相对厚度一般都大于30％。大厚度的定义是发展变化的，相对厚度在40％以上的翼型可以称之为“大厚度”风力机翼型。风电机组大型化引起叶片气动和结构之间的矛盾问题可以通过风电叶片根部附近采用大厚度翼型的方法得以缓解。并且随着风电机组大型化的发展，风电叶片叶根附近的翼型对发电量的贡献越来越重要，这也进一步促使了大厚度风力机翼型的发展。
然而，如图7所示，风电叶片叶展中部区域以及靠近叶根侧区域的厚翼型，入流攻角往往较大，并且由于上表面较大的曲率和翼型尾缘处较大的负压力梯度导致叶片表面较早的发生流动分离，这使得叶展中部区域以及叶根侧区域产生较低的升力和较高的阻力，引起叶片气动性能下降，从而降低了风电机组的发电效率。因此，对于叶展中部区域以及靠近叶根侧区域的大厚度风电叶片，具有较大的升力值和良好的失速特性有助于维持较高的气动性能，并能够防止叶片出现结构破坏等问题。国内外对于大厚度风力机翼型气动性能改善方法的研究较少，目前，针对风电叶片叶展中部区域以及靠近叶根侧区域所面临的严重流动分离问题并未提出有效的控制方法，多数的流动分离控制方法均未得到广泛的工程应用，大都基于风力机翼型的实验研究阶段，多采用对称加厚的方法对翼型尾缘进行钝化处理，并且通过研究分析发现，钝尾缘方法对大厚度翼型的气动性能和失速特性起到明显的改善作用。此外，在叶片表面增加气动附件也能够起到改善叶片气动性能的作用，例如涡流发生器、尾缘襟翼以及扰流板等被动控制方法。
现有技术中的流动分离控制技术主要包括主动控制与被动控制两类。其中，主动控制方法通过将外部的能量引入至叶片表面流体中，使流体保持不分离，较为常见的主动控制方法包括循环控制、合成射流、吹吸气流动控制以及等离子体扰动等方法，但是，主动控制方法存在较明显的缺点，首先，主动控制方法的结构较为复杂，生产成本较高，并且，在风电叶片前期实际的安装过程中对技术的要求较高。此外，由于风电叶片恶劣、多变的运行环境，主动控制方法复杂的装置系统也在很大程度上增加了后期运维的成本；其次，由于主动控制方法需要外部提供能量，进而导致了额外的能量损耗，基于提高大型风电叶片发电效率的目的，通过大量的外部能量供应来实现流动控制会降低控制方法整体的经济效益；最后，大型风电叶片的工作环境较为复杂、多变，风电机组来流的风速与风向时刻发生变化，主动控制方法对风况的响应速度与系统信号的传输精度也很难满足风电叶片的工作需求。
被动控制方法通过改变叶片外部形状与结构，或在叶片表面添加气动力附件，促进边界层保持附着流动，实现对流动分离抑制，常见的被动控制方法主要有前缘转捩、尾缘襟翼、涡流发生器以及微型流体扰动器等等。相对于主动控制方法，被动控制方法的生产成本较低，没有复杂的控制系统与信号传输装置，成本较低，经济性较好。并且对于风电叶片而言，被动控制方法简单的结构使得安装与拆卸更加方便，并不需要后期的维护。然而，目前所研究的被动控制方法的安装位置与设计区域大都处在叶片翼型的尾缘附近，而风电叶片延展向位置存在较大的扭角，为了保证发电效率，在实际运行过程中叶展中部区域以及叶根区域的入流攻角较大，产生较为严重的流动分离现象，形成面积较大的分离区域。因此，相对叶片前缘的流动控制方法，对于叶片尾缘附近的流动控制方法作用效果较差，风电叶片叶展中部区域以及叶根区域需要在叶片前缘进行有效的流动分离控制，才能最大限度的控制流动分离的产生。
因此，需要提供一种基于仿生凹凸前缘结构的流动分离控制方法，用以实现对风电叶片流动分离的控制，以此来解决风电叶片叶展中部区域以及叶根区域存在的严重流动分离现象。
发明内容
为了解决上述问题，本发明提出了一种基于仿生凹凸前缘方法的风电叶片叶展中部及叶根区域流动分离控制方法，该方法的核心是将风电叶片大厚度叶展位置处的前缘设计成凹凸结构，并通过粘接的方式实现前缘凸起结构与风电叶片前缘表面的连接，通过这种方法实现对流动分离的有效抑制作用。
本发明目的在于提供一种基于仿生凹凸前缘结构的流动分离控制方法，所述方法用于控制风电叶片叶展中部及叶根区域流动分离，所述方法包括如下步骤：
S1：测试仿生凹凸前缘风力机翼型的气动性能；
S2：通过对风力机翼型的气动性能做预测来对气动性能进行优化得到凹凸前缘结构尺寸；
S3：结合风电叶片设计平台，设计风电叶片并完成校验；
S4：根据S2获得的凹凸前缘结构尺寸，制作凹凸前缘结构，将所述凹凸前缘结构安装在S3获得的风电叶片上。
本发明所提供的基于仿生凹凸前缘结构的流动分离控制方法，还具有这样的特征，所述仿生凹凸前缘结构为周期性分布的正弦规律变化的凸起前缘结构。
本发明所提供的基于仿生凹凸前缘结构的流动分离控制方法，还具有这样的特征，所述S1包括如下步骤：
S1.1：针对风电叶片叶展中部以及叶根区域的叶段，提取原始风力机翼型，并对其进行改型设计；
S1.2：将翼型前缘改型成为具有凹凸前缘结构的大厚度仿生风力机翼型，获取该仿生风力机翼型的气动力性能。
本发明所提供的基于仿生凹凸前缘结构的流动分离控制方法，还具有这样的特征，所述风力机翼型的相对厚度不小于40％。
本发明所提供的基于仿生凹凸前缘结构的流动分离控制方法，还具有这样的特征，所述凹凸前缘结构尺寸包括幅值和波长，所述幅值为凸起前缘的高度，所述波长为凸起前缘的宽度。
本发明所提供的基于仿生凹凸前缘结构的流动分离控制方法，还具有这样的特征，所述S2包括：
S2.1：将每一个凹凸前缘结构简化为小尺寸的三角翼模型，所述三角翼模型的高度与展长对应凹凸前缘的A与波长λ；
S2.2：利用三角翼理论推导每一个凹凸前缘产生的升力与阻力；
S2.3：根据S2.2获得的每个凹凸前缘产生的升力与阻力计算凹凸前缘结构产生的总升力系数与总阻力系数；
S2.4：根据原始翼型气动力变化规律确定失速攻角，获得失速前和失速后的整体升力系数与阻力系数的计算公式，根据该计算公式优化气动性能，得到凹凸前缘结构尺寸。
本发明所提供的基于仿生凹凸前缘结构的流动分离控制方法，还具有这样的特征，所述凹凸前缘结构每一个凸起结构所产生的整体升力FL与整体阻力FD如下式：
任意前缘具有n个凸起的风力机翼型，凹凸前缘结构所产生的总升力系数C′L与总阻力系数C′D为：
其中，α为入流攻角；c为翼型弦长，s为翼型展长，t为翼型相对厚度；U为自由来流速度，ρ为空气密度；KP与KV为三角翼模型修正系数；基于不同流动状态引入凹凸前缘结构对流场的影响修正系数δ；
根据原始翼型气动力变化规律确定失速攻角αsatll，则凹凸前缘风力机翼型在失速前(prestall)与失速后(poststall)产生的整体升力系数CL与阻力CD的计算公式为：
其中，prestall指失速前、poststall指失速后，CL,Baseline和CD,Baseline分别为原始翼型的升力与阻力。
本发明所提供的基于仿生凹凸前缘结构的流动分离控制方法，还具有这样的特征，所述S3包括：结合风电叶片设计平台，将设计获得的仿生前缘翼型作为基础翼型，进行风电叶片的气动与结构设计，并完成校核，获得风电叶片。
本发明所提供的基于仿生凹凸前缘结构的流动分离控制方法，还具有这样的特征，所述凹凸前缘结构边缘与叶片表面安装区域的曲率相同。
本发明所提供的基于仿生凹凸前缘结构的流动分离控制方法，还具有这样的特征，所述S4包括如下步骤：
S4.1：制作凹凸前缘结构；
S4.2：在S3获得的风电叶片的表面标记粘接区域；
S4.3：对粘接区域进行清洁与表面处理，并打胶；
S4.4：将S4.1获得的凹凸前缘结构粘接在打胶之后的粘接区域；
S4.5：清除凹凸前缘结构与风电叶片连接边缝处多余的胶体，并做密封处理。
本发明所提供的基于仿生凹凸前缘结构的流动分离控制方法，还具有这样的特征，所述S4.5中的密封处理为通过密封胶进行密封。
有益效果：
本发明所提供的基于仿生凹凸前缘结构的流动分离控制方法，通过将风电叶片大厚度叶展位置处的前缘设计成凹凸结构，并通过粘接的方式实现前缘凸起结构与风电叶片前缘表面的连接，通过这种方法实现了对流动分离的有效抑制。
本发明所提供的基于仿生凹凸前缘结构的流动分离控制方法，凹凸前缘结构的安装方法能够实现凹凸前缘结构在风电叶片前缘表面的快速安装，并且对原风电叶片的表面不产生任何的破坏。
本发明所提供的基于仿生凹凸前缘结构的流动分离控制方法，提供了一种凹凸前缘翼型气动性能的计算方法，可以快速地预测出具有不同结构参数的凹凸前缘翼型气动力。
附图说明
为了更清楚地说明本发明的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明所提供的控制方法中所涉及到的仿生凹凸前缘风电叶片的示意图；
图2为本发明所提供的控制方法中所涉及到的大厚度凹凸前缘风力机翼型的示意图；
图3为本发明所提供的控制方法中所涉及到的凹凸前缘结构叶片粘接示意图；
图4为本发明所提供的控制方法中所涉及到的仿生凹凸前缘大厚度风力机翼型升力结果图；
图5为本发明所提供的控制方法中所涉及到的仿生前缘大厚度风力机翼型流动分离测试结果图；
图6为本发明所提供的控制方法中的气动力失速示意图；
图7为现有技术中的风电叶片结构图。
具体实施方式
为了使本发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，以下实施例结合附图对本发明所提供的基于仿生凹凸前缘结构的流动分离控制方法作具体阐述。
在本发明实施例的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明创造和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明创造的限制。
此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明创造的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。
术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以通过具体情况理解上述术语在本发明创造中的具体含义。
本发明提供了一种基于仿生凹凸前缘结构的流动分离控制方法，所述方法用于控制风电叶片叶展中部及叶根区域流动分离，该方法主要将风电叶片叶展中部区域以及叶根区域的大厚度叶片光滑的前缘进行改型处理，设计成为凹凸前缘结构，如图1-2所示，通过这种方式实现对叶展中部以及叶根区域大厚度叶片流动分离的抑制作用，进而改善风电叶片整体的气动性能，提高叶片运行稳定性。
上述方法包括如下步骤：
S1：测试仿生凹凸前缘风力机翼型的气动性能，所述仿生凹凸前缘结构为周期性分布的正弦规律变化的凸起前缘结构：
S1.1：针对风电叶片叶展中部以及叶根区域的叶段，提取原始风力机翼型，并对其进行改型设计；
S1.2：将翼型前缘改型成为具有凹凸前缘结构的大厚度仿生风力机翼型，通过实验测试或数值计算的手段获取该仿生风力机翼型的气动力性能；
其中，“仿生”指的是仿照鲸鱼鳍前缘的凸起，仿生前缘的外形为曲面过度并与叶片表面光滑连接的凸起结构。结合翼型设计程序(Xfoil、Rfoil),以及翼型气动力与噪声计算公式，对具有不同尺寸参数凸起前缘的翼型进行气动力与噪声性能计算评估，并利用优化设计平台(Isight)，根据评估结果对凸起前缘的尺寸参数进行多次优化、寻优，最终确定气动性能与噪声水平最优的凸起前缘尺寸参数。
S2：通过对风力机翼型的气动性能做预测来对气动性能进行优化，得到凹凸前缘结构尺寸，所述凹凸前缘结构尺寸包括幅值A和波长λ，所述幅值A为凸起前缘的高度，所述波长λ为凸起前缘的宽度：
S2.1：将每一个凹凸前缘结构简化为小尺寸的三角翼模型，所述三角翼模型的高度与展长对应凹凸前缘的A与波长λ；
S2.2：利用三角翼理论推导每一个凹凸前缘产生的升力与阻力，所述凹凸前缘结构每一个凸起结构所产生的整体升力FL与整体阻力FD如下式：
S2.3：根据S2.2获得的每个凹凸前缘产生的升力与阻力计算凹凸前缘结构产生的总升力系数与总阻力系数，任意前缘具有n个凸起的风力机翼型，凹凸前缘结构所产生的总升力系数C′L与总阻力系数C′D为：
其中，α为入流攻角；c为翼型弦长，s为翼型展长，t为翼型相对厚度；U为自由来流速度，ρ为空气密度；根据三角翼理论，三角翼所受到的整体升力是由势流升力与涡升力两部分构成，三角翼所受到的阻力主要是由于势流升力的分量所产生的。其中势流升力LP＝KPsinαcos2α，KP为升力面理论的修正压力值；涡升力LV＝KVcosαsin2α，利用升力面理论，通过对一系列三角翼模型进行计算得到KV值。；基于不同流动状态引入凹凸前缘结构对流场的影响修正系数δ，修正系数δ是通过对比具有不同结构参数凹凸前缘翼型的气动力测试实验数据拟合获得的
S2.4：根据原始翼型气动力变化规律确定失速攻角，获得失速前和失速后的整体升力系数与阻力系数的计算公式，根据原始翼型气动力变化规律确定失速攻角αsatll，则凹凸前缘风力机翼型在失速前(prestall)与失速后(poststall)产生的整体升力系数CL与阻力CD的计算公式为：
其中，prestall指失速前、poststall指失速后，CL,Baseline和CD,Baseline分别为原始翼型的升力与阻力。
根据上述计算公式优化气动性能，得到凹凸前缘结构尺寸。
在上述实施例中，凹凸前缘翼型所产生的整体升力与阻力，可视为原始光滑前缘翼型产生的升阻力与凹凸前缘结构产生的升力和阻力的叠加效果。并且，在气动力失速之前(其中，如图6所示，气动力失速指的是翼型的升力显著增加，阻力明显下降的现象，通常将发生失速现象的攻角成为失速攻角)，凹凸翼型结构引起翼型的升力下降、阻力增加；而在失速之后，凹凸前缘结构提高升力、减小阻力。因此，根据原始翼型气动力变化确定失速攻角αsatll，凹凸前缘方法在失速攻角αsatll前后对翼型气动性能的影响作用相反。而在气动力失速之前，原始翼型通过减去凹凸前缘结构产生的升力、增加凹凸前缘结构产生的阻力，即可获得凹凸前缘翼型的升力与阻力；在失速之后，计算方法相反。通过上述凹凸前缘翼型气动性能的计算方法，可以快速地预测出具有不同结构参数(幅值A与波长λ)的凹凸前缘翼型气动力，在此基础上，结合风力机翼型的优化设计平台，以提高大厚度仿生风力机翼型气动性能为优化目标，对凹凸前缘结构尺寸参数进行优化设计，获得气动力性能最优时的凹凸前缘结构尺寸参数，确定大厚度仿生风力机翼型气动性能最优的凹凸前缘高度(幅值A)与宽度(波长λ)。
S3：结合风电叶片设计平台，将设计获得的仿生前缘翼型作为基础翼型，进行风电叶片的气动与结构设计，并完成校核，获得风电叶片
S4：根据S2获得的凹凸前缘结构尺寸，制作凹凸前缘结构，将所述凹凸前缘结构安装在S3获得的风电叶片上，如图3所示:
S4.1：制作凹凸前缘结构,所述凹凸前缘结构边缘与叶片表面安装区域的曲率相同；相同的曲率能够实现凹凸前缘结构与叶片吸力侧与压力侧的表面紧密贴合；
S4.2：在S3获得的风电叶片的表面标记粘接区域；
S4.3：对粘接区域进行清洁与表面处理，表面处理是为了使得表面符合粘接要求，并在粘接区均匀打胶；
S4.4：将S4.1获得的凹凸前缘结构粘接在打胶之后的粘接区域，并进行用力挤压固定，确保粘接面内部无气泡，牢固粘接；
S4.5：清除凹凸前缘结构与风电叶片连接边缝处多余的胶体，并做通过密封胶进行密封处理。
在部分实施例中，所述风力机翼型的相对厚度不小于40％。
为了验证上述实施例所提供的基于仿生凹凸前缘结构的流动分离控制方法，可以用于控制风电叶片叶展中部及叶根区域流动分离，提取风电叶片叶根区域附近，相对厚度为40％的大厚度风力机专用翼型(DU00-W2-401)进行气动力与流场测试实验，验证凹凸前缘方法对流动分离的抑制作用。
风电叶片叶根段的升力是影响叶片整体气动性能的关键因素，提高叶根段大厚度翼型的升力特性对提升风电叶片发电效率与运行稳定性非常重要。叶根位置处的入流攻角较大，为此，通过气动力测试实验获得图4所示高攻角区域(α＝10°～30°)的大厚度翼型的升力特性结果。相比于原始大厚度风力机翼型，仿生凹凸前缘方法能够有效的提高大厚度风力机翼型的升力。此外，通过PIV流场测试实验获得大厚度风力机翼型表面流场结果，如图5所示，具有仿生凹凸前缘的大厚度风力机翼型流动分离更加滞后，在翼型尾缘区域形成的分离区域相对较小，有效的抑制了流动分离的产生。
综上所述，本发明提供了一种基于仿生凹凸前缘结构的流动分离控制技术，针对风电叶片叶展中部区域以及叶根区域的大厚度风力机翼型，能够有效提高大厚度风力机翼型产生的升力。通过风力机翼型设计程序与叶片优化设计平台获得仿生凹凸前缘风电叶片，该叶片具有提升气动特性与稳定性的作用。在此基础上，本发明提供了一种基于仿生凹凸前缘结构的流动分离控制技术中所采用的安装方法能够实现凹凸前缘结构在风电叶片前缘表面的快速安装，并且对原风电叶片的表面不产生任何的破坏。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变型，这些改进和变型也应视为本发明的保护范围。