基于压电作动与鲁棒控制的弯-剪耦合叶片挥舞失速颤振抑制

针对风力机叶片的挥舞断裂失效,阐述压电作动与鲁棒控制下的挥舞/横向剪切(弯-剪)耦合叶片失速颤振及主动控制过程;结构模型是在复合材料基体中嵌入压电材料的薄壁单闭室叶型截面,气动力是适合于纯变桨运动的失速气动力模型。基于Galerkin方法进行解耦处理,气动力沿叶片展长计算采用片条理论;基于压电反馈作动理论和三权值混合灵敏度H_∞鲁棒控制,研究基于时域响应的稳定性分析和失速颤振抑制方法;压电反馈基于结构裁剪技术,反馈为叶尖挥舞弯曲运动。三权值鲁棒控制通过第三权值在噪声衰减中,制约输出信号大小,迫使其稳定;通过大范围变化的变桨角和铺层角条件下的特征值分析及相平面分析,验证了三权值混合灵敏度H_∞鲁棒控制不失一般性。     

风力机复合材料柔性叶片的颤振分析

将风力机叶片简化为薄壁复合材料封闭截面弯扭耦合变形梁,基于Hamilton原理并结合变分渐进法（VAM）,建立风力机叶片的气动弹性力学模型。结构模型包括材料各向异性,截面翘曲,离心载荷,科里奥利加速度,以及预锥角和预扭转角的影响。气动载荷采用叶素动量理论和准定常气动力理论进行描述。将位移按广义坐标进行模态展开,采用Galerkin法导出系统的质量、刚度和阻尼矩阵,采用特征值技术进行叶片颤振性能的数值求解。针对周向反对称刚度配置（CAS）叶片进行数值近似计算,揭示了入流比、预扭转角和纤维铺层角等参数对风力机叶片颤振性能的影响。     

具有结构阻尼的复合材料薄壁梁的动力失速非线性颤振特性

研究具有结构阻尼的复合材料薄壁梁动力失速非线性颤振特性。采用受ONERA非线性气动力作用的复合材料薄壁梁的气弹模型分析非线性气弹稳定性;采用复合材料薄壁梁的模态阻尼分析模型进行结构阻尼预测,复合材料结构阻尼对复合材料薄壁梁气弹系统稳定性影响通过引入比例阻尼矩阵的方式予以考虑。采用Galerkin法对具有结构阻尼的气弹方程进行离散化,同时利用片条理论对非线性广义气动力进行计算。借助特征值方法及时域积分法分析复合材料薄壁梁非线性颤振边界及气弹响应的稳定性。通过数值分析,揭示复合材料结构阻尼、纤维铺层角对复合材料薄壁梁非线性颤振边界影响。结果表明,结构阻尼用于抑制复合材料薄壁梁的动力失速非线性颤振,增强气弹稳定性,具有十分明显作用效果。     

风力机翼型在复合运动下的动态失速数值分析

现代大型风力机在工作时叶片经历大变形与振动,将会对其周围的动态流场产生影响,从而导致气动力的改变。因此有必要深入研究风力机翼型在复合运动情况下的动态失速气动特性,以正确预测大型风力机运行时的载荷。该文应用计算流体力学方法,对S809翼型在不同运动形式下的动态失速特性进行了二维数值分析。首先对翼型在作俯仰运动下的轻失速和深失速情况分别结合S-A、SST k-ω和RSM三种湍流模型进行了动态失速数值模拟,结果表明S-A、SST k-ω和RSM三种湍流模型都能有效地计算出翼型的气动力。然后采用SST k-ω模型仿真了翼型在挥舞运动、俯仰摆振耦合运动下的动态失速气动特性,并与相同工况条件下翼型作俯仰运动时的气动特性进行了对比分析。发现翼型在挥舞运动下的动态失速虽然弱于俯仰运动,但其强度不容忽视;而翼型在作俯仰与摆振耦合运动时比单纯作俯仰运动时的失速程度更深。因此在风力机设计阶段为获得保守的气动载荷预测,有必要将叶片截面在挥舞与摆振方向的运动转换成等效攻角,叠加在主攻角上进行动态失速气动力计算。     

基于非线性气动力的失速颤振计算与试验研究

飞行器大攻角飞行过程中的动态失速会导致结构自激扭转或俯仰运动,造成非线性失速颤振现象,直接影响飞行器飞行安全与结构安全。该文对标准Leishman-Beddoes (L-B)非线性非定常气动力模型进行马赫数修正,使其适用于低速不可压情形的动态失速气动力计算,然后基于二元翼段气动弹性模型,采用Newmark时域推进方法进行工程失速颤振计算。依据计算结果设计并完成了二元翼段失速颤振风洞试验。试验结果表明,多数试验状态,基于L-B模型的失速颤振计算结果与试验结果均吻合较好。结果验证了修正的L-B模型可以用来进行低速大展弦比平直翼段翼型的失速颤振工程分析与极限环振荡评估,同时,失速颤振速度与极限环幅值受初始攻角的影响很大。     

分离流动诱发的失速颤振和锁频现象研究

采用非定常雷诺平均N-S方程(Unsteady Reynold Averaged Navier-Stockes,URANS)模拟失速颤振中的非定常气动力,通过耦合结构运动方程,建立时域气动弹性分析方法,其中结构运动方程采用基于预估-校正技术的四阶隐式Adams线性多步法进行时域推进求解。首先对动态失速气动力响应和锁频区域的预测精度进行验证,确保求解器适用于模拟失速颤振。其次,采用该气动弹性分析方法对NACA23012翼型的颤振边界进行数值模拟,结果表明,预测得到的颤振速度边界和实验结果吻合较好。通过对失速颤振中的结构运动响应和流动特性进行分析,发现在失速颤振中前缘漩涡的产生和尾涡脱落是一种能量转换和注入机制,用以维持翼型的等幅振荡;同时失速颤振中出现的锁频现象是导致翼型在初始攻角为15°、16°和17°时颤振频率突然降低的主要原因。     

不同风攻角下薄平板断面颤振机理研究

薄平板在汽轮机末级叶片和风力机叶片等领域获得了广泛的应用,也作为基准对象用于流线型箱梁的颤振研究中。由于不同来流攻角对薄平板气动性能的影响不同,因此研究不同攻角下薄平板的颤振机理,把握其颤振特性,对保障结构安全具有重要意义。以宽高比为40的薄平板模型为研究对象,基于不同风攻角下的颤振导数,采用双模态耦合颤振分析方法,通过对不同攻角下颤振过程中气动阻尼、弯扭运动相位的差异性分析,研究了薄平板在不同风攻角下的颤振机理,指出了影响颤振性能的主要原因。研究结果表明:0°和3°攻角下颤振性能相似,均为扭转主导的弯扭耦合颤振;在5°和7°攻角下,薄平板虽然发生扭转主导的弯扭耦合颤振,但此时非耦合气动力提供的气动正阻尼显著减小,而耦合气动力提供的气动负阻尼增强,因而直接导致了大攻角下薄平板颤振临界风速的显著降低;同时,随着攻角由小到大变化,弯扭运动间的相位差也随之变化,并在7°攻角下发生了翻转式性转变:由扭转运动滞后于竖向运动转变为了竖向运动滞后于扭转运动。研究成果揭示了薄平板在大攻角下颤振性能弱化的气动弹性力学机理,为工程薄平板的颤振设计提供了参考。     

考虑风速分布的叶片MPC气弹控制

作为叶片失效的重要原因,颤振一直是风电领域研究重点。以抑制叶片工作过程中的颤振为目的,建立分析模型时应充分考虑实际风速分布特别是风切变和塔影效应对叶片振动的影响,并在离散化后求取平均输入风速。针对小型风力机叶片气动弹性稳定性问题进行综合分析,根据实体结构建立叶片气弹模型,考虑非线性气动力作用时叶片大攻角、大风速工况下产生的高频、高幅失速颤振,模拟典型截面仿真振动位移。通过模型预测控制的滚动优化和误差矫正控制叶片挥舞、摆振两个运动方向的振动频率和幅值,结果表明振动形式实现控制后可在短时间内达到稳定且静差可接受。     

基于偏移量控制的MPC算法在预扭叶片振动控制中的应用

针对风力机叶片的不稳定振动,阐述基于偏移量控制的模型预测控制(MPC)算法在预扭叶片振动控制中的应用。结构模型是基于结构阻尼计算的2D预扭典型截面,基于通用2D挥舞/摆振模型进行挥舞角/摆振角的变换,纳入了不同预扭角度下的结构阻尼。气动力是基于拟合气动系数的"六级正弦和"模型。基于偏移量控制和给定目标值的MPC算法,研究基于时域响应的稳定性分析和振动控制方法。MPC控制算法基于状态空间描述,实现位移响应分析及控制信号展示,利用罚权值实现设定点跟踪和控制信号变换,并制约输出信号幅度,迫使其急速衰减。通过变化的结构阻尼、预测水平系数和不同的目标参数下的响应分析,并对比线性二次型控制结果,验证了MPC算法的鲁棒性。     

基于Floquet理论的旋转风机叶片动力失速气弹稳定性研究

研究旋转风力机叶片动力失速气弹稳定性问题。叶片结构采用标量化的挥舞和扭转自由度耦合的振动运动模型,旋转风机叶片的气动力由Beddoes-Leishman失速模型来模拟,通过攻角在深度失速区域内的变化来计算出周期时变的非线性气动失速负载。在系统静平衡点附近对非线性气弹系统进行线性化,采用Floquet理论分析旋转叶片动力失速气弹稳定性,其结果得到系统时域响的验证。通过数值分析,揭示了挥舞扭转固有频率比和结构阻尼对颤振边界的影响。     

机翼失速颤振抑制的合成射流相位控制方法

提出合成射流抑制机翼失速颤振的相位控制方法。基于复合材料闭口截面薄壁梁理论建立了三元机翼两自由度的动力学模型,并采用CFD软件模拟了合成射流作用下翼型周围的流场,发现在一定条件下,合成射流可控制脱落涡的相位。在此基础上,提出采用合成射流控制翼展涡脱相位,降低脉动气动载荷在各阶振型上的投影幅值来抑制失速颤振。以NACA0012复合材料三元机翼为例,对其进行数值验证。结果表明:当翼展上合成射流激励器之间的相位差较大时,一阶弯曲和一阶扭转的共振幅值可降至约6%,而二阶弯曲和二阶扭转的共振幅值可降至10%。     

指数脉冲强迫激励CFD模型运动的气动参数识别法

计算流体动力学（CFD）模拟是获得桥梁断面颤振导数的主要方法之一。提出了一种基于CFD计算气动力，建立气动模型并经模型仿真快速识别颤振导数的新方法。该方法采用具有连续频谱分布且位移光滑的指数脉冲序列为CFD模型运动的输入，通过数值模拟得到作用在模型上的气动力。利用已知的输入和气动力建立起反映系统气动力特征的离散时间气动模型。然后利用该模型仿真系统在简谐位移输入的气动力响应，再基于该输入和模型仿真输出识别颤振导数。该方法在竖弯和扭转方向各自仅需一次CFD模拟，无需重复进行CFD计算，能显著减小CFD计算颤振导数的工作量。进行了薄平板颤振导数的识别，研究结果与Theodorsen平板理论解、薄平板风洞试验值的一致性，证明了研究方法的可靠性和有效性。     

对称非均匀层合板梁的弯扭耦合效应

为了研究复合材料风力机叶片的弯扭耦合效应,将风力机叶片简化为对称非均匀铺层层合板梁,采用实验和数值分析方法研究耦合区域对叶片弯扭耦合效应的影响。给出了对称非均匀层合板梁的铺层方式及其制作工艺,设计了对称非均匀层合板梁的弯扭耦合效应实验,给出了实验原理及测量方法,测量了对称非均匀层合板梁的挠度和扭转角。基于ANSYS软件建立了对称非均匀层合板梁的有限元模型,计算了在集中力载荷作用下梁的变形。通过有限元数值分析结果与实验结果对比,结果表明:耦合区域对对称非均匀层合板梁的变形行为产生重要影响,采用中部耦合区域铺层方式可以获得显著的弯扭耦合效应。     

基于DE优化系统辨识的风力机叶片自校正PID振动控制

智能叶片是风力机叶片智能控制的主要方向,它能根据叶片的振动情况,利用控制算法调整叶片尾端智能驱动器的驱动力,使叶片处于最小振动状态,关键问题是在复杂运行环境下叶片系统参数发生突变时,如何设计基于最优辨识的控制规则,从而施加最优控制驱动力。对此,以风力机叶片的振动位移为控制目标,利用差分进化算法(DE)优化传统递推最小二乘法辨识的遗忘因子,得到基于最优系统辨识的叶片最佳间接自校正PID控制规则,采用此控制方法对系统模型建立Matlab文本与Simulink相结合的联合仿真模型并进行控制。仿真结果表明,在经差分进化优化辨识后的间接自校正PID控制器可以很好的减小系统参数突变下风力机叶片的挥舞位移和扭转角,可进一步提高复杂运行环境下的叶片振动控制效果。     

基于B-L气动模型的旋转水平风机叶片经典颤振稳定性分析

研究旋转水平轴风力机叶片周期时变气弹系统的经典颤振稳定性特性。叶片结构采用具有挥舞和扭转耦合的典型界面振动模型,引入Beddoes-Leishman气动模型为旋转叶片提供低攻角处周期时变的非定常气动力;为了研究颤振边界,利用标量风速和挥舞/扭转固有频率比对所建立的旋转叶片气弹模型进行变型。在此基础上,通过时域响应曲线分析旋转叶片挥舞自由度和扭转自由度气弹稳定性特性,分析了标量速度,叶片刚度,挥舞/扭转固有频率比和结构阻尼的影响,揭示了旋转叶片经典颤振边界的变化规律且其准确性得到验证。     

风力机叶片挥舞/摆振的动力失速非线性气弹稳定性研究

研究动力失速风力机叶片的非线性气弹系统的稳定性。叶片结构采用具有挥舞/摆振耦合的典型截面模型,动力失速非线性气动载荷的计算采用基于半经验的ONERA非定常、非线性气动模型。为了减少由于线性化气弹稳定性分析模型带来的误差,直接采用时间域数值积分法,对叶片挥舞/摆振耦合非线性气弹方程组进行数值积分,研究叶片动力失速诱发颤振的稳定性,分析了缩减速度、预尖锥角的影响,并且针对目前文献很少报道的结构阻尼参数的影响问题进行了研究。     

风力机叶片三维设计与混合参数化建模方法研究

为实现风力机叶片的三维参数化设计与建模,建立了包含风力机翼型轮廓线以及弦长分布和扭角分布的混合参数化数学模型。用综合翼型泛函集成理论与Bezier曲线拟合的混合建模方法,以拟合标准偏差最小为目标,对风力机翼型形状函数参数的最优值进行迭代求解,同时对弦长分布和扭角分布进行修正和参数化表达,从而获得了更加光顺的风力机叶片外形。以设计1.2kW小型风力机叶片为例,根据叶片不同部位的工况要求采用3种风力机专用翼型,基于叶素风能利用系数最大化方法获得了风力机几何参数,并用58个参数对风力机叶片进行了参数化建模。研究表明,混合建模方法在满足几何精度要求的前提下可以用较少的参数完成风力机叶片的参数化表达。     

桥梁断面颤振导数的CFD全带宽识别法

由于需要在不同折算风速下重复进行大量试验或CFD(Computational Fluid Dynamics)模拟,现有风洞试验和CFD方法识别桥梁断面颤振导数耗时且效率低。提出一种基于CFD离散时间气动模型,快速识别感兴趣折算风速带宽内任意折算风速下桥梁断面颤振导数的全带宽识别法。该法基于任意拉格朗-欧拉描述的有限体积法和多层网格技术,首先计算作用在桥梁断面上的非定常气动力,CFD模拟时强迫桥梁断面以单自由度竖弯或扭转方式振动,位移模式为定义在感兴趣的频率范围内的指数脉冲时间序列。然后利用得到的气动力和该指数脉冲输入,通过系统识别建立起反映桥梁断面气动力系统特性的离散时间气动模型。随后利用该气动模型仿真桥梁断面在简谐位移激励下的气动力响应,并由该模型的输入和响应通过系统识别得到桥梁断面的颤振导数。该法在竖弯和扭转方向各仅需一次CFD模拟,就可构造离散时间气动模型,使得颤振导数识别的计算量显著降低。开展了三汊矶大桥加劲梁断面颤振导数识别和颤振临界风速计算,研究结果与风洞试验的一致性,证明了方法的可靠性和高效性。     

大展弦比夹芯翼大攻角颤振分析

首先导出大展弦比复合材料梁弯扭耦合模态的半解析解，对具有NACA0012翼型的大展弦比的夹芯翼，在模态空间内建立了运动方程。然后采用半经验的ONERA非线性气动力模型描述空气动力，形成了对大展弦比夹芯翼大攻角气动弹性问题的描述。通过结构求解器和空气动力求解器联合求解来完成非线性颧振边界的计算。为了验证非线性颤振边界的求解方法，还利用ONERA气动力模型中的线性部分建立了夹芯翼的线性颤振方程。结果表明：零翼根攻角时，线性颤振速度与用非线性颧振边界求解方法得到的颧振速度完全一致；颤振速度随翼根攻角的增加而迅速减小；复合层铺设方式对颤振速度有较大影响。     

基于气弹试验 15 MW 超长柔性叶片颤振临界风速预测的叶根反力法

颤振是风力机叶片超大化发展必须解决的首要难题，气弹模型测振风洞试验是其最有效的预测方法之一，但传统方法无法精确解决模型相似比和测量精度的难题。本文提出一种基于主梁刚度等效原则的超长柔性叶片气动/刚度映射一体化三维完全气弹模型设计方法，采用高速摄像技术和高频六分量天平进行全风向角同步测振和测力风洞试验；系统研究了 NREL?15 MW 超长柔性叶片的非线性动态响应频谱特性，对比分析了基于叶尖位移与叶根反力的风力机叶片颤振性能和临界失稳状态，发现了采用叶根反力来预测颤振性能的可行性，提出了超长柔性叶片颤振失稳预测的叶根反力法。研究表明：本文提出的气弹模型设计和实验方法能精确有效地模拟风力机叶片动力性能与颤振行为，试验发现超长柔性叶片在桨距角为 93°~96°和 284°~287°区间内发生颤振，颤振区间内颤振临界风速随桨距角的增大呈现先减小后增大的趋势，在桨距角为 94°时达到最小，其风洞临界风速为 5.4 m/s；叶根反力与叶尖位移存在一致发散性和强相关性，提出的叶根反力颤振指标 δ≥2% 时，风力机叶片进入颤振临界状态。