CN114354147B - 一种风力发电机组叶片环境损伤试验系统及其方法和应用 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及风力发电机组叶片防护涂层技术领域，涉及一种风力发电机组叶片环境损伤试验系统及其方法和应用，该方法利用风力发电机组叶片防护涂层环境损伤情况的特点和规律，将风洞试验同环境损伤试验相结合，在来流中引入环境损伤因素，模拟风力发电机组实际运行环境对叶片的影响；通过翼型绕流流场数值模拟，并增加环境损伤试验观测、记录参量，从而实现试验周期的缩短；利用试验测量数据，修正翼型绕流流场模型选择，提高数值模拟精度；利用试验测量数据和数值模拟数据，建立微观尺度防护涂层变化量与引发防护涂层损伤物理量间的数据关系；实现定义风力发电机组叶片环境损伤试验全过程，形成了一套完整的风力发电机组叶片环境损伤试验方法。
Description
技术领域
本发明涉及风力发电机组叶片防护涂层试验，特别涉及一种风力发电机组叶片环境损伤试验系统及其方法和应用。
背景技术
防护涂层主要作用是保护机械结构部件免受环境损伤，例如侵蚀、腐蚀、老化等。传统的环境损伤试验主要是针对静置机械部件或结构部件的，即部件的外壳或外表面处于静止或相对静止状态，在风沙、酸雨、盐雾、紫外线等环境影响下，其表面防护涂层出现的损伤产生、扩展过程的实验室模拟。出于缩短试验周期的需要，通常选择增大造成环境损伤因素的严酷程度，例如增大输沙量、降雨强度、盐雾浓度紫外线强度等特征参量值。试验结论也往往是针对特定环境损伤因素，在规定特征参量情况下，防护涂层可以经受住的实验时间的证明。所以，传统的环境损伤试验只能筛选出防护涂层性能的相对优劣情况，无法满足防护涂层使用时间的详细设计要求，无法真实模拟叶片防护涂层所处于的真实风场环境。
发明内容
本发明的目的在于提供一种风力发电机组叶片环境损伤试验系统及其方法和应用，解决了传统的环境损伤试验无法真实模拟叶片防护涂层所处于的真实风场环境的问题。
本发明是通过以下技术方案来实现：
一种风力发电机组叶片环境损伤试验系统，包括环境试验风洞、翼型试验件、压强计及表面粗糙度轮廓仪；
环境试验风洞中设有空气流动设备和环境损伤因素提供设备，用于在空气流动中引入环境损伤因素；
翼型试验件具有叶片气动外形，在翼型试验件的外表面包覆有防护涂层；
表面粗糙度轮廓仪用于测量翼型试验件表面轮廓曲线，分析得到翼型表面粗糙度以及防护涂层厚度变化情况；
翼型试验件由多个翼型模型组成，翼型模型采用截面形状相同、厚度均匀的空腔结构型式，截面轮廓线呈典型叶片气动外形形状；多个翼型模型沿厚度方向组装在一起；
翼型模型分为A类翼型模型和B类翼型模型，A类翼型模型用于测量试验不同阶段翼型表面粗糙度以及防护涂层厚度变化情况；B类翼型模型在A类基础上的翼型表面布置有多个压强计接口，压强计接口连接压强计，用于测量翼型试验件表面压强分布情况。
进一步，多个翼型模型连接的接缝处进行密封处理。
进一步，B类翼型模型还包括翼型支撑架，翼型支撑架与翼型试验件的上下两端连接；翼型支撑架采用空腔结构，压强计的连接管路通过翼型支撑架的空腔引出。
本发明还公开了基于所述风力发电机组叶片环境损伤试验系统的一种风力发电机组叶片环境损伤试验方法，包括以下步骤：
S1、调研风电场风力发电机组叶片环境损伤因素组成及特征参量；
S2、根据风力发电机组正常发电工况运行情况，结合叶片扭角分布，提炼翼型二维定常绕流问题，通过分析实现试验目标范围缩减，构建试验工况，并制备对应翼型试验件；
S3、将翼型试验件安装到环境试验风洞中，调整翼型试验件姿态，试验测量翼型表面粗糙度分布数据、防护涂层厚度分布数据和翼型表面压强分布数据；
S4、对于某试验时间，求解试验工况对应实际的翼型二维定常绕流问题，通过分析得到翼型表面粘性剪切力分布的数值结果；
根据防护涂层厚度分布数据计算对应的防护涂层损失速度分布的数值结果；
S5、通过引入翼型表面粗糙度分布、防护涂层损失速度分布、翼型表面压强分布、翼型表面粘性剪切力分布，结合数值分析过程，建立翼型边界层速度剖面模型选择方法和防护涂层损伤情况评估方法。
进一步，S2具体包括以下步骤：
S2.1、根据风力发电机组正常发电工况运行情况，包括机组来流风速、叶片桨距角和额定转速，结合叶片扭角分布，计算叶片展向位置r所在截面翼型airfoil(r)对应的等效入流角θ(r)和等效来流速度v(r)；
S2.2、求解叶片各展向位置r所在截面翼型airfoil(r)的二维定常绕流问题，使用理想流体二维定常绕流模型进行简化，给定无穷远处来流边界条件，即等效入流角θ(r)、等效来流速度v(r)以及来流压强p∞条件，约束壁面滑移不可穿透边界条件，即满足翼型表面相对法向速度vn为0条件，得到一系列翼型前缘区域近流场压强p和相对切向速度vt的数值结果，形成数值结果组合(p，vt)|(r，l)，两变量一一对应且均为叶片展向位置r和相对弧长坐标l的函数；
统计上述结果中叶片气动效率出力段翼型对应的数值结果组合的值域范围，记作目标试验范围{(p，vt)|(r，l)}target；
S2.3、选择叶片气动效率出力段多个典型翼型airfoili，搭配多组等效入流角θj和等效来流速度vk，给定来流压强p∞条件，组成试验工况(airfoili，θj，vk)；
求解试验工况(airfoili，θj，vk)下理想流体二维定常绕流问题，使典型翼型airfoili全部区域近流场压强p和相对切向速度vt的数值结果组合
满足包络步骤S2.2得到的目标试验范围{(p，vt)|(r，l)}target；
S2.4、利用步骤S2.3所选择典型翼型airfoili制备多组翼型试验件。
进一步，S3具体包括以下步骤：
S3.1、将翼型试验件安装到环境试验风洞中，调整翼型试验件姿态，满足试验工况(airfoili，θj，vk)对等效入流角θj的试验要求；
S3.2、对翼型试验件的防护涂层表面进行损伤检查，并使用表面粗糙度轮廓仪测量翼型试验件表面轮廓曲线，记录翼型表面初始粗糙度分布Raijk(t，l)|t＝0以及防护涂层初始厚度分布hijk(t，l)|t＝0，其中，Ra表示翼型表面粗糙度，h表示防护涂层厚度，t表示试验时间，l表示翼型相对弧长坐标，下角标i表示对应试验工况翼型airfoili，下角标j表示对应试验工况等效入流角θj，下角标k表示对应试验工况等效来流速度vk；
S3.3、引入环境损伤因素，开启环境试验风洞，满足试验工况(airfoili，θj，vk)对等效来流速度vk的试验要求，进行叶片环境损伤试验，记录试验工况(airfoili，θj，vk)的试验时间t；
S3.4、定期暂停叶片环境损伤试验，关闭环境试验风洞，使用表面粗糙度轮廓仪测量翼型试验件A类翼型模型表面轮廓曲线，记录翼型表面粗糙度分布Raijk(t，l)以及防护涂层厚度分布hijk(t，l)；
S3.5、不引入环境损伤因素，开启环境试验风洞，满足试验工况(airfoili，θj，vk)对等效来流速度vk的试验要求，不记录试验时间t，使用压强计测量来流压强p∞以及翼型试验件B类翼型模型表面压强分布pijk(t，l)，并记录；
S3.6、跳转到步骤S3.3，继续进行试验工况(airfoili，θj，vk)的叶片环境损伤试验；
S3.7、待收集数据信息满足试验分析环节数据量要求，则终止试验工况(airfoili，θj，vk)的叶片环境损伤试验；
S3.8、重复步骤S3.1～S3.7，遍历各试验工况(airfoili，θj，vk)的叶片环境损伤试验；i＝1，2，……；j＝1，2，……；k＝1，2，……；得到试验分析环节所需输入数据参数。
进一步，S4具体包含以下步骤：
S4.1、对于某试验时间t，求解试验工况(airfoili，θj，vk)对应翼型airfoili的二维定常绕流问题，使用粘性流体二维定常绕流模型进行模拟，根据S3.4测得的翼型表面粗糙度分布Raijk(t，l)结果选择翼型边界层速度剖面模型，给定无穷远处来流边界条件，即输入等效入流角θj、等效来流速度vk以及来流压强p∞条件，约束壁面粘附边界条件，即满足翼型表面相对速度为0条件，得到翼型airfoili近流场压强分布
的数值结果；
S4.2、将翼型airfoili近流场压强的测量值和计算值分别沿翼型表面积分，得到作用于翼型airfoili气动力的测量值
和计算值/>
公式：
其中，
表示翼型表面外法线方向；
所述测量值为S3.5测量得到的压强分布pijk(t，l)结果，所述计算值为S4.1计算得到的压强分布
结果；
定义翼型airfoili气动力数值误差Errijk(t)：
S4.3、如果S4.2计算得到的翼型airfoili气动力数值误差Errijk(t)大于数值模拟误差许用值，则根据压强偏差分布情况，修正边界层速度剖面模型，带入S4.1重新计算试验工况(airfoili，θj，vk)对应翼型airfoili的二维定常绕流问题，更新S4.2得到的翼型airfoili气动力数值误差Errijk(t)；直到S4.2计算得到的翼型airfoili气动力数值误差Errijk(t)小于或等于数值模拟误差许用值，则认为翼型airfoili的二维定常绕流问题数值解收敛到真解；
S4.4、由S4.3所得收敛后的翼型airfoili的二维定常绕流问题数值解，利用对应的翼型边界层速度剖面模型，计算翼型airfoili表面粘性剪切力分布τijk(t，l)的数值结果；
S4.5、由S3.4测得的防护涂层厚度分布hijk(t，l)结果，结合防护涂层工艺要求、初始厚度分布，计算对应的防护涂层损失速度分布u_hijk(t，l)的数值结果：
S4.6、重复步骤S4.1～S4.5，遍历各试验时间t，得到试验工况(airfoili，θj，vk)在特定环境损伤因素、翼型airfoili、等效入流角θj、等效来流速度vk、来流压强p∞条件下的一系列时序数据，包括：翼型表面粗糙度分布Raijk(t，l)、翼型表面压强分布pijk(t，l)、翼型边界层速度剖面模型选择、翼型表面粘性剪切力分布τijk(t，l)、防护涂层损失速度分布u_hijk(t，l)，均在自变量试验时间t、翼型相对弧长坐标l影响下逐一对应；
S4.7、步骤S4.6中相关数据数值均趋于稳定，则终止试验工况(airfoili，θj，vk)的叶片环境损伤试验；
S4.8、重复步骤S4.1～S4.7，遍历各试验工况(airfoili，θj，vk)的叶片环境损伤试验分析工作，i＝1，2，……；j＝1，2，……；k＝1，2，……；建立相关叶片环境损伤试验数据库。
本发明还公开了基于所述一种风力发电机组叶片环境损伤试验方法的应用，具体包含以下步骤：
(1)按照叶片涂装工艺要求制备防护涂层，在挂机运行前，检测并记录其翼型表面初始粗糙度和防护涂层初始厚度；
(2)机组正常运行，根据风电场实际情况，核算叶片各截面翼型来流情况；
(3)根据翼型边界层速度剖面模型选择方法，利用测得翼型表面粗糙度，确定翼型边界层速度剖面模型选择；
(4)根据翼型来流情况以及翼型边界层速度剖面模型选择，求解翼型粘性流体二维定常绕流问题，得到翼型表面压强分布、翼型表面粘性剪切力分布；将翼型表面压强分布结果沿翼型表面积分，得到翼型升力和阻力；
(5)根据特定环境损伤因素条件下防护涂层损伤情况评估方法，利用算得翼型表面压强分布、翼型表面粘性剪切力分布，确定翼型表面粗糙度分布、防护涂层损失速度分布随运行时间的变化规律；将防护涂层损失速度分布结果进行时间积分，得到防护涂层厚度分布随运行时间的变化规律；
(6)翼型表面粗糙度改变，需根据步骤(3)重新确定翼型边界层速度剖面模型选择；防护涂层厚度分布改变，需修正叶片翼型计算模型形状；重复步骤(4)、步骤(5)，更新计算翼型表面粗糙度分布、防护涂层厚度分布随运行时间的变化规律；
(7)风力发电机组定期运行维护过程中，检测并记录其翼型表面粗糙度和防护涂层厚度，修正理论计算结果；
(8)叶片防护涂层维修工作，在满足下列条件之一的情况下实施：
a)叶片气动效率出力段翼型升力下降，使得叶片气动效率下降超出机组功率许用标准；
b)叶片防护涂层损伤缺失，暴露叶片玻璃纤维增强复合材料基底，形成叶片老化风险；
(9)开展叶片防护涂层维修工作，检测并记录维修部分翼型表面初始粗糙度和防护涂层初始厚度，跳转步骤(3)继续相关评估监控。
本发明还公开了一种计算机设备，包括存储器、处理器以及存储在所述存储器中并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现所述风力发电机组叶片环境损伤试验方法的步骤。
本发明还公开了一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现所述风力发电机组叶片环境损伤试验方法的步骤。
与现有技术相比，本发明具有以下有益的技术效果：
本发明公开的一种风力发电机组叶片环境损伤试验方法，有效针对风力发电机组叶片防护涂层环境损伤情况的特点和规律，将风洞试验同环境损伤试验相结合，在来流中引入环境损伤因素，模拟风力发电机组实际运行环境对叶片的影响。相比传统环境损伤试验，更接近自然环境中的真实情况，可以作为防护涂层寿命设计评估的参考，应用于相似情况下的风电场风力发电机组；
该方法通过理想流体翼型绕流问题数值模拟，借用近流场压强分布、相对切向速度分布的参量情况，判断防护涂层环境损伤情况的影响因素个异性，从而缩减试验工况数量；
该方法通过试验测量的翼型表面粗糙度分布数据，选择翼型边界层速度剖面模型；通过试验测量的翼型表面压强分布数据，与数值分析结果比对，修正翼型边界层速度剖面模型，提高粘性流体翼型绕流问题数值模拟结果的精度，积累其翼型边界层速度剖面模型选择的经验；
该方法通过引入翼型表面粗糙度分布、防护涂层厚度分布、翼型表面压强分布、翼型表面粘性剪切力分布，从物理问题角度，建立微观尺度下防护涂层变化量与引发防护涂层损伤物理量间的数据关系，更准确地描述防护涂层损伤及其影响，可以有效实现试验工况的缩减、试验周期的缩短；
该方法通过粘性流体翼型绕流问题数值模拟，得到翼型表面粘性剪切力分布数据，补充试验测量数据的不足，降低试验测量工作的难度和周期，有效降低试验成本；
该方法可形成叶片环境损伤试验数据库，建立翼型边界层速度剖面模型选择方法，建立防护涂层损伤情况评估方法，形成独立可行的防护涂层寿命设计评估方法，采用设计过程即可完成对于风力发电机组叶片技改需求的定义，节约了风电场运维工作的时间和成本。
本发明还公开了所述一种风力发电机组叶片环境损伤试验方法的应用，该方法可通过试验测量结果计算得到翼型升力和阻力，更准确地展示叶片防护涂层损伤对于翼型升力和阻力的影响，乃至对于叶片气动效率下降的影响；同时考虑防护涂层损失对于叶片基底老化的影响，增加风力发电机组叶片技改需求定义的准确性、真实性和可靠性。
本发明有效将试验测量、数值模拟、数据分析相结合，提高了过程数据、结果数据的真实性和可靠性，从设计、测试、分析、应用角度，协同实现定义风力发电机组叶片环境损伤试验全过程，为风力发电机组技改应用提供技术支撑，形成了一套完整的风力发电机组叶片环境损伤试验方法。
附图说明
图1是翼型试验件及翼型支撑架示意图。
图2是A类翼型模型截面示意图；
图3是B类翼型模型截面示意图。
图中，1、翼型试验件；2、翼型支撑架；3、翼型模型；4、压强计接口；3-1、A类翼型模型；3-2、B类翼型模型。
具体实施方式
下面结合具体的实施例对本发明做进一步的详细说明，所述是对本发明的解释而不是限定。
对于风力发电机组叶片，其防护涂层的环境损伤问题表现得更加复杂，具体有：
(1)风电场环境复杂，多种环境损伤因素耦合作用，例如侵蚀-老化组合、雨蚀-腐蚀组合、腐蚀-老化组合等，为更准确地评估叶片防护涂层损伤情况的产生、扩展，就需要开展各种工况的大量试验工作，成本高、周期长，如何缩短每种工况的试验周期就显得至关重要；
(2)机组正常运行过程中，风轮一直处于高速旋转状态，对于叶片前缘区域，靠近叶片尖部的线速度高，损伤情况也更加明显，说明来流速度对于叶片防护涂层损伤影响明显，试验过程必须引入来流速度条件，不能只满足于传统的环境损伤试验方法；
(3)对于叶片同一截面位置，各区域线速度均高，其中前缘区域防护涂层最先发生损伤；对于叶片不同截面位置，靠近叶片尖部截面的尾缘区域线速度要高于靠近叶片根部截面的前缘区域，但靠近叶片根部截面的前缘区域防护涂层会比靠近叶片尖部截面的尾缘区域更先发生损伤，说明影响叶片防护涂层损伤的因素不只有来流速度，还需引入其它参量描述潜在影响规律，例如入流角度等；
(4)经过观察发现，叶片防护涂层损伤总是从前缘区域最先产生，随后逐步向相邻区域扩展；同时，在叶片同一截面位置中，前缘区域相对于其它区域压强更高，也是客观事实，可见压强和防护涂层损伤间必定存在某种联系，可以通过试验数据的积累展现其潜在规律，更有助于描述叶片防护涂层损伤评估工作；
(5)从机理上讲，防护涂层损伤是微观尺度的物理/化学问题逐渐积累的结果；损伤位置表面的环境损伤因素特征参量、近流场流速-压强分布、环境损伤促使防护涂层力学性能下降等，都可能会影响防护涂层损伤的速度，甚至比单纯的来流速度、入流角度等宏观尺度的物理条件影响更直接，而试验件本身的几何外形、表面粗糙度、防护涂层硬度/密度等是会对近流场流速-压强分布、环境损伤因素影响防护涂层面积/深度造成影响的，从而说明试验件相关特征参量也需要予以充分考虑。
此外，对于传统的机械结构部件，运行环境相对简单、可控，在防护涂层寿命未知情况下，通过定期运行检查维护，可及时监测其损伤程度并适时进行修补，有效解决机械结构部件防护等一系列问题。然而，风力发电机组常年运行在严酷的野外环境中，且不利于捕获叶片前缘区域视频图像/影像，所以传统的定期运行检查维护(包含叶片)需要停机操作，影响机组正常发电。因而，对于风力发电机组叶片防护涂层的寿命估计就显得更加重要，相关防护涂层环境损伤试验的需求也会更加迫切。
总结以上需要，发现要完成严谨的防护涂层环境损伤试验工作，环境损伤因素、近流场分布特征、试验件表面特征方面的考虑都不能或缺，意味着试验工作的数量、成本会在传统试验基础上成倍增加。鉴于传统防护涂层寿命设计方法的欠缺，如何优化相关试验工作，是其可实现性的重要保障，值得参考的思路包括：(1)引入更多特征参量的描述，修改试验结论表述方式，从而缩短单试验工况周期；(2)利用潜在物理特征及规律，借用试验测量条件共有属性，从而减少试验工况数量；(3)将设计与试验相结合，降低试验工况条件模拟、数值测量难度。
因此，本发明设计了一种风力发电机组叶片环境损伤试验系统，包括环境试验风洞、翼型试验件1、翼型支撑架2、压强计、表面粗糙度轮廓仪。其中，环境试验风洞基于空气动力学风洞配置，在空气流动中引入环境损伤因素(例如沙粒、酸雨、盐雾、紫外线等)，并增加相关设备防护功能，以模拟叶片在真实风电场遇到的典型环境情况；如图1所示，翼型试验件1具有叶片气动外形(即翼型)，按照涂装工艺要求在外表面制备防护涂层，模拟真实叶片截面存在；翼型支撑架2采用空腔结构，安装于环境试验风洞中，起到支撑翼型试验件1，并具有调整翼型试验件1姿态的功能，风洞的流速方向是确定的，在翼型安装时，安装角度的不同可以保证翼型试验件1的姿态不同，实现不同的实验攻角情况，从而保证前缘区域与来流方向夹角(即入流角度)满足试验设计要求；压强计连接翼型试验件1，用于测量表面压强分布情况；表面粗糙度轮廓仪测量翼型试验件1表面轮廓曲线，用于分析得到翼型表面粗糙度以及防护涂层厚度变化情况。
翼型试验件1由多个翼型模型3组成。其中，翼型模型3采用截面形状相同、厚度均匀的空腔结构型式，截面轮廓线呈典型叶片气动外形形状；多个翼型模型3沿厚度方向组装在一起，接缝处进行密封处理，保证在均匀来流情况下翼型模型3近流场接近二维流动特征。
为避免连接位置漏风，影响流场流动情况，密封处理可以使用密封胶，填补接缝处的缝隙即可。
翼型模型3分为两类，如图2所示，A类翼型模型3-1的翼型表面光滑连续，用于测量试验不同阶段翼型表面粗糙度以及防护涂层厚度变化情况；如图3所示，B类翼型模型3-2在A类基础上翼型表面布置多个压强计接口4，用于测量试验不同阶段翼型表面压强分布情况；压强计连接B类翼型模型3-2压强计接口4，连接管路通过翼型支撑架2空腔引出，减少传感器布置对于风洞流场的影响。
B类翼型模型3-2由于测量压力的需要，要在表面设置压强计接口4，会影响近流场流动情况，而我们希望研究的损伤扩展尽量不要受到测量仪器的影响，故分成了两类模型，各测量不同物理参量。
基于上述的风力发电机组叶片环境损伤试验的一种风力发电机组叶片环境损伤试验方法，包含以下步骤：
一、试验设计环节
(1)调研风电场风力发电机组叶片环境损伤因素组成及特征参量，包括侵蚀(风沙颗粒直径、输沙量)、雨蚀(降雨强度、雨水pH值)、腐蚀(空气温湿度、盐雾浓度)、老化(紫外线强度)等等，作为环境试验风洞引入环境损伤因素的设计参考。
(2)根据风力发电机组正常发电工况运行情况，包括机组来流风速、叶片桨距角、额定转速，结合叶片扭角分布，计算叶片展向位置r所在截面翼型airfoil(r)对应的等效入流角θ(r)和等效来流速度v(r)。
(3)求解叶片各展向位置r所在截面翼型airfoil(r)的理想流体二维定常绕流问题，数值模拟使用理想流体动力学基本方程，给定无穷远处来流边界条件(即输入步骤(2)计算得到的等效入流角θ(r)、等效来流速度v(r)，以及来流压强p∞条件)，约束壁面滑移不可穿透边界条件(即满足翼型表面相对法向速度vn为0条件)，得到一系列翼型前缘区域近流场压强p和相对切向速度vt的数值结果，形成数值结果组合(p，vt)|(r，l)，两变量一一对应且均为叶片展向位置r和相对弧长坐标l的函数。统计上述结果中叶片气动效率出力段(即叶片尖部和叶片中部)翼型airfoil(r)对应的数值结果组合的值域范围，记作目标试验范围{(p，vt)|(r，l)}target。
(4)选择叶片气动效率出力段多个典型翼型airfoili，搭配多组等效入流角θj和等效来流速度vk，给定来流压强p∞条件，组成试验工况(airfoili，θj，vk)。通过求解试验工况理想流体二维定常绕流问题，使典型翼型全部区域近流场压强p和相对切向速度vt数值结果组合
满足包络步骤(3)得到的目标试验范围{(p，vt)|(r，l)}target。
(5)利用步骤(4)所选择典型翼型airfoili制备多组翼型试验件1。
二、试验测试环节
(1)将翼型试验件1airfoili安装到环境试验风洞中，调整翼型试验件1姿态，满足试验工况(airfoili，θj，vk)对等效入流角θj的试验要求。
(2)对翼型试验件1airfoili(包含A类翼型模型3-1和B类翼型模型3-2)的防护涂层表面进行损伤检查，并使用表面粗糙度轮廓仪测量翼型试验件1表面轮廓曲线，记录翼型表面初始粗糙度分布Raijk(t，l)|t＝0以及防护涂层初始厚度分布hijk(t，l)|t＝0，其中，Ra表示翼型表面粗糙度，h表示防护涂层厚度，t表示试验时间，l表示翼型相对弧长坐标，下角标i表示对应试验工况翼型airfoili，下角标j表示对应试验工况等效入流角θj，下角标k表示对应试验工况等效来流速度vk。
(3)引入环境损伤因素(针对某一种或几种混合)，开启环境试验风洞，满足试验工况(airfoili，θj，vk)对等效来流速度vk的试验要求，进行叶片环境损伤试验，记录试验工况(airfoili，θj，vk)的试验时间t。
(4)定期暂停叶片环境损伤试验，关闭环境试验风洞，使用表面粗糙度轮廓仪测量A类翼型模型3-1的表面轮廓曲线，记录翼型表面粗糙度分布Raijk(t，l)以及防护涂层厚度分布hijk(t，l)。
(5)不引入环境损伤因素，开启环境试验风洞，满足试验工况(airfoili，θj，vk)对等效来流速度vk的试验要求，不记录试验时间t，使用压强计测量来流压强p∞以及B类翼型模型3-2表面压强分布pijk(t，l)，并记录。
(6)跳转到步骤(3)，继续进行试验工况(airfoili，θj，vk)的叶片环境损伤试验。
(7)待收集数据信息满足试验分析环节数据量要求，则终止试验工况(airfoili，θj，vk)的叶片环境损伤试验。
(8)重复步骤(1)～(7)，遍历各试验工况(airfoili，θj，vk)(i＝1，2，……；j＝1，2，……；k＝1，2，……)的叶片环境损伤试验，得到试验分析环节所需输入数据参数。
三、试验分析环节
(1)对于某试验时间t，求解试验工况(airfoili，θj，vk)对应翼型airfoili的粘性流体二维定常绕流问题，数值模拟使用粘性流体动力学基本方程，根据权利要求4中步骤(4)测得的翼型表面粗糙度分布Raijk(t，l)结果选择翼型边界层速度剖面模型，给定无穷远处来流边界条件(即输入等效入流角θj、等效来流速度vk以及来流压强p∞条件)，约束壁面粘附边界条件(即满足翼型表面相对速度v为0条件)，得到翼型airfoili近流场压强分布
的数值结果。
(2)将翼型airfoili近流场压强的测量值(即试验测试环节中步骤(5)测量得到的压强分布pijk(t，l)结果)和计算值(即试验分析环节中步骤(1)计算得到的压强分布
结果)分别沿翼型表面积分，得到作用于翼型airfoili气动力的测量值/>
和计算值/>
公式即
其中，
表示翼型表面外法线方向。
定义翼型airfoili气动力数值误差Errijk(t)，即
(3)如果步骤(2)计算得到的翼型airfoili气动力数值误差Errijk(t)大于数值模拟误差许用值，则根据压强偏差分布情况，修正边界层速度剖面模型，带入步骤(1)重新计算试验工况(airfoili，θj，vk)对应翼型airfoili的粘性流体二维定常绕流问题，更新步骤(2)翼型airfoili气动力数值误差Errijk(t)；直到步骤(2)计算得到的翼型airfoili气动力数值误差Errijk(t)小于或等于数值模拟误差许用值，则认为翼型airfoili的粘性流体二维定常绕流数值解收敛到真解。
(4)由步骤(3)所得收敛后的翼型airfoili的粘性流体二维定常绕流数值解，利用对应的翼型边界层速度剖面模型，计算翼型airfoili表面粘性剪切力分布τijk(t，l)的数值结果。
(5)由试验测试环节中步骤(4)测得的防护涂层厚度分布hijk(t，l)结果，结合防护涂层工艺要求、初始厚度分布，计算对应的防护涂层损失速度分布u_hijk(t，l)的数值结果，即
(6)重复步骤(1)～(5)，遍历各试验时间t，得到试验工况(airfoili，θj，vk)在特定环境损伤因素、翼型airfoili、等效入流角θj、等效来流速度vk、来流压强p∞条件下的一系列时序数据，包括：翼型表面粗糙度分布Raijk(t，l)、翼型表面压强分布pijk(t，l)、翼型边界层速度剖面模型选择、翼型表面粘性剪切力分布τijk(t，l)、防护涂层损失速度分布u_hijk(t，l)，均在自变量试验时间t、翼型相对弧长坐标l影响下逐一对应。
(7)步骤(6)中相关数据数值均趋于稳定，则可终止试验工况(airfoili，θj，vk)的叶片环境损伤试验，即满足试验测试环节中步骤7的要求。
(8)重复步骤(1)～(7)，遍历各试验工况(airfoili，θj，vk)(i＝1，2，……；j＝1，2，……；k＝1，2，……)的叶片环境损伤试验分析工作，建立相关叶片环境损伤试验数据库。
(9)由物理问题客观性，针对步骤(8)得到的叶片环境损伤试验数据库中翼型airfoili、防护涂层表面粗糙度分布Raijk、翼型边界层速度剖面模型选择的相关信息，开展数据统计分析工作，建立翼型边界层速度剖面模型选择方法；
针对步骤(8)得到的叶片环境损伤试验数据库中翼型表面压强分布pijk、翼型表面粘性剪切力分布τijk、防护涂层表面粗糙度分布Raijk、防护涂层损失速度分布u_hijk的相关信息，开展数据统计分析工作，建立防护涂层损伤情况评估方法。作为特定环境损伤因素条件下叶片环境损伤试验的最终结果。
采用本发明的一种风力发电机组叶片环境损伤试验方法在现场应用时，包含以下步骤：
(1)按照叶片涂装工艺要求制备防护涂层，在挂机运行前，检测并记录其翼型表面初始粗糙度和防护涂层初始厚度。
(2)机组正常运行，根据风电场实际情况，核算叶片各截面翼型来流情况。
(3)根据步骤(9)得到的翼型边界层速度剖面模型选择方法，利用测得翼型表面粗糙度，确定翼型边界层速度剖面模型选择。
(4)根据翼型来流情况以及翼型边界层速度剖面模型选择，求解翼型粘性流体二维定常绕流问题，得到翼型表面压强分布、翼型表面粘性剪切力分布；将翼型表面压强分布结果沿翼型表面积分，得到翼型升力和阻力。
(5)根据步骤(9)得到的特定环境损伤因素条件下防护涂层损伤情况评估方法，利用算得翼型表面压强分布、翼型表面粘性剪切力分布，确定翼型表面粗糙度分布、防护涂层损失速度分布随运行时间的变化规律；将防护涂层损失速度分布结果进行时间积分，得到防护涂层厚度分布随运行时间的变化规律。
(6)翼型表面粗糙度改变，需根据步骤(3)重新确定翼型边界层速度剖面模型选择；防护涂层厚度分布改变，需修正叶片翼型计算模型形状；重复步骤(4)、(5)，更新计算翼型表面粗糙度分布、防护涂层厚度分布随运行时间的变化规律。
(7)风力发电机组定期运行维护过程中，检测并记录其翼型表面粗糙度和防护涂层厚度，修正理论计算结果。
(8)叶片防护涂层维修工作，需在满足下列条件之一的情况下实施：
a)叶片气动效率出力段翼型升力下降，使得叶片气动效率下降超出机组功率许用标准；
b)叶片防护涂层损伤缺失，暴露叶片玻璃纤维增强复合材料基底，形成叶片老化风险。
(9)开展叶片防护涂层维修工作，检测并记录维修部分翼型表面初始粗糙度和防护涂层初始厚度，跳转步骤(3)继续相关评估监控。
该方法有效实现了定义风力发电机组叶片环境损伤试验全过程，包括设计、测试、分析、应用，形成了一套完整的风力发电机组叶片环境损伤试验方法。
本发明利用风力发电机组叶片防护涂层环境损伤情况的特点和规律，将风洞试验同环境损伤试验相结合，在来流中引入环境损伤因素，模拟风力发电机组实际运行环境对叶片的影响；通过翼型绕流流场数值模拟，缩减试验工况数量，并增加环境损伤试验观测、记录参量，从而实现试验周期的缩短；利用试验测量数据，修正翼型绕流流场模型选择，提高数值模拟精度；利用试验测量数据和数值模拟数据，建立微观尺度防护涂层变化量与引发防护涂层损伤物理量间的数据关系；实现定义风力发电机组叶片环境损伤试验全过程，为风力发电机组技改应用提供技术支撑，形成了一套完整的风力发电机组叶片环境损伤试验方法。
本发明的一种风力发电机组叶片环境损伤试验方法可采用完全硬件实施例、完全软件实施例或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本发明可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器、CD-ROM、光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。
本发明的一种风力发电机组叶片环境损伤试验方法如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本发明实现上述实施例方法中的全部或部分流程，也可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，所述的计算机程序可存储于一计算机可读存储介质中，该计算机程序在被处理器执行时，可实现上述各个方法实施例的步骤。其中，所述计算机程序包括计算机程序代码，所述计算机程序代码可以为源代码形式、对象代码形式、可执行文件或某些中间形式等。计算机可读存储介质包括永久性和非永久性、可移动和非可移动媒体可以由任何方法或技术来实现信息存储。信息可以是计算机可读指令、数据结构、程序的模块或其他数据。需要说明的是，所述计算机可读介质包含的内容可以根据司法管辖区内立法和专利实践的要求进行适当的增减，例如在某些司法管辖区，根据立法和专利实践，计算机可读介质不包括电载波信号和电信信号。其中，所述计算机存储介质可以是计算机能够存取的任何可用介质或数据存储设备，包括但不限于磁性存储器(例如软盘、硬盘、磁带、磁光盘(MO)等)、光学存储器(例如CD、DVD、BD、HVD等)、以及半导体存储器(例如ROM、EPROM、EEPROM、非易失性存储器(NANDFLASH)、固态硬盘(SSD))等。
在示例性实施例中，还提供计算机设备，包括存储器、处理器以及存储在所述存储器中并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现所述一种风力发电机组叶片环境损伤试验方法的步骤。处理器可能是中央处理单元(CentralProcessingUnit，CPU)，还可以是其他通用处理器、数字信号处理器(DigitalSignalProcessor，DSP)、专用集成电路(ApplicationSpecificIntegratedCircuit，ASIC)、现成可编程门阵列(Field-ProgrammableGateArray，FPGA)或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件等。
本发明的内容不限于上述实施例所列举，本领域技术人员不付出创造性劳动即可做出的各种修改或变形，均为本发明的权利要求所涵盖。
Claims (10)
1.一种风力发电机组叶片环境损伤试验系统，其特征在于，包括环境试验风洞、翼型试验件(1)、压强计及表面粗糙度轮廓仪；
环境试验风洞中设有空气流动设备和环境损伤因素提供设备，用于在空气流动中引入环境损伤因素；
翼型试验件(1)具有叶片气动外形，在翼型试验件(1)的外表面包覆有防护涂层；
表面粗糙度轮廓仪用于测量翼型试验件(1)表面轮廓曲线，分析得到翼型表面粗糙度以及防护涂层厚度变化情况；
翼型试验件(1)由多个翼型模型(3)组成，翼型模型(3)采用截面形状相同、厚度均匀的空腔结构型式，截面轮廓线呈典型叶片气动外形形状；多个翼型模型(3)沿厚度方向组装在一起；
翼型模型(3)分为A类翼型模型(3-1)和B类翼型模型(3-2)，A类翼型模型(3-1)用于测量试验不同阶段翼型表面粗糙度以及防护涂层厚度变化情况；B类翼型模型(3-2)在A类基础上的翼型表面布置有多个压强计接口(4)，压强计接口(4)连接压强计，用于测量翼型试验件(1)表面压强分布情况。
2.根据权利要求1所述的一种风力发电机组叶片环境损伤试验系统，其特征在于，多个翼型模型(3)连接的接缝处进行密封处理。
3.根据权利要求1所述的一种风力发电机组叶片环境损伤试验系统，其特征在于，B类翼型模型(3-2)还包括翼型支撑架(2)，翼型支撑架(2)与翼型试验件(1)的上下两端连接；翼型支撑架(2)采用空腔结构，压强计的连接管路通过翼型支撑架(2)的空腔引出。
4.基于权利要求1～3任意一项所述风力发电机组叶片环境损伤试验系统的一种风力发电机组叶片环境损伤试验方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1、调研风电场风力发电机组叶片环境损伤因素组成及特征参量；
S2、根据风力发电机组正常发电工况运行情况，结合叶片扭角分布，提炼翼型二维定常绕流问题，通过分析实现试验目标范围缩减，构建试验工况，并制备对应翼型试验件(1)；
S3、将翼型试验件(1)安装到环境试验风洞中，调整翼型试验件(1)姿态，试验测量翼型表面粗糙度分布数据、防护涂层厚度分布数据和翼型表面压强分布数据；
S4、对于某试验时间，求解试验工况对应实际的翼型二维定常绕流问题，通过分析得到翼型表面粘性剪切力分布的数值结果；
根据防护涂层厚度分布数据计算对应的防护涂层损失速度分布的数值结果；
S5、通过引入翼型表面粗糙度分布、防护涂层损失速度分布、翼型表面压强分布、翼型表面粘性剪切力分布，结合数值分析过程，建立翼型边界层速度剖面模型选择方法和防护涂层损伤情况评估方法。
5.根据权利要求4所述的一种风力发电机组叶片环境损伤试验方法，其特征在于，S2具体包括以下步骤：
S2.1、根据风力发电机组正常发电工况运行情况，包括机组来流风速、叶片桨距角和额定转速，结合叶片扭角分布，计算叶片展向位置r所在截面翼型airfoil(r)对应的等效入流角θ(r)和等效来流速度v(r)；
S2.2、求解叶片各展向位置r所在截面翼型airfoil(r)的二维定常绕流问题，使用理想流体二维定常绕流模型进行简化，给定无穷远处来流边界条件，即等效入流角θ(r)、等效来流速度v(r)以及来流压强p∞条件，约束壁面滑移不可穿透边界条件，即满足翼型表面相对法向速度vn为0条件，得到一系列翼型前缘区域近流场压强p和相对切向速度vt的数值结果，形成数值结果组合(p，vt)|(r，l)，两变量一一对应且均为叶片展向位置r和相对弧长坐标l的函数；
统计上述结果中叶片气动效率出力段翼型对应的数值结果组合的值域范围，记作目标试验范围{(p，vt)|(r，l)}target；
S2.3、选择叶片气动效率出力段多个典型翼型airfoili，搭配多组等效入流角θj和等效来流速度vk，给定来流压强p∞条件，组成试验工况(airfoili，θj，vk)；
求解试验工况(airfoili，θj，vk)下理想流体二维定常绕流问题，使典型翼型airfoili全部区域近流场压强p和相对切向速度vt的数值结果组合
满足包络步骤S2.2得到的目标试验范围{(p，vt)|(r，l)}target；
S2.4、利用步骤S2.3所选择典型翼型airfoili制备多组翼型试验件(1)。
6.根据权利要求5所述的一种风力发电机组叶片环境损伤试验方法，其特征在于，S3具体包括以下步骤：
S3.1、将翼型试验件(1)安装到环境试验风洞中，调整翼型试验件(1)姿态，满足试验工况(airfoili，θj，vk)对等效入流角θj的试验要求；
S3.2、对翼型试验件(1)的防护涂层表面进行损伤检查，并使用表面粗糙度轮廓仪测量翼型试验件(1)表面轮廓曲线，记录翼型表面初始粗糙度分布Raijk(t，l)|t＝0以及防护涂层初始厚度分布hijk(t，l)|t＝0，其中，Ra表示翼型表面粗糙度，h表示防护涂层厚度，t表示试验时间，l表示翼型相对弧长坐标，下角标i表示对应试验工况翼型airfoili，下角标j表示对应试验工况等效入流角θj，下角标k表示对应试验工况等效来流速度vk；
S3.3、引入环境损伤因素，开启环境试验风洞，满足试验工况(airfoili，θj，vk)对等效来流速度vk的试验要求，进行叶片环境损伤试验，记录试验工况(airfoili，θj，vk)的试验时间t；
S3.4、定期暂停叶片环境损伤试验，关闭环境试验风洞，使用表面粗糙度轮廓仪测量翼型试验件(1)A类翼型模型(3-1)表面轮廓曲线，记录翼型表面粗糙度分布Raijk(t，l)以及防护涂层厚度分布hijk(t，l)；
S3.5、不引入环境损伤因素，开启环境试验风洞，满足试验工况(airfoili，θj，vk)对等效来流速度vk的试验要求，不记录试验时间t，使用压强计测量来流压强p∞以及翼型试验件(1)B类翼型模型(3-2)表面压强分布pijk(t，l)，并记录；
S3.6、跳转到步骤S3.3，继续进行试验工况(airfoili，θj，vk)的叶片环境损伤试验；
S3.7、待收集数据信息满足试验分析环节数据量要求，则终止试验工况(airfoili，θj，vk)的叶片环境损伤试验；
S3.8、重复步骤S3.1～S3.7，遍历各试验工况(airfoili，θj，vk)的叶片环境损伤试验；i＝1，2，……；j＝1，2，……；k＝1，2，……；得到试验分析环节所需输入数据参数。
7.根据权利要求6所述的一种风力发电机组叶片环境损伤试验方法，其特征在于，S4具体包含以下步骤：
S4.1、对于某试验时间t，求解试验工况(airfoili，θj，vk)对应翼型airfoili的二维定常绕流问题，使用粘性流体二维定常绕流模型进行模拟，根据S3.4测得的翼型表面粗糙度分布Raijk(t，l)结果选择翼型边界层速度剖面模型，给定无穷远处来流边界条件，即输入等效入流角θj、等效来流速度vk以及来流压强p∞条件，约束壁面粘附边界条件，即满足翼型表面相对速度为0条件，得到翼型airfoili近流场压强分布
的数值结果；
S4.2、将翼型airfoili近流场压强的测量值和计算值分别沿翼型表面积分，得到作用于翼型airfoili气动力的测量值
和计算值/>
公式：
其中，
表示翼型表面外法线方向；
所述测量值为S3.5测量得到的压强分布pijk(t，l)结果，所述计算值为S4.1计算得到的压强分布
结果；
定义翼型airfoili气动力数值误差Errijk(t)：
S4.3、如果S4.2计算得到的翼型airfoili气动力数值误差Errijk(t)大于数值模拟误差许用值，则根据压强偏差分布情况，修正边界层速度剖面模型，带入S4.1重新计算试验工况(airfoili，θj，vk)对应翼型airfoili的二维定常绕流问题，更新S4.2得到的翼型airfoili气动力数值误差Errijk(t)；直到S4.2计算得到的翼型airfoili气动力数值误差Errijk(t)小于或等于数值模拟误差许用值，则认为翼型airfoili的二维定常绕流问题数值解收敛到真解；
S4.4、由S4.3所得收敛后的翼型airfoili的二维定常绕流问题数值解，利用对应的翼型边界层速度剖面模型，计算翼型airfoili表面粘性剪切力分布τijk(t，l)的数值结果；
S4.5、由S3.4测得的防护涂层厚度分布hijk(t，l)结果，结合防护涂层工艺要求、初始厚度分布，计算对应的防护涂层损失速度分布u_hijk(t，l)的数值结果：
S4.6、重复步骤S4.1～S4.5，遍历各试验时间t，得到试验工况(airfoili，θj，vk)在特定环境损伤因素、翼型airfoili、等效入流角θj、等效来流速度vk、来流压强p∞条件下的一系列时序数据，包括：翼型表面粗糙度分布Raijk(t，l)、翼型表面压强分布pijk(t，l)、翼型边界层速度剖面模型选择、翼型表面粘性剪切力分布τijk(t，l)、防护涂层损失速度分布u_hijk(t，l)，均在自变量试验时间t、翼型相对弧长坐标l影响下逐一对应；
S4.7、步骤S4.6中相关数据数值均趋于稳定，则终止试验工况(airfoili，θj，vk)的叶片环境损伤试验；
S4.8、重复步骤S4.1～S4.7，遍历各试验工况(airfoili，θj，vk)的叶片环境损伤试验分析工作，i＝1，2，……；j＝1，2，……；k＝1，2，……；建立相关叶片环境损伤试验数据库。
8.基于权利要求4～7任意一项所述一种风力发电机组叶片环境损伤试验方法的应用，其特征在于，具体包含以下步骤：
(1)按照叶片涂装工艺要求制备防护涂层，在挂机运行前，检测并记录其翼型表面初始粗糙度和防护涂层初始厚度；
(2)机组正常运行，根据风电场实际情况，核算叶片各截面翼型来流情况；
(3)根据翼型边界层速度剖面模型选择方法，利用测得翼型表面粗糙度，确定翼型边界层速度剖面模型选择；
(4)根据翼型来流情况以及翼型边界层速度剖面模型选择，求解翼型粘性流体二维定常绕流问题，得到翼型表面压强分布、翼型表面粘性剪切力分布；将翼型表面压强分布结果沿翼型表面积分，得到翼型升力和阻力；
(5)根据特定环境损伤因素条件下防护涂层损伤情况评估方法，利用算得翼型表面压强分布、翼型表面粘性剪切力分布，确定翼型表面粗糙度分布、防护涂层损失速度分布随运行时间的变化规律；将防护涂层损失速度分布结果进行时间积分，得到防护涂层厚度分布随运行时间的变化规律；
(6)翼型表面粗糙度改变，需根据步骤(3)重新确定翼型边界层速度剖面模型选择；防护涂层厚度分布改变，需修正叶片翼型计算模型形状；重复步骤(4)、步骤(5)，更新计算翼型表面粗糙度分布、防护涂层厚度分布随运行时间的变化规律；
(7)风力发电机组定期运行维护过程中，检测并记录其翼型表面粗糙度和防护涂层厚度，修正理论计算结果；
(8)叶片防护涂层维修工作，在满足下列条件之一的情况下实施：
a)叶片气动效率出力段翼型升力下降，使得叶片气动效率下降超出机组功率许用标准；
b)叶片防护涂层损伤缺失，暴露叶片玻璃纤维增强复合材料基底，形成叶片老化风险；
(9)开展叶片防护涂层维修工作，检测并记录维修部分翼型表面初始粗糙度和防护涂层初始厚度，跳转步骤(3)继续相关评估监控。
9.一种计算机设备，包括存储器、处理器以及存储在所述存储器中并可在所述处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现如权利要求4至7任意一项所述风力发电机组叶片环境损伤试验方法的步骤。
10.一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现如权利要求4至7任意一项所述风力发电机组叶片环境损伤试验方法的步骤。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202111234835.XA CN114354147B (zh) | 2021-10-22 | 2021-10-22 | 一种风力发电机组叶片环境损伤试验系统及其方法和应用 |
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| Title |
|---|
| 挟沙风作用下风力机叶片涂层冲蚀磨损研究进展;张永;刘召;黄超;田月;刘文斐;;新能源进展(05);第331-335页 * |
| 风力机翼型风沙冲蚀磨损演化过程研究;李德顺;陈霞;李银然;郭兴铎;王亚娥;;甘肃科学学报(05);第66-71页 * |
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