JP2012524275A - 圧力に基づく荷重測定 - Google Patents

Abstract

圧力に基づく荷重測定システムのシステムおよび方法が提供される。本システムは、翼形部の上面および底面上に配置される２つの圧力オリフィスを含む。これら２つの点間の差圧が決定され、翼形部によって発生する空力荷重の評価値が、差圧と荷重との間の線形相関より決定される。オリフィスの配置は、分析的または実験的な技術を使用して最適化することができ、最小二乗実験適合曲線は、収集されたデータを適合させるのに使用することができる。
【選択図】図１

Description

[0001]本発明は、概略的には、単一の差圧測定を使用して、翼または翼板によって発生する局所的な空力荷重を測定および／または決定する方法に関する。

[0002]航空機およびヘリコプタは、乗物の飛行を維持するのに、翼またはロータによって発生する揚力に依存する。それに加えて、風力タービンは、ロータを回転させ、電気を発生させるのに揚力に依存する。揚力を制御し、様々な翼形部の性能を最適化するために、翼形部によって発生する揚力を迅速かつ容易に決定することが有用である。揚力を測定する従来のシステムおよび方法は、動圧、局所的な空気速度、空気密度、温度などの様々なデータ点および情報を必要とする。

[0003]いくつかの構成では、翼板によって発生する揚力の量に基づいて、または揚力の量を最適化するのに、翼板調整を行うことができる。これらの調整可能な翼板を効果的かつ効率的に制御するために、過剰量のデータおよび／または環境条件情報を必要とすることなく、所与のあらゆる時間に翼板によって発生する空力荷重を評価する方法を提供することは、有用である。

[0004]以下は、本発明のいくつかの態様の基本的な理解をもたらすために、本発明の簡単な概要を提供する。本概要は、本発明の広範な概説ではない。本発明の主要もしくは重要な要素を特定し、または本発明の範囲を説明することを意図していない。以下の概要は、以下に提供するより詳細な説明への序説として、簡単な形式で本発明のいくつかの概念を提供するにすぎない。

[0005]上述の先行技術における限界を克服し、本明細書を読み、それを理解すると明らかになる他の限界を克服するために、本開示の態様は、圧力に基づく空力荷重測定のシステムおよび方法に向けられる。

[0006]本発明の第１の態様は、翼形部上の第１および第２の圧力検知位置を提供する。翼形部は、航空機翼、ヘリコプタロータ、風力タービン翼板、船の方向舵などの上に存在することができる。第１の圧力検知位置は、翼形部の上面上に配置することができ、第２の圧力検知位置は、翼形部の底面上に配置することができる。第１および第２の位置の差圧が、決定され、揚力は、差圧と揚力との間の線形／多項式相関に基づいて決定することができる。１つまたは複数の構成では、揚力は、第１の位置と第２の位置との間の差圧のみに基づいて決定することができる。言いかえれば、追加的位置における追加的センサまたはセンサ読取値が、必要とされない可能性がある。

[0007]第１および第２の圧力検知位置の配置を最適化することができる。例えば、第１および第２の圧力検知位置の最適な配置を決定するのに、様々な分析的および／または実験的な試験を行うことができる。最小二乗実験適合曲線を使用することができ、最小誤差を有する位置を最適な位置とみなすことができる。それらの位置は、所与の翼形部の特定の幾何形状に基づく可能性があり、翼形部の様々な大きさ、型、および構成によって異なる可能性がある。

[0008]本発明のより十分な理解およびその利点は、同様の参照番号が同様の特徴部を示す添付の図面を踏まえて以下の説明を参照することにより得ることができる。

[0009]本発明の第１の実施形態による風力タービンの斜視図である。 [0010]本明細書に説明する圧力に基づく荷重測定システムを示す、航空機翼、風力タービン翼板などの翼形部の断面図である。 [0011]揚力と差圧との間の線形的な相関を示すグラフである。 [0012]最適化されていない圧力検知位置を使用する、空力荷重対差圧を示すグラフである。 [0013]最適化された圧力検知位置を使用する、空力荷重対差圧を示すグラフである。 [0014]本明細書に説明する態様による、最適な圧力検知位置において取得された単一の差圧に基づいて、空力荷重を決定する１つの方法を示す図である。

[0015]図は、原寸に比例して描く必要がないことを、読者に忠告する。
[0016]様々な実施形態の以下の説明では、本明細書の一部分を形成し、本発明を実施することができる様々な実施形態が例示によって示される、添付の図面が参照される。他の実施形態を利用することができ、本発明の範囲から逸脱することなく、構造的および機能的な変更を行うことができることを理解されたい。

[0017]本発明の態様は、単一の差圧測定を使用して、翼形部（翼、翼板などの翼形部など）によって発生する空力荷重を決定する方法に向けられる。測定は、２つの位置、すなわち翼形部の上面に沿う位置およびその底面に沿う位置において取得される圧力読取値に基づいている。この差圧と空力荷重との間に、線形的またはほぼ線形的な関係が存在するので、空力荷重は、この差圧に基づいて、動圧、局所的な空気速度、空気密度、大気圧、または温度などのあらゆる追加的な情報を必要とすることなく、評価することができる。

[0018]図１は、本発明を実施することができる例示的な風力タービン２を示す。風力タービン２は、ナセル８を支持する塔６を備える基礎４上に示される。１つまたは複数の翼板１０が、ボルト式突縁部１４を介して受口１２に取り付けられる。図示した実施形態では、風力タービンは、３つの翼板１０を含む。受口１２は、変速装置、発電機、およびナセル８内の他の要素に接続される。翼板１０は、一定の長さを有することができるか、または、図１に示されるように、可変長型すなわち伸縮式とすることができる。図１に示すように、それぞれの可変長翼板１０は、基底部すなわち基部１６および先端部１８を含む。先端部１８は、ロータ翼板１０の長さを制御自在に増大および縮小させ、次いで、ロータ翼板１０の掃引面積をそれぞれ増大および縮小させるように、基底部１６に対して可動である。基底部１６に対して先端部１８を動かすのに、ねじ式駆動装置、ピストン／シリンダ、または滑車／巻上機構成などのあらゆる所望の駆動システムを使用することができる。そのような駆動システムは、参照により本明細書に組み込まれている米国特許第６，９０２，３７０号に説明されている。風力タービン２は、片揺れ駆動装置および片揺れモータをさらに含み、傾斜角制御システムを含むことができるが、図示していない。

[0019]図２は、本発明に関連して使用される航空機翼、風力タービン翼板などの翼形部の１つの例示的な断面図を示す。翼形部は、前方端部２２、後方端部２４、上面２６、および底面２８を含む。翼弦線ｃは、翼形部２０の前方端部２２と後方端部２４との間の線として定義することができる。図２に示す翼形部２０は、１つの例示的な断面構造にすぎず、本発明の一部分として、無限個の断面の変形形態を使用することができることが理解されよう。翼形部２０は、ガラス繊維および／または炭素繊維などのあらゆる好適な構造および材料から作成することができる。

[0020]さらに図２を参照すれば、翼板２０は、２つの圧力検知位置Ｐ_１およびＰ_２にオリフィスを含む。Ｐ_１は、翼板２０の底面２８上に配置され、Ｐ_２は、翼板２０の上面２６上に配置される。圧力変換器３０は、２つの圧力検知位置間の差圧を測定するのに設けられる。位置３０ａ、３０ｂは、それぞれの点Ｐ_１とＰ_２との間の差圧を決定する圧力変換器隔壁の両側を示す。代わりの構成では、複数の圧力変換器を使用することができる。図２に示すＰ_１およびＰ_２の位置は、それぞれのオリフィスの１つの例示的位置を例示しているにすぎない。Ｐ_１およびＰ_２の位置は、一般に、翼板２０または翼の断面幾何形状に依存する可能性がある。Ｐ_１およびＰ_２の最適な位置は、コンピュータシミュレーションなどの分析的な方法、または風洞データもしくは飛行試験データなどの実験的な方法を使用して決定することができる。表面圧力係数分布および空気力係数データ（揚力、垂直力、抗力、および接線力）が、上述のシミュレーションまたは試験中の迎角の関数として発生する。圧力の無次元係数は、

として定義され、ここで、Ｐは翼形部表面上の局所的な圧力であり、Ｐ_∞は翼板または翼から遠隔にある自由流圧力である。動圧は、

として定義され、ここで、ρ_∞は自由流空気密度であり、Ｖ_∞は自由流空気速度である。力係数は、

として定義され、ここで、Ｆは力（すなわち揚力、抗力、垂直力、および接線力）であり、Ａは翼形部台部面積である。収集データは、注目する全迎角範囲にわたって、測定差圧と結果的な空力荷重との間の最良の相関をもたらす圧力オリフィス位置の組合せを決定するのに使用される。他の構成では、測定差圧は、垂直力または翼形部の翼弦線に垂直に作用する力を決定するのに使用することができる。

[0021]表面圧力オリフィスの最適な位置は、最小二乗多項式曲線適合を介して達成される。開口部位置の全ての組合せは、空力荷重と測定差圧との間の固有の関係を示し、したがって、全ての開口部組合せは、固有の最小二乗適合曲線も有する。これは、図４および５に示され、ここで、ΔＰは測定差圧を表し、揚力／面積は空力荷重を表す。図４および５のグラフは、本明細書に説明する方法を使用して、圧力検知位置の配置を最適化する利点を示すのに提供される。図４は、オリフィスの位置が最適化されていない最小二乗相関を示す。明確に示されるように、データは、差圧と空力荷重との間の強い線形相関をもたらさない。最適でない開口部位置が使用されるとき、空気速度、密度、および温度の変化は、図４に示すデータのばらつきをもたらす。

[0022]その代わりに、図５は、最適な圧力検知位置を使用した、空力荷重対差圧の関係を示す。最適な圧力検知位置は、以下のように決定される。第１に、風力タービンまたは航空機の操作に適するＰ_∞、ρ_∞、およびＶ_∞の操作範囲が仮定され、次に、以上の圧力および空力係数式が、分析的または実験的に誘導されたＣ_ＦおよびＣ_Ｐおよび複数の値によって、次元のある空力荷重

および測定差圧［ΔＰ＝Ｐ_１−Ｐ_２＝（ｑ_∞Ｃ_Ｐ１+Ｐ_∞）−（ｑ_∞Ｃ_Ｐ２+Ｐ_∞）＝ｑ_∞（Ｃ_Ｐ１−Ｃ_Ｐ２）］データの集計を計算するのに使用される。第２に、揚力と測定差圧との間の相関の強さは、最小二乗法を使用して評価される。最小二乗法は、仮定した適合関数と現存する空力荷重データ点との間で、

として定義される二乗誤差を最小化する。この関数において、ｉは適合されるｎ個のデータ点のそれぞれの添字であり、ｆは適合関数である。二乗誤差εが、圧力オリフィス位置の可能な全ての組合せに関して計算され、荷重圧力データと誘導された適合曲線との間の最も低い二乗誤差が達成されるように、最適な圧力オリフィス配置が選択される。オリフィス位置の可能な全ての組合せを評価することは、「強引な」方法であるが、最適なオリフィス配置を決定するのに、共役勾配最適化または汎用アルゴリズムなどの他の方法を使用することができることが認められる。一般に、圧力と空力荷重との間の相関は、多数の適合曲線関数（多項式、べき級数、動径基底関数など）を使用して説明することができるが、ほとんどの翼形部幾何形状候補は、圧力と荷重との間の強い線形相関を示す。

[0023]さらに図２を参照すれば、圧力Ｐ_１とＰ_２との間の差（例えばＰ_１−Ｐ_２）は、圧力変換器３０からの読取値を介して決定される。差圧と荷重との間の線形相関のために、差圧は、図３に示すグラフと同様に打点することができ、荷重の評価は、動圧、局所的な空気速度、空気密度、大気圧、または温度などのあらゆる追加的な情報を必要とすることなく、このグラフから決定することができる。

[0024]いくつかの構成では、圧力変換器３０は、電気信号または別の信号を制御システムに伝送することができ、それによって、空力荷重を能動的に制御することを可能にする。例えば、制御システムは、Ｐ_１とＰ_２との間で決定される差圧に基づいて、空力荷重を増大または減少させるために、翼板傾斜角を（集合的または個別に）、または翼板長さなどを調整することができる。これは、風力タービンの効率を改善するために、翼板のより正確で、より即時的な調整を提供する。翼板傾斜角および長さに加えて、下げ翼、補助翼、展開式タブ、スポイラ、空気噴射口、合成噴射口、プラズマアクチュエータなどの能動的な流量制御／変更デバイスを含む翼板の制御に、圧力信号を利用することができる。

[0025]いくつかの構成では、破片、氷、雨などの様々な環境条件から、圧力オリフィスを保護することができる。オリフィスの保護は、正確な圧力読取値を提供し、保守用停止を低減するときなどに役立つ可能性がある。

[0026]図６は、差圧に基づいて空力荷重を評価する、１つの例示的な方法を示す。ステップ６００では、２つの圧力検知位置の最適な配置が決定される。上述のように、この最適な配置は、分析的または実験的な方法を使用して決定することができる。ステップ６０２では、タービン翼板または航空機翼などの翼形部、水中翼などは、ステップ６００で決定された位置に配置される圧力検知開口部を含む、統合圧力検知システムと共に製作される。ステップ６０４では、航空機、風力タービンなどが、翼形部を横切る気流を引き込むように操作される。ステップ６０６では、差圧が、ステップ６００で決定された２つの圧力検知位置の間で決定される。それぞれの圧力位置に関連する圧力変換器は、差圧を決定するのに、電気信号または別の信号を制御装置に伝送することができる。ステップ６０８では、揚力が、決定された差圧と揚力との間の線形相関に基づいて決定される。ステップ６１０では、決定された揚力に基づいて、風力タービン翼板もしくは航空機翼の位置、幾何形状、または関連の流量制御デバイスを調整することができる。ステップ６１０で調整が行われると、調整された位置、幾何形状などに基づいて差圧を決定するのに、ステップ６０６に戻ることによって処理が継続することができる。処理は、残りのステップを通して継続することができ、必要であれば、ステップ６０６に戻ることができる。

[0027]上述のように、圧力に基づく荷重測定システムおよび上述の方法は、２つの最適に配置される表面圧力オリフィス間で取得される単一の差圧測定に基づいて、翼形部上の絶対空力荷重を評価することができる。上述のシステムおよび方法を使用して荷重を決定するために、動圧、局所的な空気速度、空気密度、大気圧、または温度などの追加的な測定値、データなどが、必要とされない。最適な表面圧力位置は、測定差圧を発生空力荷重に固有に関連付けた、分析的または実験的に生成された実験適合曲線と、適合曲線を生成するのに使用される圧力荷重データとの間の誤差を最小化することによって決定することができる。

[0028]上述のシステムおよび方法は、風力タービンに関連して全体的に説明したが、様々な適用例と共に使用することができる。例えば、本システムおよび方法は、航空機翼またはヘリコプタロータと共に実施することができる。それに加えて、またはその代わりに、説明した本システムおよび方法は、船の方向舵および水中翼などの非空力的適用例に適用することができる。これらの構成では、適当な変換器装置は、差圧を測定するのに使用される。

[0029]上述のシステムおよび方法は、操作中に翼形部によって発生する空気力のより高度で高感度の制御を提供するために、操作状態の急速な変化のより早い検知を可能にすることができる。例えば、翼または翼板の曲げ荷重ではなく、圧力を介する空力荷重の測定は、突風の間に風力タービン翼板上に誘導される荷重の変化などの急速な荷重の変化のより早い検知を可能にする。

[0030]開示した発明は、以上の説明によって限定されず、上述の新技術の多くの変形形態が、当業者には明らかになろう。
[0031]それに加えて、さらに、本明細書に記載した方法および機能は、コンピュータ読取可能命令を格納することができる、多数のコンピュータ読取可能媒体を通して実施することができる。使用することができるコンピュータ読取可能媒体の例は、ＲＡＭ、ＲＯＭ、ＥＥＰＲＯＭ、フラッシュメモリまたは他のメモリ技術、ＣＤ−ＲＯＭ、ＤＶＤまたは他の光ディスク記憶装置、磁気カセット、磁気テープ、磁気記憶装置などを含む。

[0032]本発明の様々な態様を実施する、本明細書に説明する例示的なシステムおよび方法が示されるが、本発明は、これらの実施形態に限定されないことを当業者なら理解するであろう。特に上述の教示を踏まえれば、当業者なら変更を行うことができる。例えば、上述の実施形態の要素のそれぞれは、単独で、または、他の実施形態の要素と組み合わせて、もしくはそれらと部分的に組み合わせて利用することができる。本発明の真の技術思想および範囲から逸脱することなく、変更を行うことができることがさらに認識および理解されよう。したがって、本説明は、本発明を限定するものではなく、例示するものとみなされるべきである。

Claims (24)

1. 翼形部上の第１の圧力位置と第２の圧力位置との間の差圧を決定するステップと、
   前記決定された差圧に基づいて、前記翼形部に関する揚力を決定するステップとを含む、方法。
2. 前記第１の圧力位置および前記第２の圧力位置の最適な配置を特定するステップをさらに含む、請求項１に記載の方法。
3. 前記第１の圧力位置および前記第２の圧力位置の最適な配置を特定する前記ステップは、前記最適な配置を決定する分析的方法または実験的な方法の少なくとも１つを使用して決定するステップを含む、請求項２に記載の方法。
4. 前記第１の圧力位置および前記第２の圧力位置の最適な配置を特定する前記ステップは、前記翼形部の幾何形状に基づいて、前記第１および第２の圧力位置を特定するステップを含む、請求項２に記載の方法。
5. 前記揚力を決定する前記ステップは、前記決定された差圧のみを使用して、前記揚力を決定するステップを含む、請求項１に記載の方法。
6. 前記揚力を決定する前記ステップは、前記決定された差圧に基づいて、あらゆる追加的な要素に基づくことなく、前記揚力を決定するステップを含む、請求項１に記載の方法。
7. 前記第１の圧力位置は、前記翼形部の上面上に配置され、前記第２の圧力位置は、前記翼形部の底面上に配置される、請求項１に記載の方法。
8. 前記翼形部は、航空機翼、ヘリコプタロータ、風力タービン翼板、自動車スポイラ、および船の方向舵の少なくとも１つである、請求項１に記載の方法。
9. 前記決定された揚力に基づいて、前記翼形部の幾何形状、位置、および流量制御デバイスの少なくとも１つを調整するステップをさらに含む、請求項１に記載の方法。
10. 前記流量制御デバイスは、下げ翼、補助翼、展開式タブ、スポイラ、空気噴射口、合成噴射口、およびプラズマアクチュエータの少なくとも１つである、請求項９に記載の方法。
11. 翼形部上の第１の圧力検知位置を決定するステップと、
    前記翼形部上の第２の圧力検知位置を決定するステップと、
    前記第１の圧力検知位置と前記第２の圧力検知位置との間の差圧を決定するステップと、
    前記決定された差圧に基づいて、前記翼形部の翼弦線に垂直に作用する力を決定するステップとを含む、方法。
12. 前記第１の圧力検知位置および前記第２の圧力検知位置を決定する前記ステップは、分析的データまたは実験的なデータの少なくとも１つに基づいて、前記第１および第２の位置を決定するステップを含む、請求項１１に記載の方法。
13. 前記翼形部の前記翼弦線に垂直に作用する前記力を決定する前記ステップは、前記第１の圧力検知位置と前記第２の圧力検知位置との間の前記決定された差圧のみに基づいて、前記力を決定するステップを含む、請求項１１に記載の方法。
14. 前記翼形部の前記翼弦線に垂直に作用する前記力を決定する前記ステップは、前記決定された差圧に基づいて、あらゆる追加的な要素に基づくことなく、前記力を決定するステップを含む、請求項１１に記載の方法。
15. 前記第１の決定された圧力検知位置は、前記翼形部の上面上にあり、前記第２の決定された圧力検知位置は、前記翼形部の底面上にある、請求項１１に記載の方法。
16. 前記第１および第２の圧力検知位置を決定するステップは、前記翼形部の幾何形状に基づいて、前記第１および第２の圧力検知位置を決定するステップを含む、請求項１１に記載の方法。
17. 前記翼形部は、航空機翼、ヘリコプタロータ、風力タービン翼板、自動車スポイラ、および船の方向舵の少なくとも１つである、請求項１１に記載の方法。
18. 前記翼形部の前記翼弦線に垂直に作用する前記決定された力に基づいて、前記翼形部の位置、幾何形状、および流量制御デバイスの少なくとも１つを調整するステップをさらに含む、請求項１１に記載の方法。
19. 前記流量制御デバイスは、下げ翼、補助翼、展開式タブ、スポイラ、空気噴射口、合成噴射口、およびプラズマアクチュエータの少なくとも１つである、請求項１８に記載の方法。
20. 基礎と、
    前記基礎に接続される受口と、
    前記受口に接続され、前記受口の周りに配置される複数の風力タービン翼板とを含む、風力タービンであって、
    少なくとも１つの風力タービン翼板は、第１の圧力検知位置と第２の圧力検知位置との間の差圧に基づいて、前記少なくとも１つの翼板によって発生する空力荷重の決定を可能にするように構成される、第１の圧力検知オリフィスおよび第２の圧力検知オリフィスを含む、風力タービン。
21. 前記第１の圧力検知オリフィスは、前記少なくとも１つの風力タービン翼板の上面上に配置され、前記第２の圧力検知オリフィスは、前記少なくとも１つの風力タービン翼板の底面上に配置される、請求項２０に記載の風力タービン。
22. 前記第１の圧力検知位置と前記第２の圧力検知位置との間の前記差圧を決定する、少なくとも１つの圧力変換器をさらに含む、請求項２０に記載の風力タービン。
23. 前記第１および第２の圧力検知オリフィスの前記配置は、前記少なくとも１つの風力タービン翼板の幾何形状に基づいている、請求項２０に記載の風力タービン。
24. 前記複数の風力タービン翼板は、前記空力荷重に基づいて調整可能である、請求項２０に記載の風力タービン。