基于分布式襟翼风力机桨叶的模型预测振动控制
发布时间：2022-01-10 11:04
大展弦比风力机桨叶是一个细长的柔性体,在气动弹性耦合下其受力和变形十分复杂。如何通过主动控制技术实现在复杂作用下达到减振降载的目的是一个关键问题。针对此问题,将风力机桨叶简化为在其展向分布尾缘襟翼的复合材料悬臂梁叠层板。通过Rayleigh-Ritz法得到桨叶的弹性变形模型,结合Theodorsen片条理论气动力,建立了桨叶的气弹模型。采用模型预测控制（MPC）技术设计了主动控制器,实现了桨叶的振动控制。仿真结果表明:分布式尾缘襟翼在预测控制器的调节下能有效减小桨叶挥舞和扭转振动。其中展长方向上桨叶中部和叶尖处挥舞振动位移分别减小约15%、30%,80%展长处的扭转振动位移减小约70%;系统响应收敛时间缩短约50%。
【文章来源】：振动与冲击. 2018,37(14)北大核心EICSCD
【文章页数】：7 页
【部分图文】：
图1分布式襟翼智能桨叶概念图
iveControl，MPC)是20世纪80年代初开始发展起来的一类新型计算机控制算法［15］，并且受到了工业界和学术界研究人员的持续关注。它具有控制效果好、鲁棒性强、对模型精确性要求不高等优点，同时它可处理输入输出有约束、多目标优化跟踪等复杂问题。因此本文在最后通过模型预测控制算法对分布式尾缘襟翼对系统进行主动控制，实现了尾缘襟翼对大展弦比桨叶减振降载的目的。1带分布式尾缘襟翼的桨叶数学模型1．1桨叶气动弹性模型这里以均质、对称的悬臂梁模型作为风力机研究对象，简化模型如图2。图2桨叶的简化悬臂梁模型Fig．2Simplifiedcantileverbeammodelofblade根据Ｒayleigh-Ｒitz法［16］桨叶的纵向变形位移ω可写成如下形式ω(x，y，t)=∑Ni=1?i(x)ψi(y)qi(t)(1)式中:?i(x)和ψi(y)分别为桨叶沿x和y坐标方向的第i阶阵型函数;qi(t)为第i阶广义位移。阵型函数的选取必须满足悬臂梁的边界条件。本文N值取为3，阵型函数［17］如下:?1(x)=悬臂梁一阶弯曲阵型，ψ1(y)=1;?2(x)=悬臂梁二阶弯曲阵型，ψ2(y)=1;?3=sin［πx/(2l)］，ψ3(y)=y/c。式中:l为桨叶展长;c为桨叶弦长。桨叶的动能为T=12∫l0∫c/2－c/2mdωd()t2dydx(2)式中:m为桨叶单位面积的密度。桨叶应变势能［18］为U=12∫l0∫c/2－c/2D11?2ω?x()22+2D12?2ω?x2?2ω?y2+D22?2ω?y()22+4D16?2ω?x2?2ω?x?y+4D
图3翼型横断面分析图Fig．3Airfoilcross-sectionofanalysismodelgeometry桨叶的振动位移，即桨叶横截面的挥舞与扭转弯曲位移移由式(1)可得为α=α0+?ω?y=α0+1c?3q3h=?1q1+?2q{2(5)式中:α为桨叶攻角;α0为桨叶根部攻角;h为桨叶挥舞位移。桨叶截面的气动力、气动力矩和广义力可由Theodorsen片条理论［19］可得L=－πρb2h··+Vα·－ba－VπT4β·－bπT1β()··－2πρVbQaC(k)(6)M=πρb2bah··－Vb12(－a)α·－b218+a()2a··[+Vbπ－T1+T8+(c－a)T4－12T()11β·－V2π(T4+T10)β+b2π(T7+(c－a)T1)β]··+2ρVb2π12(+a)QaC(k)(7)Qa=Vα+h·+b12(－a)α·+VπT10β+b2πT11β·(8)式中:ρ为空气密度;b为半弦长;V为风速;a为翼弦中心到翼弦刚心距离与半弦长的比值;C(k)为Theodorsen函数，与折合频率k有关;c为尾缘襟翼控制面铰链距离翼弦中点距离占半弦长的百分比;T1、T4、T7、T8、T10、T11为气动参数，是c的函数。1．2尾缘襟翼模型将尾缘襟翼作为控制面分布安装于风力机桨叶展长方向上，调节襟翼偏转角发生变化，对整个桨叶产生附加局部升力和力矩。分布式尾缘襟翼的气动力计算采用片条理论，设其函数为:β(x，t)=?4(x)q4(t)(9)式中:?4(x)1xis＜x＜xif0{其他
【参考文献】：
期刊论文
[1]风力机叶片失速非线性颤振伺服气弹智能控制[J]. 刘廷瑞,于子晴. 中南大学学报(自然科学版). 2016(10)
[2]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[J]. 李迺璐,穆安乐,Balas M J. 振动与冲击. 2015(23)
[3]水平轴风力机柔性叶片气弹耦合分析[J]. 李德源,莫文威,夏鸿建,吕文阁,刘雄. 太阳能学报. 2015(03)
[4]水平轴风力机柔性叶片多体动力学建模与动力特性分析[J]. 莫文威,李德源,夏鸿建,吕文阁. 振动与冲击. 2013(22)
[5]Gurney襟翼用于风力机叶片翼型气动载荷控制的数值模拟研究[J]. 郝礼书,乔志德,宋文萍,宋科. 太阳能学报. 2012(12)
本文编号：3580600
【文章来源】：振动与冲击. 2018,37(14)北大核心EICSCD
【文章页数】：7 页
【部分图文】：
图1分布式襟翼智能桨叶概念图
iveControl，MPC)是20世纪80年代初开始发展起来的一类新型计算机控制算法［15］，并且受到了工业界和学术界研究人员的持续关注。它具有控制效果好、鲁棒性强、对模型精确性要求不高等优点，同时它可处理输入输出有约束、多目标优化跟踪等复杂问题。因此本文在最后通过模型预测控制算法对分布式尾缘襟翼对系统进行主动控制，实现了尾缘襟翼对大展弦比桨叶减振降载的目的。1带分布式尾缘襟翼的桨叶数学模型1．1桨叶气动弹性模型这里以均质、对称的悬臂梁模型作为风力机研究对象，简化模型如图2。图2桨叶的简化悬臂梁模型Fig．2Simplifiedcantileverbeammodelofblade根据Ｒayleigh-Ｒitz法［16］桨叶的纵向变形位移ω可写成如下形式ω(x，y，t)=∑Ni=1?i(x)ψi(y)qi(t)(1)式中:?i(x)和ψi(y)分别为桨叶沿x和y坐标方向的第i阶阵型函数;qi(t)为第i阶广义位移。阵型函数的选取必须满足悬臂梁的边界条件。本文N值取为3，阵型函数［17］如下:?1(x)=悬臂梁一阶弯曲阵型，ψ1(y)=1;?2(x)=悬臂梁二阶弯曲阵型，ψ2(y)=1;?3=sin［πx/(2l)］，ψ3(y)=y/c。式中:l为桨叶展长;c为桨叶弦长。桨叶的动能为T=12∫l0∫c/2－c/2mdωd()t2dydx(2)式中:m为桨叶单位面积的密度。桨叶应变势能［18］为U=12∫l0∫c/2－c/2D11?2ω?x()22+2D12?2ω?x2?2ω?y2+D22?2ω?y()22+4D16?2ω?x2?2ω?x?y+4D
图3翼型横断面分析图Fig．3Airfoilcross-sectionofanalysismodelgeometry桨叶的振动位移，即桨叶横截面的挥舞与扭转弯曲位移移由式(1)可得为α=α0+?ω?y=α0+1c?3q3h=?1q1+?2q{2(5)式中:α为桨叶攻角;α0为桨叶根部攻角;h为桨叶挥舞位移。桨叶截面的气动力、气动力矩和广义力可由Theodorsen片条理论［19］可得L=－πρb2h··+Vα·－ba－VπT4β·－bπT1β()··－2πρVbQaC(k)(6)M=πρb2bah··－Vb12(－a)α·－b218+a()2a··[+Vbπ－T1+T8+(c－a)T4－12T()11β·－V2π(T4+T10)β+b2π(T7+(c－a)T1)β]··+2ρVb2π12(+a)QaC(k)(7)Qa=Vα+h·+b12(－a)α·+VπT10β+b2πT11β·(8)式中:ρ为空气密度;b为半弦长;V为风速;a为翼弦中心到翼弦刚心距离与半弦长的比值;C(k)为Theodorsen函数，与折合频率k有关;c为尾缘襟翼控制面铰链距离翼弦中点距离占半弦长的百分比;T1、T4、T7、T8、T10、T11为气动参数，是c的函数。1．2尾缘襟翼模型将尾缘襟翼作为控制面分布安装于风力机桨叶展长方向上，调节襟翼偏转角发生变化，对整个桨叶产生附加局部升力和力矩。分布式尾缘襟翼的气动力计算采用片条理论，设其函数为:β(x，t)=?4(x)q4(t)(9)式中:?4(x)1xis＜x＜xif0{其他
【参考文献】：
期刊论文
[1]风力机叶片失速非线性颤振伺服气弹智能控制[J]. 刘廷瑞,于子晴. 中南大学学报(自然科学版). 2016(10)
[2]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[J]. 李迺璐,穆安乐,Balas M J. 振动与冲击. 2015(23)
[3]水平轴风力机柔性叶片气弹耦合分析[J]. 李德源,莫文威,夏鸿建,吕文阁,刘雄. 太阳能学报. 2015(03)
[4]水平轴风力机柔性叶片多体动力学建模与动力特性分析[J]. 莫文威,李德源,夏鸿建,吕文阁. 振动与冲击. 2013(22)
[5]Gurney襟翼用于风力机叶片翼型气动载荷控制的数值模拟研究[J]. 郝礼书,乔志德,宋文萍,宋科. 太阳能学报. 2012(12)
本文编号：3580600
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