一种风力机叶片尾缘建模方法与流程

本发明涉及风力机叶片技术领域，尤其涉及一种风力机叶片尾缘建模方法。

背景技术：

叶片设计是在翼型设计、结构设计和气动弹性响应之间求得最佳折衷解的反复迭代过程，有限元分析是叶片设计过程中极其重要的一部分。大多数文献中采用的有限元模型有简化悬臂梁模型、基于壳体单元的模型和基于实体单元的三维模型。理论上讲，基于实体单元的三维模型具有更高的分析精度，适用范围广，但随之而来的问题是建模的复杂和计算量的增加，极大限制了其在实际分析中的应用。相比较而言，悬臂梁模型建模简单且计算成本大大降低，可进行沿翼展方向梁截面的应力应变分析，但该模型的缺点是不能用于几何非线性分析和稳定性分析，而在确定叶片的失效机制和模式时，几何非线性分析和稳定性分析又必不可少，因此悬臂梁模型仅适用于叶片设计中的第一次迭代计算。

因而仿真分析中采用最多的是基于壳体单元的模型，且该模型比实体有限元模型更能准确地预测横向剪切应力，但是壳体模型尾缘胶粘连接线部位的刚度较实际叶片偏低，这是因为在进行叶片铺层时，软件会忽略铺层重叠部分的刚度，这无疑会导致叶片尾缘甚至整个叶片刚度的不足，造成结构响应分析时的不精准。

技术实现要素：

本发明所要解决的技术问题是提供一种提高仿真分析精度的风力机叶片尾缘建模方法。

为解决上述问题，本发明所述的一种风力机叶片尾缘建模方法，包括以下步骤：

⑴利用专业翼型生成软件profile获取以前缘为坐标原点，弦长方向为x轴正向的翼型原始二维坐标数据（x0，y0），再将该二维坐标转换为以气动中心为原点，弦长方向为x轴的二维坐标（x1，y1）；

所述气动中心至前缘距离通常为（0.23~0.24）×c；

假设气动中心坐标为（x，y），则（x1,x2）=（x0，y0）-（x，y）；将坐标（x1,x2）乘以相应截面处的弦长得到实际弦长所对应的离散二维坐标，然后将这些离散二维坐标代入旋转坐标转换公式，即得各翼型的实际空间三维坐标（x，y，z）；

所述旋转坐标转换公式为经变换得到；其中：c为翼型弦长，单位为m；θ为翼型扭角，单位为°；r为翼型距叶根的距离，单位为m；

⑵通过编程计算翼展方向各截面处翼型的实际三维坐标数据，并将该翼型的三维空间坐标数据以.dat文件格式保存，通过三维造型ug软件生成叶片翼型族；依次选中各翼型，生成三维叶片模型，再将ug中建立的三维叶片模型以.igs文件格式导入有限元软件ansys中，通过平面切割的方式建立叶片剪切腹板，得到叶片三维壳体模型；

⑶将所述叶片三维壳体模型导出为.igs文件，导入三维建模软件creo中进行尾缘建模，建模范围为沿翼展方向1.5m至25.5m的尾缘胶粘连接线区域，在此范围内的每个翼型截面上绘制等腰梯形草图，梯形高度为80mm，上下底长度为各自对应的上下翼型截面距离的三分之一；各翼型截面梯形草图绘制完成后，对所有相邻草图利用扫描混合命令生成实体单元，即得三维实-壳体叶片模型；

⑷选用玻璃钢环氧树脂复合材料作为叶片铺层材料；

⑸在ansys分析项目中引入acp（pre）模块，导入所述三维实-壳体叶片模型，在engineeringdata里设置叶片材料属性，在model里进行网格划分、铺层区域划分并设置相应的nameselection，在setup里完成具体铺层；然后在分析项目中引入静力分析模块即staticstructural模块，再将acp（pre）模块中的compositeshelldata传递到staticstructural模块，在该模块中对尾缘建模区域上、下翼面分别与实体单元施加多点约束；最后对叶片施加边界条件，即得实-壳体有限元模型。

本发明与现有技术相比具有以下优点：

1、本发明在壳体单元的基础上对尾缘胶粘连接线部位引入实体单元，并将实体单元与上下壳体翼面多点约束，得到实-壳体模型，解决了纯壳体模型尾缘刚度不足的问题。

2、采用本发明方法建立的模型在极限载荷条件下进行仿真分析，并与某企业提供的叶片极限静力测试数据进行了对比，在挠度、应变等方面都比纯壳体模型具有更好的一致性，证明了本发明有限元模型提高了叶片结构响应预测的可靠性。

3、采用本发明方法建立的实-壳体模型的仿真结果与试验数据误差最小、预测结果最准确，且在极限载荷作用下，尾缘区域并未发生屈曲变形，可用于极限强度评估和稳定性分析。

附图说明

下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步详细的说明。

图1为本发明的叶片翼型族。

图2为本发明的叶片三维壳体模型。

图3为本发明的叶片尾缘建模等腰梯形草图。

图4为本发明的实-壳体有限元模型。

图5为某企业叶片摆振正向极限静力测试试验示意图，其他方向类似。

图6为本发明气动中心与翼型耦合的加载方式示意。

图7为三种模型尾缘屈曲变形对比。

图8为三种模型和试验中叶片的摆振负向挠度对比。

图9为三种模型尾缘胶粘连接线上挠度数据对比。

图10为三种模型与试验中叶片的挥舞负向应变对比。

具体实施方式

一种风力机叶片尾缘建模方法，包括以下步骤：

⑴利用专业翼型生成软件profile获取以前缘为坐标原点，弦长方向（前缘指向后缘）为x轴正向的翼型原始二维坐标数据（x0，y0），再将该二维坐标转换为以气动中心为原点，弦长方向为x轴的二维坐标（x1，y1）。

气动中心至前缘距离通常为（0.23~0.24）×c；

假设气动中心坐标为（x，y），则（x1,x2）=（x0，y0）-（x，y）；将坐标（x1,x2）乘以相应截面处的弦长得到实际弦长所对应的离散二维坐标，然后将这些离散二维坐标代入旋转坐标转换公式，即得各翼型的实际空间三维坐标（x，y，z）；

旋转坐标转换公式为经变换得到。

其中：c为翼型弦长，单位为m；θ为翼型扭角，单位为°；r为翼型距叶根的距离，单位为m。

⑵通过编程计算翼展方向各截面处翼型的实际三维坐标数据（参见表1），并将该翼型的三维空间坐标数据以.dat文件格式保存，通过三维造型ug软件的“插入-曲线-样条-文件中的点”命令导入计算得到的各翼型坐标数据，利用三次样条命令生成叶片翼型族如图1所示；依次选中各翼型，通过“插入-曲面-通过曲线组”命令生成三维叶片模型，再将ug中建立的三维叶片模型以.igs文件格式导入有限元软件ansys中，通过平面切割的方式建立叶片剪切腹板，得到图2所示的叶片三维壳体模型。

表1

⑶将叶片三维壳体模型导出为.igs文件，导入三维建模软件creo中进行尾缘建模，建模范围为沿翼展方向1.5m至25.5m的尾缘胶粘连接线区域，在此范围内的每个翼型截面上绘制图3所示的等腰梯形草图，梯形高度为80mm，上下底长度为各自对应的上下翼型截面距离的三分之一；各翼型截面梯形草图绘制完成后，对所有相邻草图利用扫描混合命令生成实体单元，即得三维实-壳体叶片模型。

⑷选用玻璃钢环氧树脂复合材料作为叶片铺层材料。

⑸在ansys分析项目中引入acp（pre）模块，导入三维实-壳体叶片模型，在engineeringdata里设置表2所示的叶片材料属性，在model里进行网格划分、铺层区域划分并设置相应的nameselection，在setup里完成具体铺层；然后在分析项目中引入静力分析模块即staticstructural模块，再将acp（pre）模块中的compositeshelldata传递到staticstructural模块，在该模块中对尾缘建模区域上、下翼面分别与实体单元施加多点约束。具体如图4所示，先将尾缘建模区域上翼面翼型曲线上的点和实体单元上表面的点两两建立焊点连接，再将下翼面翼型曲线上的点和实体单元下表面的点两两建立焊点连接，即在实体单元和上、下翼面任意两点间分别引入梁单元；最后对叶片施加边界条件，即得实-壳体有限元模型。

表2叶片的主要结构材料和辅助材料的力学基本特性参数

借助三维建模软件ug建立1.5mw风力机叶片壳体模型，叶片总长为40.25m，该模型与实际的叶片结构相对应，由主要承载结构主梁、上下翼面壳体和剪切腹板组成。

图5为某企业叶片摆振正向极限静力测试试验示意图，其他方向类似，叶片与试验台通过轮毂连接，叶根螺栓施加300kn预紧力，分别在距叶根12m、18m、24m、33m处采用吊车同时竖直向上加载，表3所示为施加载荷的具体数值。为了在仿真分析时尽可能模拟真实的加载情况，软件中加载采用图6所示的气动中心与翼型耦合加载的方式，即气动中心与翼型曲线耦合约束，将载荷施加在气动中心，载荷通过耦合约束传递到叶片表面上。

表3

为了凸显所提出的尾缘建模方法的优越性，在沿翼展方向上1.5m至25.5m间尾缘胶粘连接线区域建立三种不同的尾缘模型，分别在挥舞和摆振两个方向上展开分析，并提取了相应的挠度、应变等数据，与试验数据进行对比分析。

【屈曲变形分析】

极限静力载荷会在尾缘区域引起高压应变和压应力，可能会导致图7所示的尾缘屈曲变形。其中图a表示基于纯壳体模型的仿真结果，显然在极限载荷下，纯壳体模型的部分尾缘区域已经发生了严重的屈曲变形，表明该极限载荷超过了纯壳体模型的屈服载荷，事实上经计算发现，纯壳体模型的屈服载荷只达到了该极限载荷的86%；相比较而言，后两种模型具有更好的仿真结果，尤其是图c对应的实-壳体模型，没有发生屈曲变形，仿真结果最好。

【挠度分析】

图8为三种模型和试验中叶片的摆振负向挠度对比，横轴表示叶片的翼展半径，即局部位置与叶根之间的距离，纵轴表示摆振负向挠度。从图中可以看出纯壳体模型挠度最大，多点约束的壳体模型次之，实-壳体模型最小，这是因为尾缘建模使得尾缘区域刚度有所增加，从而略微提升了叶片刚度。整体来看，实-壳体模型挠度与试验数据具有更好的契合度。

为了更明显地看出三种建模策略对尾缘挠度的影响，提取部分尾缘胶粘连接线上挠度数据进行分析，如图9所示，横轴表示胶粘连接线上各点距叶根的距离，纵轴表示摆振正向挠度。显然，纯壳体模型与多点约束壳体模型挠度呈现振荡波形，这是因为前两种模型尾缘区域发生了屈曲变形，图中所示波形为该尾缘区域整体挠度与其本身屈曲变形的线性叠加；而实-壳体模型挠度值基本为直线，从侧面说明了该模型此位置并未发生屈曲变形，能更好地预测叶片的结构响应。

【应变分析】对于一个可靠的数值模拟，应变分析也极其重要，图10即为三种模型与试验中叶片的挥舞负向应变对比，其中横轴表示翼展半径，纵轴表示应变。从图中可以看出在沿翼展方向9~22.5m之间，三种模型的预测应变与试验数据的误差相近，并无明显优劣，然而从22.5~36m之间应变数据对比可以清楚看到，实-壳体模型比前两种模型的预测误差更小，结果更准确。其他方向的应变数据对比具有相似的规律。