文 | 時文剛

我國風電產業(yè)發(fā)展迅速，風電裝機容量持續(xù)增長，但是在產業(yè)發(fā)展過程中不可避免地出現(xiàn)了一些問題。例如，在產業(yè)起步階段安裝的風電機組，受當時設計和制造技術水平限制、受當時風能資源開發(fā)市場的激烈競爭以及風電機組及部件市場供不應求等情況影響，一些風電場在風電機組選型、微觀選址與風電場設計等方面存在一定程度的偏差。經過幾年的運行，這些風電場逐步暴露出風電機組發(fā)電能力不足、設備可靠性不高與可利用率偏低等現(xiàn)象。因此，針對這些風電場設備的技術改造，特別是提高能效方面的改造，受到風電場運營企業(yè)的關注。

葉片空氣動力特性是決定風電機組優(yōu)劣的關鍵問題之一。有限長度的葉片旋轉運動時，由于葉尖壓力面和吸力面的壓力差，導致壓力面氣流繞過葉尖端面流入吸力面，形成復雜的三維流動，同時還會產生高強度的葉尖渦。葉尖渦是造成葉片效率降低、疲勞載荷增加和葉尖噪聲增大的主要原因之一。改善葉片的風能利用效率是風電機組技術改造中的一條重要技術路線，利用流體動力學原理，在風電機組葉片尖部設計、安裝一些裝置可以有效地保持葉尖二維流動特性，減小葉尖渦影響，從而提高葉片效率，相應地提高風電機組的輸出功率。本文著重對國內外風電機組葉尖小翼提效技術的研究成果進行分類梳理，并提出了進一步的技術發(fā)展方向。

風電機組葉尖小翼的研究現(xiàn)狀

長期以來，人們一直力圖通過改變飛機機翼翼尖處的幾何形狀，研究減小誘導阻力的有效方法。上世紀70年代，美國國家航天局的Whitcomb從鳥翅膀尖部的小翅得到啟發(fā)，在飛機機翼的翼梢處安裝了小翼片，從而減少了機翼的20%誘導阻力，預計可節(jié)省7%的燃油。后續(xù)研究發(fā)現(xiàn)，應用非平面的翼梢升力裝置可以更好地減小誘導阻力，這些裝置包括翼尖端板、翼尖帆片、翼梢小翼等。

基于飛機翼稍升力裝置的研究成果，1976年，荷蘭代爾夫特理工大學的Van Holten最早提出了在風電機組葉尖處添加小翼的概念。隨后，由荷蘭代爾夫特理工大學與美國Aero Vironment公司共同啟動了風電機組葉尖小翼的研究。由Aero Vironment公司提出的Aero Vironment型的小翼被實際用于水平軸風電機組并成功提高了風電機組的輸出功率。

日本三重大學清水辛丸教授領導的實驗組也做了多種小翼設計的試驗研究，得出了不同葉尖速比情況下的功率放大系數曲線，并成功的開發(fā)了一種葉尖小翼，即Mie型小翼（Mie Vane）。根據實驗用風電機組的風洞測試結果，在葉片尖速比為4時，采用Mie型葉尖小翼后，風電機組功率可提升27%，葉片風能利用系數（功率系數）Cp最大可達0.45。在葉片尖速比為5時，采用Mie型葉尖小翼后，實驗用風電機組功率可提升17%。另外，根據測試結論，在葉片尖速比大于8時，未顯示Mie型葉尖小翼可有效提高風電機組功率系數。

丹麥技術大學的Ris 國家實驗室的Jeppe Johansen，針對當前MW級的風電機組，應用計算流體動力學（CFD）對安裝小翼的風電機組葉片附近的空氣動力特性進行了數值分析。通過調整小翼的四個主要形狀參數，分析這些參數對風電機組風能利用系數與推力的影響。分析結果顯示，對現(xiàn)有風電機組安裝葉尖小翼可以將風能利用系數提升大約1.0%－2.8%，額外產生的推力升高大約1.2%－3.6%。

美國威斯康星大學密爾沃基分校的Alka Gupta同樣應用計算流體動力學方法，分析了在葉輪直徑20m的風電機組壓力側安裝葉尖小翼后，葉片風能利用系數隨小翼傾斜角與小翼高度的變化情況。分析結果表明，葉尖小翼可以提高葉片風能利用系數2%－20%。45°傾斜角小翼比垂直小翼（90°后掠角）功率提升更大。另外，功率提升隨小翼高度增大而增大。在研究的四種小翼形狀中，45°傾斜角、4%葉片長度的小翼在風速為19m/s時可以提高葉片風能利用系數達20%。

丹麥VESTAS公司K. B. Godsk對風電機組葉尖小翼也做了大量研究，對于采用標準葉片的風電機組，在平均風速為8.5m/s時，針對小翼的不同延伸量，計算了風電機組的理論平均風速年發(fā)電量。高度為1%葉片半徑的小翼增加年發(fā)電量0.9%，2%小翼增加年發(fā)電量1.5%，4%小翼增加年發(fā)電量2.4%。對于落在5m/s－11m/s之間的風速，效果特別明顯。因為對于較小的風速，風的徑向運動的效果有限。隨之葉尖小翼高度增大，發(fā)電量增量趨向于增大，但是受到機械構造約束，以及受存在小翼而在葉片的翼尖部分上產生的力的約束，使得小翼高度實際上限大約為風輪機半徑的5%。

德國Siemens公司的S ren Hjort對其公司SWT－2.3－93型風電機組加裝葉尖小翼后的性能做了CFD數值分析，計算結果表明：46.2m葉片在10m/s的風速下，在葉片flapwise（拍打）方向加裝2.5m高的小翼后，葉片風能利用系數增加2.6%；在葉片edgewise（擺振）方向加裝2.5m高的小翼后，葉片風能利用系數增加1.1%。

德國Enercon公司已經成功將葉尖小翼廣泛應用于E33－330、E48－800型及后續(xù)型號的風電機組上，如圖1所示。通過綜合采用葉尖小翼、葉型優(yōu)化設計和葉片根部優(yōu)化設計等技術，其E33風電機組葉片的實測風能利用系數可達0.56，已與貝茲極限0.593非常接近。

國內在該研究領域的研究始于上世紀90年代末期。內蒙古工業(yè)大學的汪建文教授應用計算流體軟件FLUENT對風電機組加小翼氣動特性進行了數值計算，并結合低速風洞實驗，對風電機組葉尖加小翼的作用進行了初步探索。通過實驗，摸索不同尖速比λ的情況下，風電機組風能利用系數Cp值的變化規(guī)律，以及小翼對風電機組的扭矩、轉速以及輸出功率等參數的影響。分析結果表明：與無小翼風電機組對比，有小翼風電機組發(fā)電量增加量為3%－8%。

圖1 Enercon公司E48-800型風電機組的葉尖小翼

南京航空航天大學的王同光教授針對基于分裂葉尖布局的概念型水平軸風電機組的氣動特性，利用計算流體力學方法展開數值模擬研究，并與自由渦尾跡方法的分析結果進行了驗證。在NREL phase VI實驗風電機組的基礎上，研究了合理布局的分裂葉尖小翼之間的相互作用對大風速下風電機組葉片流動分離與總體氣動特性的改善效果。在不明顯增大軸向推力的前提下，以風能利用系數形式給出的氣動效率得到明顯改善，在20m/s風速時，比原始設計提高可達30%左右。

風電機組葉尖小翼的理論模型

荷蘭代爾夫特理工大學的Van Bussel，針對安裝Mie小翼的風電機組，提出了基于全局動量理論（Global Momentum Theory）的模型，這也是迄今為止僅有的關于風電機組葉尖小翼理論模型，該理論對其他形式的葉尖小翼同樣具有參考意義。

全局動量理論假設下游部分的Mie小翼使渦尾流向下風向后移。而且，還假設Mie小翼也在風電機組上產生軸向力，但不改變葉片上的總壓。該理論僅適用于較小的無量綱小翼下游長度d＝D/R，d≤0.2，其中D為小翼高度，R為葉片長度。據此，推導求得葉片功率系數Cp,Mie值：

式中α為軸流誘導因數或入流系數。參數β（0≤β≤1）表示葉片載荷向小翼部分傳遞的渦尾流載荷系數。當β＝0時，沒有渦尾流載荷傳遞。這種情況下，Mie小翼對于葉片性能僅有負面作用，因為其產生額外的空氣阻力。當β＝1時，全部葉片渦尾流載荷被傳遞到Mie小翼，即渦尾流影響完全向下游傳遞。當d＝0時（無小翼），上式還原為經典理論中的風能利用系數Cp。

通過對式（1）求導，最大風能利用系數在以下情況下取得：

從而可以得到最大風能利用系數Cpmax,Mie

根據該理論模型，在最大風能利用系數Cpmax,Mie時，葉輪平面的氣流入口速度Uevw為：

式中U為氣體流速。

相應地，在尾流遠端的氣流速度Uwake為：

根據伯努利方程，在最大風能利用系數Cpmax,Mie時，在葉輪盤面前后產生的最大壓力降Δpmax為：

由上式可以看出，在葉輪盤面處的最大壓力降要大于根據經典理論計算的最大風能利用系數時的最大壓力降。因此，正是葉尖小翼產生的更大壓力降提高了葉片的風能利用系數。

常見的風電機組葉尖小翼形式

一、Mie型葉尖小翼

日本三重大學清水辛丸教授最早提出了Mie型小翼設計，其形狀參數如圖2所示。

根據在模型風電機組上的實驗結果表明：Mie型葉尖小翼的上游部分對葉片功率系數的提升作用不大；對于V型和S型小翼，S型小翼的提效功能稍好一些；Mie型小翼與葉尖弦長之間的比例是一個非常重要的參數，增加Mie型小翼下游部分的小翼長度可以提高葉片功率系數，但這種提升效果是非線性的；Mie型小翼的外傾角α與β非常重要，最佳外傾角是α＝15°與β＝20°；葉輪功率還受Mie型小翼的安裝角γ的影響，γ＝0°時，葉輪功率最大，隨γ增加，葉輪功率下降。此外，風電機組葉輪最優(yōu)尖速比的提高反而會使葉片功率系數的最大值降低，因為在高尖速比下，粘性阻力損失會加大。

二、后掠型葉尖小翼

與飛機中應用的翼梢小翼類似，風電機組葉片可以加裝后掠型葉尖小翼來提高發(fā)電性能，后掠型葉尖小翼的形狀參數如圖3所示。

風電機組葉尖小翼向氣流下游（低壓側）彎曲時，小翼高度會受到風電機組葉片與塔筒之間的間隙大小的約束。因此，一般都采用彎向氣流上游（高壓側）的葉尖小翼。然而，研究表明，采用彎向低壓側葉尖小翼的風電機組發(fā)電性能要高于采用彎向高壓側葉尖小翼的風電機組。

圖2 V型與S型Mie小翼的形狀參數

圖3 后掠型葉尖小翼的形狀參數

后掠型葉尖小翼具有以下特點：當葉尖小翼的傾斜角減小時，葉片功率系數增大；后掠角的大小對葉片功率影響不大；隨著小翼彎徑的減小，葉片功率系數增大；小翼扭角對葉片功率提升作用較??；另外，葉片功率提升隨小翼高度增大而增大。有研究表明，基于葉輪直徑20m的實驗風電機組，應用CFD分析計算，葉片功率提升效果隨風速以及小翼參數的不同而不同。例如，高度為4%葉片長度，45°傾斜角的后掠型小翼在風速為19m/s時可以提高葉片效率可達20%。

三、分裂型葉尖小翼

基于多片小翼概念的分裂型葉尖小翼形式基本形式如圖4所示。

圖4 分裂型葉尖小翼的形狀參數

由于采用分裂葉尖形式的氣動布局，多個小翼將原來集中于葉尖附近的渦流進行了重新分配。分裂葉尖的布局使得近尾跡區(qū)渦核附近的渦量極值比原始葉片大為降低，從而有效減弱下游集中渦流的誘導作用。另一方面，通過合理布置小翼，能夠使葉片端部區(qū)域在中等和大風速下可以獲得額外的前緣吸力，從而實現(xiàn)更高的氣動效率。有CFD研究表明，對于葉輪直徑10m的20kW實驗變槳風電機組（NREL PHASE VI風電機組），在原始葉片85%展長位置改為由三段相互獨立的小翼組成的分裂葉尖布局，各小翼均無扭轉，各小翼的翼尖與翼根之間的長度比（根梢比）均為0.75，后掠角均為45°，從前緣向后緣傾斜角（上反角）依次為40°、20°、0°，在10m/s－25m/s風速范圍內，風電機組扭矩輸出增長幅度在7%－40%之間。在20m/s風速時，風能利用系數相對可提高27%－31%不等，同時軸向推力系數與原型葉片相比變化不大。善風電系統(tǒng)的控制理論與實踐有重要促進作用。這些未來的研究方向主要包括在以下幾個領域：

（1）風電機組葉尖小翼的空氣動力學理論模型研究?，F(xiàn)有的Mie型葉尖小翼空氣動力學模型，基于多個假設條件對模型做了大量簡化，并且只適用于一種小翼。將該理論模型應用于其他類型的葉尖小翼時，部分理論分析結論與風洞實驗結果對比還存在很大偏差。另一方面，現(xiàn)有的風電機組葉尖小翼的氣動力效應分析，大多借鑒飛行器翼梢小翼平動狀態(tài)的分析經驗。而對于風電機組葉輪回轉運動狀態(tài)下，以及在風電機組偏航、變槳以及葉片承載變形狀態(tài)下，更加復雜空氣渦流場中葉尖小翼的動力及功效分析成果還非常有限。

（2）風電機組葉尖小翼參數的系統(tǒng)優(yōu)化方法研究。以往的研究成果表明，一方面，葉尖小翼的形狀參數對風電機組葉片功率系數影響很大，另一方面，風電機組的尖速比也對小翼的動力效應有影響。因此，需要針對不同風電機組的尖速比下的葉尖小翼參數做系統(tǒng)優(yōu)化，通過CFD建模分析，結合實驗測試，進而得到葉尖小翼的系列功效型譜，為風電機組葉片設計中的小翼選擇提供參考依據。

（3）風電機組葉尖小翼自適應可變結構設計方法研究。既然需要根據風電場的風能資源具體情況與風電機組葉型，以及運行特性（尖速比設置）來優(yōu)化配置葉尖附加裝置，那么基于最優(yōu)葉片功率系數的自適應、可變葉尖小翼結構及其控制技術的設計開發(fā)的必要性顯得尤為重要。其中還要綜合考慮葉尖小翼產生的附加質量、離心力和氣動力對風電機組結構動態(tài)特性的影響，以及葉尖小翼機構運行的安全穩(wěn)定性、可靠性和壽命等因素的影響。

結語

風電機組葉尖小翼提效技術展望

目前，風電機組葉尖小翼提效技術的研究與實際應用仍處于初級階段。雖然已取得大量關于風電機組葉尖小翼的CFD數值分析與基于模型風電機組的風洞實驗結果，但基礎理論研究與風電機組應用實踐方面，特別是針對MW級以上變槳風電機組的應用實踐方面，仍有一些亟待解決的科學問題，這些問題指示了風電機組葉尖小翼的未來研究與應用的方向，對于進一步提高風電機組的風能利用效率，對完

受固定翼飛行器采用的提高升力、降低阻力的翼尖小翼啟發(fā)，葉尖小翼在風電機組葉片的設計中逐步得到關注?，F(xiàn)有研究成果表明，風電機組葉尖小翼能夠有效的降低誘導阻力，增大風電機組葉片上的表面壓差，加大風在葉片上的作用力，提高葉輪風能利用系數，進而提高風電機組發(fā)電功率。本文對國內外風電機組葉尖小翼提效技術研究成果進行了分析總結，并提出了進一步的研究與技術發(fā)展方向，為風電機組的設計以及已運行風電機組的提效改造提供了參考。