陳方述?，陽雪兵，石峰

（1.哈電風能有限公司, 湖南 湘潭 411101；2.海上風力發(fā)電技術與檢測國家重點實驗室, 湖南 湘潭 411101）

0 引 言

隨著全球各個國家對綠色清潔能源運用越來越重視，風能作為新能源的一個重要分支，得到了快速發(fā)展，尤其是我國，在“碳中和”發(fā)展戰(zhàn)略的指導下，風電產業(yè)發(fā)展后來居上，裝機容量不斷創(chuàng)新高[1]。永磁直驅型風力發(fā)電機組作為風力發(fā)電機組的一種重要類型，具有傳動鏈短、結構簡單、維護方便、安全性高[2]等優(yōu)勢，在風機市場尤其是海上風機市場一直占據重要位置，機組單機功率也越來越大[3]。

李洪濱[4]等研究了永磁直驅風機機艙的有限元建模方法，計算出機艙應力分布與低應力區(qū)域。劉東博[5]等分析了機艙各個工況下載荷情況及加載受力、約束條件等對計算的影響。呂杏梅[6]等考慮主軸承、偏航軸承對機艙傳力的影響，建立了更加精確的機架有限元分析模型。趙春雨[7]等提出基于保證零件接口尺寸不變，考慮制造工藝影響，對風機支架結構進行快速化優(yōu)化改進方法。柳勝舉[8]等根據風機結構應力云圖，分析了結構低應力區(qū)域的減重優(yōu)化方法。

永磁直驅風機機艙，位于發(fā)電機與塔筒中間，如圖1所示，安裝有偏航裝置、制動器、機艙罩及固定支架、吊物裝置、電氣控制柜、環(huán)境控制系統(tǒng)等多個子系統(tǒng)，受載工況復雜，幾何形狀不規(guī)則，采用傳統(tǒng)力學計算方式無法準確分析其受載情況[9]，為科學地評估機艙的設計強度，需根據Bladed軟件提取風機的氣動載荷，再結合風機實際運行工況進行載荷分析和分配，再采用有限元方法分析機艙的受力狀況[10-11]。

圖1 永磁直驅風力發(fā)電機模型Fig.1 Model of the permanent-magnet direct-drive wind turbine

隨著風電機組平價時代[12]的到來，在保證質量的前提下，對制造成本提出了越來越高的要求，優(yōu)化設計理念也得到了越來越多風機生產廠家的重視[13]。本文根據現(xiàn)有機艙已滿足基本設計要求，但整體質量超預期的情況，分析影響機艙幾何外形的主要參數，并根據有限元計算結果，結合生產工藝要求、現(xiàn)有機艙幾何結構缺陷、減小對整機和現(xiàn)有工藝生產方案影響等因素對參數進行分析和優(yōu)化，以快速化對機艙進行輕量化設計，以縮短設計周期，降低度電成本。

1 模型建立

某大型海上永磁直驅風力發(fā)電機組機艙，基于緊湊式設計理念及經典機艙結構形式，設計為彎頭形狀，機艙底部通過偏航軸承與塔筒頂部連接，發(fā)電機內部安裝有錐形支撐軸，其一端與機艙連接，另一端通過單主軸承結構，與葉輪連接，連接均采用螺栓。風機在運行過程中，葉輪受力可簡化為集中載荷等效作用于輪轂中心，其中，Mx、My、Mz、Fx、Fy、Fz分別代表風機在輪轂中心坐標系下各個方向的力矩和力，具體輪轂中心坐標系如圖2所示[14]。

圖2 輪轂中心固定坐標系Fig.2 Hub center fixed coordinate system

為最大限度真實模擬機艙受力狀況，建立機艙整體計算模型，包含了主要計算對象機艙，及與其連接的發(fā)電機錐形支撐軸、偏航軸承、主軸承、主軸承制動盤、塔筒假體等輔助模型。由于機艙結構模型復雜，為減少計算量，根據圣維南原理，對其模型進行簡化處理，去除不重要的圓角、孔等特征，在Solidworks中建立模型后，導入到有限元分析軟件中進行分析，機艙與各連接件的有限元模型如圖3、圖4所示。

圖3 機艙有限元模型Fig.3 Finite element model of the nacelle

圖4 主軸承和偏航軸承有限元模型Fig.4 Finite element model of the main bearing and yaw bearing

各個模型材料屬性如表1所示。

表1 材料屬性Tab.1 Material properties

2 強度分析

2.1 邊界加載

根據GL規(guī)范載荷工況設計要求，利用Bladed軟件對風機仿真分析后，提取輪轂中心載荷數據[15]，選取一組最惡劣工況（輪轂中心My最小）下的載荷對機艙進行強度計算，具體如表2所示。

表2 輪轂中心載荷數據Tab.2 Load data of hub center

所有部件都由螺栓進行連接，分析時不考慮螺栓局部應力的影響，連接部件使用bonded連接。載荷施加在輪轂中心，MPC到主軸承外圈表面，同時將發(fā)電機轉子重量和發(fā)電機定子重量分別MPC到主軸承外圈和發(fā)電機錐形支撐軸上，輪轂中心建立質量點，模擬葉輪質量，其余部件均在重心位置分別設置質量點，各質量單元分別與連接件耦合，重力載荷施加豎直向上的加速度9.8 m/s2。

2.2 計算結果

應力基于第四強度理論進行計算，按材料塑性破壞進行檢核，考慮所有主應力對結構材料的影響，可表示為：

式中：

σ1、σ2、σ3?主應力；

[σ]?材料的許用應力。

機艙等效應力和變形計算結果如圖5、圖6所示，最大等效應力為181 MPa，出現(xiàn)在機艙尾部橢圓孔底端，最大變形為19 mm，出現(xiàn)在機艙頂端，運行時風機前后晃動引起機艙變形，計算結果符合實際工況。

圖5 等效應力云圖Fig.5 Equivalent stress diagram

圖6 變形結果云圖Fig.6 Deformation result diagram

機艙材料采用QT 400-18AL鑄鐵，屈服極限為220 MPa，根據 GL 2010 規(guī)范要求，需考慮材料局部安全系數1.1，故許用極限應力為：

σmax=181 MPa＜[σ]，因此，機艙在極限工況下不會發(fā)生塑性變形，滿足設計要求。

3 優(yōu)化改進

根據上述應力計算云圖，機艙安全系數足夠，但應力分布情況不合理，在機艙轉接到發(fā)電機的底部位置，存在片狀大應力分布，兩側與尾部低應力區(qū)較多，可進一步優(yōu)化，使應力分布均勻。優(yōu)化通過調整對機艙外形、重量、受載形式等有影響的主要參數進行，以減輕重量為優(yōu)化目標，如圖7所示。

圖7 機艙幾何外形與主要影響參數Fig.7 Geometric shape and main influencing parameters of nacelle

優(yōu)化方法為結合已有機型的結構特點與設計要求，基于“減強補弱”、“改動最小”、“工藝改進”原則進行。在不改變已有機型主要安裝接口、主要生產與安裝工藝的前提下，分析和調整各模型影響參數，加強應力較大區(qū)域，減薄應力較小的區(qū)域，改進生產工藝，最大限度減小對整機設計影響，提高設計效率，節(jié)約成本，根據安裝工藝與結構設計要求確定各參數的變化區(qū)間，確定優(yōu)化方案如下：

1）機艙尾部橢圓開孔邊緣材料較多，孔下部應力較大，其余臨近位置為低應力區(qū)，可擴大橢圓孔尺寸“Φ橢圓孔”，根據結構要求與鑄造工藝去除材料，同時為加強橢圓孔下部高應力區(qū)強度，孔邊設計成環(huán)圈梁結構，對孔下部開口邊緣加強，且平滑過渡到邊緣，有利于鑄造脫模與受載均勻。

2）在滿足機艙結構與安裝工藝要求的前提下，縮小機艙空間，減小“H”、“L”，以降低機艙高度，縮短機艙從底部固定端到連接發(fā)電機位置的軸伸端的懸臂長度，減小機艙彎矩，減小受力，降低重量。

3）底部中心、底部兩側及中間區(qū)域應力較小，結合鑄造工藝，減小“t9”、“t10”厚度，并在兩邊中間低應力區(qū)位置增加“Φ5”減重孔，減重孔邊緣設計為環(huán)圈梁結構，增強局部剛度，減小變形，孔大小與位置均考慮鑄造與安裝工藝。

4）厚度過渡區(qū)域，“t1”、“t6”、“H1”、“L1”為低應力區(qū)且應力分布均勻，考慮厚度均勻減小有利于減小應力集中，同時可減小縮松等鑄造缺陷，以滿足強度要求且尺寸最小為原則減小尺寸，“t2”位置應力較大且存在片狀高應力區(qū)，相當于懸臂固定端，根據材料力學定義，懸臂梁固定端受彎矩最大，可對該位置加厚，并調整“R1”尺寸和形狀，將“內凹”改為“外凸”，改善受力狀態(tài)。

5）根據上述”改動最小“優(yōu)化方法，在整機設計時已經確定了安裝接口尺寸的參數、對機艙相鄰件的安裝有影響的參數以及應力分布已均勻合理的參數，不做更改，如：“Φ1”、“Φ2”、“Φ3”、“Φ4”、“H2”、“α”、“t5”、“t7”、“t8”、“β”、“t3”、“t4”。

對各參數進行調整并對機艙幾何模型重構建模，先對影響機艙總體空間與重量的尺寸“H”、“L”、“t10”進行調整，滿足強度要求后，再根據上述要求對其他尺寸進行調整計算，考慮到經濟性與計算效率，“H”、“L”、“t10”以 5 mm 為單位進行調整，其他尺寸以2 mm為單位進行調整，經多輪調整與計算，最終確定優(yōu)化后的機艙模型各參數如表3所示，優(yōu)化后的機艙與原設計對比如圖8所示。

圖8 機艙優(yōu)化前后對比圖Fig.8 Comparison diagram of nacelle before and after optimization

表3 優(yōu)化參數Tab.3 Load date at hub center mm

優(yōu)化后機艙在極限載荷工況下的應力與變形云圖如圖9、圖10所示，最大等效應力為173 MPa，出現(xiàn)在機艙連接發(fā)電機法蘭一側，比原設計減小4.4%，小于許用極限，最大變形為20 mm，出現(xiàn)在機艙頂端，有所增大，重量45.2 t，減小了14.2%，減重效果明顯，機艙優(yōu)化前后對比如表4所示。

圖9 等效應力云圖Fig.9 Equivalent stress diagram

圖10 變形結果云圖Fig.10 Deformation result diagram

表4 機艙優(yōu)化前后對比Tab.4 Comparison of before and after optimization

4 結 論

根據以上分析可以看出，機艙優(yōu)化后重量減小7.5 t，按單價1.3萬元/t計算，單臺可節(jié)約成本約9.75萬元，有效降低了成本，經濟效果明顯。

優(yōu)化方法結合已有機型的結構特點與設計要求，基于“減強補弱”、“改動最小”、“工藝改進”原則進行，有利于產品快速化、通用化優(yōu)化設計。與常規(guī)優(yōu)化方法相比，可最大限度減小對已有產品的整機設計、相連部件設計、現(xiàn)有生產與安裝工藝等的影響，提高設計效率，優(yōu)化生產工藝，為機艙的優(yōu)化降成本提供了方向和參考。