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1、10申请公布号CN104093971A43申请公布日20141008CN104093971A21申请号201280061666722申请日201212051121590220111215GBF03D7/0220060171申请人LMWP专利控股有限公司地址丹麦科灵72发明人P比克CF安德森MO斯洛特C斯科拜SB博杰森M拉夫恩M克里特加亚尔德74专利代理机构中国专利代理香港有限公司72001代理人张昱严志军54发明名称风轮机叶片控制方法57摘要本发明描述了一种用于风轮机的控制方法，尤其是用于风轮机叶片的控制方法。该控制方法利用了叶片模态形状或者叶片的自然振动形状来检测叶片自然振动的激励水平，并且。
2、控制了在叶片上的主动提升装置，以便为了减小激励水平，减小在叶片和总体风轮机结构中的负载。还提供了一种设计用于在此方法中使用的风轮机叶片的方法。30优先权数据85PCT国际申请进入国家阶段日2014061386PCT国际申请的申请数据PCT/EP2012/0744422012120587PCT国际申请的公布数据WO2013/087468EN2013062051INTCL权利要求书2页说明书15页附图11页19中华人民共和国国家知识产权局12发明专利申请权利要求书2页说明书15页附图11页10申请公布号CN104093971ACN104093971A1/2页21一种在风轮机的操作期间控制风轮机叶片。
3、以减小所述叶片的根部动量的方法，所述叶片具有末梢端和根部端，所述方法包括以下步骤识别所述风轮机叶片的激励模态形状；以及调整设在所述叶片上的至少一个主动提升装置，以在所述风轮机的操作期间减小所述叶片的模态振动，其中所述调整步骤是基于所述激励模态形状。2根据权利要求1所述的方法，其中所述识别激励模态形状的步骤包括测量所述风轮机叶片的偏转，以及将所述测得的偏转与所述风轮机叶片的至少一个已知的模态形状相比较，以确定所述至少一个模态形状的激励水平，其中所述调整步骤包括基于所述激励水平促动所述至少一个主动提升装置，以减小所述激励模态形状的大小，以减小所述叶片的模态振动。3根据权利要求1或权利要求2所述的方。
4、法，其中所述叶片的模态振动至少基于所述叶片的模态1形状的激励，并且其中所述方法包括以下步骤将至少第一主动提升装置设在朝向所述叶片末梢的位置处；以及促动所述至少一个第一主动提升装置来控制所述模态1形状的激励水平，使用所述模态1形状的激励坐标作为所述至少一个第一主动提升装置的输入。4根据权利要求13中任一项所述的方法，其中所述叶片的模态振动基本上通过所述叶片的模态1形状的激励和模态2形状的激励的组合来提供，并且其中所述方法包括以下步骤将第一主动提升装置和第二主动提升装置设在所述叶片上，所述第一主动提升装置和第二主动提升装置能有选择地促动来控制所述模态1形状和模态2形状，其中在所述叶片上的所述第一主。
5、动提升装置和第二主动提升装置的位置被选择成在这些主动提升装置被促动时提供在所述模态1形状与模态2形状之间的最小干扰。5根据权利要求4所述的方法，其中所述方法包括以下步骤将第一主动提升装置设在沿着在所述模态2形状的结点与所述叶片的末梢端之间的所述叶片的长度的位置处；以及将第二主动提升装置设在沿着在所述模态2形状的结点与所述叶片的根部端之间的所述叶片的长度的位置处。6根据权利要求4或权利要求5所述的方法，其中所述比较步骤包括分析所述测得的偏转来确定所述叶片的模态1形状的激励值和所述叶片的模态2形状的激励值，并且其中所述促动步骤包括基于所述叶片的模态1形状的所述激励值和所述叶片的模态2形状的所述激励。
6、值的组合来促动所述第一主动提升装置和所述第二主动提升装置。7根据权利要求46中任一项所述的方法，其中所述方法包括以下步骤将所述叶片的模态1形状的激励值与阈值相比较，以及当所述模态1激励值超过所述阈值时，执行模态1控制操作，以及当所述模态1激励值小于所述阈值时，执行模态1控制操作和模态2控制操作。8根据权利要求7所述的方法，其中所述执行模态1控制操作的步骤包括促动所述这些主动提升装置以减小所述激励叶片模态1形状的大小。9根据权利要求7所述的方法，其中所述执行模态2控制操作的步骤包括促动所述这权利要求书CN104093971A2/2页3些主动提升装置以减小所述激励叶片模态2形状的大小。10根据权利。
7、要求49中任一项所述的方法，其中所述方法包括以下步骤通过在相同方向上促动所述第一主动提升装置和所述第二主动提升装置来控制所述叶片的模态1形状；以及通过在相反方向上促动所述第一主动提升装置和所述第二主动提升装置来控制所述叶片的模态2形状。11一种风轮机，其包括至少一个风轮机叶片和具有计算机可读存储器的控制器，所述计算机可读存储器具有储存在其上的指令，计算机可读指令在读取时能操作成实施权利要求110中任一项所述的方法。12一种设计风轮机叶片的方法，其包括提供风轮机叶片；执行所述风轮机叶片的模态分析来确定所述风轮机叶片的模态1形状和模态2形状；以及基于所述至少一个确定的模态形状将至少一个主动提升装置。
8、定位在所述风轮机叶片上，使得所述至少一个确定的模态形状的激励水平能通过所述主动提升装置的促动来进行控制。13根据权利要求12所述的方法，其中所述定位步骤包括在沿着与所述模态2形状的结点相对应的叶片长度的位置处将主动提升装置设在所述风轮机叶片上，使得所述主动提升装置能操作成控制所述模态1形状的激励水平，而不会影响所述模态2形状的激励水平。14根据权利要求12所述的方法，其中所述定位步骤包括将第一主动提升装置和第二主动提升装置设在所述风轮机叶片上，其中所述第一主动提升装置设在沿着所述叶片的长度的第一位置处，并且所述第二主动提升装置设在沿着所述叶片的长度的第二位置处，其中在所述叶片上的所述第一主动提。
9、升装置和所述第二主动提升装置的位置被选择成在这些主动提升装置被促动时提供在所述模态1形状与所述模态2形状之间的最小串扰。15根据权利要求14所述的方法，其中所述第一主动提升装置设在沿着所述模态2形状的结点与所述叶片的末梢端之间的叶片长度的位置处，并且其中第二主动提升装置设在沿着所述模态2形状的结点与所述叶片的根部端之间的叶片长度的位置处，使得这些主动提升装置能操作成控制所述模态1形状的激励水平和所述模态2形状的激励水平。16一种根据权利要求1215中任一项所述的方法所设计的风轮机叶片。权利要求书CN104093971A1/15页4风轮机叶片控制方法技术领域0001本发明涉及一种用于风轮机叶片的。
10、控制方法，以及设计风轮机叶片的方法，以及根据该方法所设计的风轮机叶片。背景技术0002目前研究的主动空气动力装置在风轮机叶片中使用，以便减小结构上随时间变化的负载。主动空气动力装置AAD是可以以可变的和受控的方式操纵叶片区段的空气动力的装置的广义用语。主动空气动力装置的实例是后缘襟翼，其很类似于飞机机翼的外侧副翼。通过将此类装置安装在叶片上并且适当控制，由湍流引起的负载可被部分地消除。0003不断的挑战在于设计出在一些位置上具有此类AAD以提供最高性能的用于风轮机的叶片，以及控制此类AAD的合适方法。0004本发明的一个目的在于提供一种用于使用AAD的风轮机叶片的新控制方法，以及将此类AAD适。
11、当地定位在叶片上的新设计方法。发明内容0005因此，提供了一种在风轮机的操作期间控制风轮机叶片以减小叶片的根部动量的方法，该叶片具有末梢端和根部端，该方法包括以下步骤识别风轮机叶片的激励模态形状；以及调整设在所述叶片上的至少一个主动提升装置，以在所述风轮机的操作期间减小所述叶片的模态振动，其中所述调整步骤是基于所述激励模态形状。0006通过使风轮机叶片的控制基于叶片模态，提出了优于现有技术的若干优点。基于叶片模态的控制可提供与标准的根部动量控制系统相比更快的控制响应，以及由风轮机所经受的疲劳负载的减小。另外，基于叶片模态的控制提出了在与基于先进模型模拟的控制进行比较时明显减少的计算要求。000。
12、7优选地，所述识别激励模态形状的步骤包括测量或导出所述风轮机叶片的偏转，以及将所述测得的偏转与所述风轮机叶片的至少一个已知的模态形状相比较，以确定所述至少一个模态形状的激励水平，其中所述调整步骤包括基于所述激励水平来促动所述至少一个主动提升装置，以减小所述激励模态形状的大小MAGNITUDE，以减小所述叶片的模态振动。0008测量叶片的模态形状的激励水平，并且基于所述激励水平来操作主动提升装置的促动水平。将理解的是，测量或导出叶片的偏转的步骤可基于例如加速计、叶片动量传感器、应变仪、光学偏转传感器、位置传感器例如GPS传感器等任何适合的传感器或传感器阵列的输出。0009优选地，所述叶片的模态振。
13、动基于所述叶片的模态1形状的激励，并且其中该方法包括以下步骤说明书CN104093971A2/15页5将至少第一主动提升装置设在朝向所述叶片末梢的位置处；以及促动所述至少一个第一主动提升装置来控制所述模态1形状的激励水平，使用所述模态1形状的激励坐标来作为所述至少一个第一主动提升装置的输入。0010将理解的是，模态1形状被认作是风轮机叶片的第一自然频率或模态。0011将理解的是，激励坐标是风轮机叶片的模态的瞬时激励水平。0012激励坐标用作主动提升装置的反馈控制器的输入。这提供了简单的控制系统，其可容易地调节来优化独立叶片设计的性能。0013优选地，所述叶片的模态振动基本上由模态1形状的激励和。
14、所述叶片的模态2形状的激励的组合提供，并且其中该方法包括以下步骤将第一主动提升装置和第二主动提升装置设在叶片上，所述第一主动提升装置和所述第二主动提升装置能有选择地促动来控制所述模态1形状和模态2形状，其中叶片上的所述第一主动提升装置和所述第二主动提升装置的位置被选择成在主动提升装置被促动时提供在模态1形状与模态2形状之间的最小干扰。0014使用主动提升装置控制第一叶片模态和第二叶片模态导致相对简单的二阶控制系统，其可容易地适应独立叶片设计的特性。通过最大限度地减小在主动提升装置之间的干涉或串扰，这从叶片模态1和2中的各个的最佳控制提供，而不同时地激励另一个叶片模态。0015将理解的是，叶片的。
15、模态2形状被认作是风轮机叶片的第二自然频率或模态。0016优选地，该方法包括以下步骤将第一主动提升装置设在沿着所述模态2形状的结点与叶片的末梢端之间的叶片长度的位置处；以及将第二主动提升装置设在沿着所述模态2形状的结点与叶片的根部端之间的叶片长度的位置处。0017将主动提升装置定位在叶片模态2形状的结点的任一侧上，这提供了叶片模态2形状的最大平衡控制，同时提供了相对主导的叶片模态1形状的有效控制。0018将理解的是，叶片模态2形状的结点是指叶片模态形状与法向轴线交叉或相交的点。0019优选地，所述比较步骤包括分析所述测得的偏转来确定叶片的模态1形状的激励值和叶片的模态2形状的激励值，并且其中所。
16、述促动步骤包括基于叶片的模态1形状和模态2形状的激励值的组合来促动所述第一主动提升装置和所述第二主动提升装置。0020通过执行第一模态形状和第二模态形状的分析和基于这些模态形状控制主动提升装置，叶片可被调节来提供叶片和较大的风轮机结构中的疲劳负载和动量的最大控制。0021优选地，该方法包括以下步骤将叶片的模态1形状的激励值与阈值相比较，以及当所述模态1激励值超过所述阈值时，执行模态1控制操作，以及当所述模态1激励值小于所述阈值时，执行模态1控制操作和模态2控制操作。0022通过将激励水平与阈值相比较，有可能将控制系统的响应定制成集中于在模态1相当占主导时减小模态1激励。有时，当模态1不太占主导。
17、时，即当模态1的激励低于阈值时，则控制系统试图减小模态1和模态2两者。说明书CN104093971A3/15页60023优选地，执行模态1控制操作的所述步骤包括促动所述主动提升装置来减小激励的叶片模态1形状的大小。0024优选地，执行模态2控制操作的所述步骤包括促动所述主动提升装置来减小激励的叶片模态2形状的大小。0025优选地，该方法包括以下步骤通过在相同方向上促动所述第一主动提升装置和所述第二主动提升装置来控制所述叶片的模态1形状；以及通过在相反方向上促动所述第一主动提升装置和所述第二主动提升装置来控制所述叶片的模态2形状。0026还提供了一种具有控制器的风轮机，该控制器具有储存在计算机可。
18、读存储器上的计算机可读指令，这些指令在读取时能操作成实施以上方法步骤中的任何一个。0027还提供了一种设计风轮机叶片的方法，其包括提供风轮机叶片；执行所述风轮机叶片的模态分析来确定风轮机叶片的模态1形状和模态2形状；以及基于至少一个确定的模态形状将至少一个主动提升装置定位在所述风轮机叶片上，使得所述至少一个确定的模态形状的激励水平能由所述主动提升装置的促动来控制。0028通过分析叶片模态形状，有可能将主动提升装置定位成用于所述模态形状的最大控制，导致在叶片操作期间减小的叶片疲劳负载。优选地，该设计方法被用于与上述控制方法一起使用来设计叶片。0029优选地，所述定位步骤包括在沿着与所述模态2形状。
19、的结点对应的叶片长度的位置处将主动提升装置设在所述风轮机叶片上，使得所述主动提升装置能操作成控制所述模态1形状的激励水平，而不会影响所述模态2形状的激励水平。0030将主动提升装置设在模态2形状的结点处意味着模态1形状的控制可提供成没有与叶片模态2形状的串扰或干扰，即促动结点处的装置将不影响叶片的模态2形状的激励。通过将主动装置设在该结点处，将理解的是，该装置沿着叶片的长度定位，在模态2形状的结点处定心CENTRE。0031备选地，所述定位步骤包括将第一主动提升装置和第二主动提升装置设在所述风轮机叶片上，其中所述第一主动提升装置设在沿着叶片的长度的第一位置处，并且所述第二主动提升装置设在沿着叶。
20、片的长度的第二位置处，其中叶片上的所述第一主动提升装置和所述第二主动提升装置的位置被选择成在主动提升装置被促动时提供模态1形状与模态2形状之间的最小串扰CROSSTALK/干扰INTERFERENCE。0032优选地，所述第一主动提升装置设在沿着在所述模态2形状的结点与叶片的末梢端之间的叶片长度的位置处，并且其中第二主动提升装置设在沿着在所述模态2形状的结点与叶片的根部端之间的叶片长度的位置处，使得主动提升装置能操作成控制所述模态1形状和所述模态2形状的激励水平。0033优选地，所述至少一个主动提升装置包括设在风轮机叶片的后缘处的空气动力襟翼。说明书CN104093971A4/15页70034。
21、所使用的标准命名D阻尼矩阵K刚度矩阵M质量矩阵C翼弦长度MC1翼型件的分段升力系数，CLL/1/2U2C，其中为流体密度。0035FAERO外部空气动力MZ围绕平面外轴线的弯矩襟翼方向动量U流速X转子径向位置Y转子平面外方向的位移A翼型件的冲角C1升力系数的变化，C1在AAD被触动时AAD主动空气动力装置，例如，也可称为主动提升装置的襟翼、阻流板、凸片、流体注入装置BMS弯矩传感器，例如，校准的应变仪XC变量X的中点X变量X的自由流性质XEL变量X的单束元件附图说明0036现在仅通过举例的方式参照附图来描述本发明的实施例，在附图中图1示出了风轮机；图2示出了根据本发明的风轮机叶片的示意图；图3。
22、示出了图2的叶片的翼型轮廓的示意图；图4为具有主动空气动力装置或主动提升装置的风轮机叶片的示范性视图；图5为使用的坐标系的图示；图6为风轮机叶片中的主导模态形状的图表；图7为襟翼偏转的阶跃响应的一系列图表，示出了弯矩和模态形状的坐标；图8为AAD的不同叶片模态的可控性的图表；图9为在叶片的模态1和模态2之间的可控性的一系列图表；图10为襟翼促动期间对应于模态1和模态2的可控性格兰姆行列式HSV的图表；图11示出了风轮机叶片上的两个襟翼的优化问题的图表；图12为由使用的不同控制系统引起的风轮机的不同构件测得的疲劳负载的图表；以及图13为根据本发明的控制系统的示意图。0037将使用相同的参考标号来。
23、表示在不同实施例之间的共同元件。具体实施方式说明书CN104093971A5/15页80038图1示出了根据所谓的”丹麦构想”的常规的现代逆风风轮机，其具有塔架4、机舱6和具有基本上水平的转子轴的转子。转子包括转毂8和从转毂8沿着径向延伸的三个叶片10，每一个具有最接近转毂的叶片根部端16和最远离转毂8的叶片末梢端14。转子具有表示为R的半径。0039图2示出了根据本发明的实施例的风轮机叶片10的第一实施例的示意图。风轮机叶片10具有常规的风轮机叶片形状，并且包括最接近转毂的根部区30、最远离转毂的成型PROLED区或翼型区34，以及在根部区30与翼型区34之间的过渡区32。当叶片安装在转鼓上。
24、时，叶片10包括面朝叶片10的旋转方向的前缘18，以及面朝前缘18的相对方向的后缘20。0040翼型区34也称为成型区具有关于产生提升的理想的或者几乎理想的叶片形状，而根部区30由于结构考虑具有基本上圆形或椭圆形的截面，其例如使得将叶片10更容易且更安全地安装在转毂上。根部区30的直径或翼弦沿着整个根部区域30通常为恒定的。过渡区32具有从根部区30的圆形或椭圆形40逐渐地变至翼型区34的翼型轮廓50的过渡轮廓42。过渡区32的弦长通常随着离转毂的距离R增大而基本上线性地增大。0041过渡区34具有翼型轮廓50，其中翼弦在叶片10的前缘18与后缘20之间延伸。翼弦的宽度随着离转毂的距离R增大而。
25、减小。0042应当注意的是，叶片的不同区段的翼弦一般位于公共平面中，因为叶片可扭转和/或弯曲即预先弯曲，从而向翼弦平面提供了对应的扭转和/或弯曲路线，这是最常见的情况，以便补偿取决于离转毂的半径的叶片的局部速度。0043图3示出了以各种参数绘出的风轮机的典型叶片的翼型轮廓50的示意图，其通常用于限定翼型件的几何形状。翼型轮廓50具有压力侧52和吸入侧54，在使用期间，即在转子旋转期间，一般分别面朝向上风或逆风侧和下风或顺风侧。翼型件50具有翼弦60，翼弦60具有弦长C，其在叶片的前缘56与后缘58之间延伸。翼型件50具有厚度T，其限定为压力侧52与吸入侧54之间的距离。翼型件的厚度T沿着翼弦6。
26、0变化。与对称轮廓的偏离由弧线62给出，弧线62为穿过翼型轮廓50的中线。中线可通过绘出从前缘56到后缘58的内切圆来找到。中线沿着这些内切圆的中心，并且与翼弦60的偏离或距离称为弧F。对称还可通过使用称为上弧和下弧的参数来限定，其分别限定为离翼弦60和吸入侧54和压力侧52的距离。0044翼型轮廓通常特征为以下参数弦长C、最大弧F、最大弧F的位置DF、最大翼型厚度T，其为沿着中间弧线62的内切圆的最大直径，最大厚度T的位置DT，以及鼻部半径未示出。这些参数通常限定为与弦长C的比。0045图4示出了具有被偏转10度的后缘襟翼11的风轮机转子叶片10的实例。00461介绍开发出了用于叶片的简单模。
27、型。该模型为叶片的襟翼方向偏转的有限元模型基本上从转子平面向外的方向。未考虑与边缘方向转子平面中的偏转或与扭转的联接。已经忽略了转子空气动力引起的尾迹和末梢效应，但已经包括由叶片的动态偏转引起的空气动力阻尼。为了简单起见，还忽略了陀螺交感和离心刚化。主动空气动力装置的空气动力可被控制。已经使用了逆风5MW参考涡轮叶片来作为实例，其为615米长细节见JONKMAN,J,BUTTERELD,S,MUSIALW,SCOTT,G,2009,DENITIONOFA5MWREFERENCE说明书CN104093971A6/15页9WINDTURBINEFOROFFSHORESYSTEMDEVELOPMEN。
28、TDENITIONOFA5MWREFERENCEWINDTURBINEFOROFFSHORESYSTEMDEVELOPMENTTECHREP二月,NREL。0047ANDERSEN对AAD的早期研究ANDERSEN,PB,2010的RISOE博士报告ADVANCEDLOADALLEVIATIONFORWINDTURBINESUSINGADAPTIVETRAILINGEDGEFLAPSSENSORINGANDCONTROL,丹麦技术大学示出了应变仪传感器，其用于控制襟翼，应当置于外侧较远离根部大约28M，以便控制襟翼。0048提出了使用叶片的模态形状来控制AAD。大多数早期研究使用了叶片的应变的。
29、局部测量或局部位移测量。模态形状为叶片的固有自由度，并且提出了在试图阻尼叶片的振动时必须使用它们。00492模型梁模型由N联接伯努利欧拉梁元件构成，其为标准立方体梁元件。各个梁元件均具有4个自由度，Y方向上的两个位移和围绕平面外轴线的2个旋转。0050例如，RAOSS,2004MECHANICALVIBRATIONPRENTICEHALL的作为元件质量和刚度矩阵的教科书实例。0051参看图5，并且示出了使用的坐标系的实例。叶片为离散化成N个结点。Y是转子平面外位移，且I为梁的局部斜率。I为图5中所示的情况中的负值。弯曲黑线指出了偏转状态，而直线红线指出了未偏转状态。0052元件质量和刚度矩阵第。
30、I个元件已经具有以下刚度矩阵其中EI为元件的刚度，且L为长度。Y和为元件的结点端点处的位移和斜率。0053其中M为每元件长度的质量。0054阻尼矩阵通过瑞利阻尼引入，其中调节的系数给予叶片本征频率下大约3的对数衰减。DSTRUC，EL01885MEL00048KEL005521空气动力阻尼通过使用梁元件的立方偏转形状，可计算元件的中心的偏转。元件的中心处的偏转为YC，I05YIYI1L/812分段升力系数C1基本上为C12，其中为以弧度为单元的冲角。在该简单线说明书CN104093971A7/15页10性模态中，平均冲角设置为0，且因此使用叶片的相对速度以及中心点的平移速率，由元件的运动引起的。
31、元件上空气动力为元件的空气动力阻尼矩阵变为22外力AAD叶片上的外力仅来自AAD，其可将局部升力系数改变一定量C1。如果AAD仅置于第I个结点处，则可将常数对角矩阵公式化其应当乘以列向量C1，其含有从主动装置对升力系数的贡献。C1将为状态空间模型中的控制输入U。005623状态空间模型系统的运动方程为其中QY2，2，YJ，I，YNL，N1T包含叶片的位移和旋转。该形式的常微分方程系统可对于此特定情况形成说明书CN104093971A108/15页11其中M,K和D为组合的质量、刚度和阻尼矩阵。0057系统组件如果KEL写作则组合的刚度矩阵写作同样对于质量和阻尼矩阵完成。0058夹紧梁的边界条件。
32、为壁处的偏转和斜率为零。这意味着QL0。这可通过从所有矩阵除去与第一结点Y1和1相关联的行和列来实现，将其减小至2NX2N系统。0059231输出方程1根部弯矩如果方程对于系统输出公式化，则我们利用单个输入U对于该系统C1和单个输出Y来使状态空间公式化。输出方程具有该形式YCXDU相关的输出可为叶片的根部弯矩，其通过最内侧区段处的曲率乘以刚度来得出。通过使用立方形状函数，曲率得出为以下且动量限定为MZXYX“EIX1如果根部动量为期望输出，则C向量变为232输出方程2模态形状坐标代替使用给定区段处的弯矩来控制叶片，还尝试使用叶片的模态形状来控制振动。说明书CN104093971A119/15页。
33、120060模态形状已经通过解决本征值问题来计算KM0其给出具有向量中的对应本征值的矩阵的模态形状。的列向量按本征值的大小来分类，且最低频率模态在第一列中。0061这可用于改变C矩阵，以便输出Y为给定的模态形状坐标。模态形状坐标为模态形状的瞬时激励水平。由于模态形状通常在叶片的末梢处标准化为1，故模态形状坐标还可看作是对末梢偏转的贡献。如果第一模态形状的坐标为期望的控制参数/输出，则C矩阵采取该形式CMODE1100010或对于模态2CMODE20100103结果促动器放置最先的3个模态形状在图6中给出，其示出了3个主导模态形状。所有模态形状已被标准化为末梢处的1M偏转。重要的是注意第二模态形。
34、状的正偏转将由于根部处的负曲率见方程1而给予根部弯矩负贡献。这将证明是系统控制的问题。006231叶片上的单个AAD311阶跃响应最近的研究已经使用气动弹性代码来发现促动器和传感器的最佳放置ANDERSEN,PB,HENRIKSEN,LC,GAUNAA,M,BAK,C,BUHL,T,2010DEFORMABLETRAILINGEDGEFLAPSFORMODERNMEGAWATTWINDTURBINECONTROLLERSUSINGSTRAINGAUGESENSORSWINDENERGY2009年12月,193206。结论是当63M襟翼置于离根部大约50M时，应变仪传感器应当放置在离根部大约28。
35、M。该结果通过使用重气动弹性代码HAWC2的精细参数研究获得。利用到手的新模型，看起来真实的是，外侧传感器位置归因于根部弯矩的非最小相位行为。0063在图7中，示出了置于离根部50M处黑实线和离根部58M处红虚线的63M宽襟翼的在T0秒处的襟翼偏转的阶跃响应利用状态空间模型上的MATLAB阶跃命令作出。绘出了六个传感器，即根部弯矩，在28M和40M处的弯矩，以及前三个襟翼方向模态的大小。三个上部的图表示出了3个位置处弯矩；根部、28M处和40M处。三个下部的图表示出了前三个襟翼方向模态的模态形状坐标。0064如所见到的，3个模态形状的激励取决于AAD的所处的位置。如果AAD置于离根部黑色50M。
36、，则第二模态形状几乎没有任何激励，因为AAD置于第二模态形状的结点中见图6。0065取决于弯矩传感器所处的位置，看到了不同的响应。如果弯矩传感器BMS置于根部中，则响应为清楚的非最小相位，尤其是如果襟翼置于外侧更远。这归因于第二模态形状的激励，其具有根部附近的模态形状中的负曲率见图6。0066如来自方程1，弯矩由叶片的曲率给出。如果MBS置于离根部28M，则看不到来自第二模态形状的响应，因为第二模态形状的曲率在28M处为零。然而，响应仍略微为非最小相位，因为在弯矩上看到3模态形状。如果BMS置于40M处，则3模态形状的曲率为零，并且看不到来自3模态形状的响应。然而，第二模态形状的曲率在40M处。
37、不为零，但至少其是说明书CN104093971A1210/15页13正的。这意味着其指向与第一模态形状形同的方向，并且因此响应不再是最小相位。当襟翼置于离根部50M处时，第二模态形状未受激励，因为这是第二模态形状的结点的位置。0067第一模态和第二模态的阶跃响应看起来类似简单二阶系统，其对于调节控制器是理想的。因此，模态在以下区段中用作传感器。0068312参数研究以下研究尝试使用状态空间模型来分许给定AAD的最佳位置。该分析基于系统的可控性，这意味着系统具有AAD的叶片在有限时间内达到给定状态偏转的能力。如果系统是可控的，则在有限时间内达到给定状态的成本可使用格兰姆理论来评估。AAD位置和大。
38、小的给定构造的可控性成本越小，控制叶片的振动可越好。然而，可控性成本可在第一本征型上较低，意味着AAD可激励第一本征型，但如果第二模态也由相同AAD移动来激励，则叶片的总振动可受到不利影响。0069可控性成本可由1/估计，其中为已经由LAUB的方法计算的矩阵Q的汉克尔奇异值HSVQRTQQR其中R是分解的解PIJRTR并且PIJ为使用B向量的系统的可控性格兰姆行列式，其改变为具有位置I和宽度J处的襟翼的性质。下标Q为人们期望研究其可控性的模态形状，且将为以QQ的参数，其为观察模态形状Q的系统的可观察性的格兰姆行列式。可控性的计算是很计算有效的使用MATLAB中的LYAP函数，且参数研究可很快进。
39、行，且该方法对于在需要许多目标函数估计的因子优化器中使用很可行。0070在下文中，用语可控性将表示，其与可控性成本成反比。可控性成本越低，则可控性越高，因此较高的可控性较好。0071图8示出了AAD位置和宽度的各种组合的模态1黑色、模态2红色和模态3颜色，虚线的可控性。”不可行区域”标记了AAD延伸到叶片末梢外侧的区域。0072在图8中，模态1、模态2和模态3的可控性示为襟翼位置和宽度的函数。将清楚的是，模态1比模态2高一个数量级，并且两个的数量级高于模态3。模态3预计在叶片动力中的重要性很低。第一模态形状的蛤壳形轮廓示出了襟翼越大，则获得的可控性越高。当襟翼较小时，最佳位置在末梢附近，并且在。
40、襟翼大小增大时更向内侧移动且有效地脱离其不贡献的叶片的末梢。当襟翼较小且置于末梢附近或者襟翼较大且置于第二模态形状的”谷部”中图6中接近X40M时，第二模态形状受到激励。0073有趣的是看到当襟翼很小时，将襟翼放在模态1最可控的位置可能不太明智，因为模态2也将受控/激励。因此，例如在10M的襟翼宽度处，襟翼将可能不置于其给予第一模态的最大可控性的55M处，而是在50M处，在该处，其仍具有75的可控性，但不同样多地激励模态2。模态1对模态2的较高比率是被期望的。0074313最佳化参数研究并未公开C1分布在襟翼上的另一个分布是否可减小模态1与模态2之间的串扰。因子优化器来自MATLAB用于增大模。
41、态1的可控性和减小模态2的可控性，并且作为最大限度减小襟翼宽度的另一个目的。设计变量为襟翼的端部位置以及襟翼的各个端说明书CN104093971A1311/15页14部处的最大C1。C1在襟翼上线性地变化。图9中示出了优化的结果。结果为帕累托前沿，并且因此示出了给定目标函数值的最佳解。0075图9示出了以下上左模态1与模态2的可控性之间的帕累托前沿。0076下左模态1的可控性与襟翼宽度之间的帕累托前沿。0077上右模态2的可控性与襟翼宽度之间的帕累托前沿。0078下右对应于为10的模态1的可控性的解。0079在上左图中看到，模态1和模态2的可控性遵循达到模态2的可控性在模态1的为10的值周围的。
42、宽度增大的点的线性关系。这对应于上右图中的20M的襟翼宽度。在下左图中，示出了模态1的为10的可控性的C1的解。008032叶片上的两个AAD的放置5M宽度的两个襟翼被各自置于变化的两个独立位置处的叶片上。0081两个襟翼的给定组合的可控性又计算为矩阵Q的第一最大汉克尔奇异值HSV，但现在B已经改变成包括位置I和J处的两个襟翼之后PIJ为可控性格兰姆行列式。B可改变为使两个襟翼同相在相同方向上的襟翼或异相在相反方向上的襟翼工作。下标Q为人们期望研究其可控性的给定模态形状，并且将为以QQ的参数，其为观察模态形状Q的系统的可观察性的格兰姆行列式。0082321襟翼位置的参数研究它们又经历一个输入C。
43、1，但襟翼可在相同方向上或在相反方向上移动。对于5M宽度的两个襟翼的情况，结果在图10中示出。0083图10示出了在2个襟翼被在相同方向上下三角形和相反方向上三角形促动时对应于模态1黑色实线和模态2红色虚线的可控性格兰姆行列式HSV。由于两个襟翼位置可互换，故轮廓图围绕中心蓝色对角线对称，并且两个图表已经被组合。0084图中的下三角形示出了在襟翼在相同方向上移动时发生什么，并且由于两个襟翼位置可互换，故轮廓图围绕蓝色中线对称。将看到的是，第1模态形状通常比第二模态形状更可控。用于控制第1模态形状的最佳位置在襟翼离根部50M和55M彼此紧邻的情况下在更远侧。用于控制第二模态的最佳位置是通过将两个。
44、促动器放置成在大约35M和40M处彼此紧邻。然而，当将促动器置于第一模态被最好促动的位置处时，第二模态也被促动。0085图10的上三角形示出了两个襟翼被在相反方向上促动的情况。图片现在变化，并且第二模态现在比整个第一模态更可控。当一个襟翼置于很远且另一个尽可能置于内侧时，在该处其不会给予更大的力且实际上停用时，第一模态最可控。当一个襟翼置于较远外侧且一个置于图6中的第二模态形状的局部最小值处的40M时，第二模态很可控。两个襟翼的最佳位置为两个襟翼被在相同方向上促动时模态一很可控的位置，以及当它们被在相反方向上促动时模态2很可控的位置。因子优化器用于示出此权衡。0086322两个襟翼的优化优化问。
45、题被建立，其中两个目标为1当襟翼在相同方向上也共同表示移动时最大限度地增大模态1的可控性2当襟翼被在相反方向上促动时最大限度地增大模态2的可控性用于优化的约束在于襟翼不必重叠，不必在叶片上向内侧延伸40M，不必进一步向外侧说明书CN104093971A1412/15页15延伸61M，并且每一个襟翼必须在转子半径的3至20之间。0087应当优化的两个目标函数为其代表具有最适合的控制器共同或相反的给定模态的可控性的剩余。当总襟翼长度约束为10M时的解在图11中给出。0088图11示出了具有转子半径的20的总宽度的两个襟翼的优化。00894最佳传感器位置直到现在，模态形状已经通过知道沿着叶片的位移并。
46、且使用模态对形状的认识来找出模态形状坐标来确定。另一个方法通过使用弯矩传感器，即校准的应变仪。如果确定最先的三个模态形状，并且可忽略所有高阶模态形状，则其将至少需要三个BMS。模态形状坐标GXI，其中I为简单地通过求解以下得到的模态形状数目当动量MZ已经利用在位置X1,X2和X3中的BMS测得时。IX为位置X处的模态形状数目I的曲率，并且EIX为X处的刚度。0090鉴于段落311，用于负载控制的最佳传感器位置可变窄。例如，如果还可忽视第三模态形状，则仅模态形状1相关来控制。因此，单个传感器可置于第二模态形状的零曲率点上，XP28M，以给出模态形状1的偏转。0091通过了解第一较少模态形状坐标，。
47、可从模态形状发现任何区段处的瞬时弯矩或位移。00925FLEX5中的AAD的实施为了评定是否值得控制涡轮上的第1和第2模态两者，使用了气动弹性工具FLEX5。FLEX5为在以时间域工作且广泛用于风轮机行业的气动弹性模拟工具。其由丹麦技术大学的STIG开发。更多信息见OEYE,S1996FLEX4SIMULATIONOFWINDTURBINEDYNAMICSINPROCEEDINGSOFTHE28THIEAMEETINGOFEXPERTSSTATEOFTHEARTOFAEROELASTICCODESFORWINDTURBINECALCULATIONS4月1112DENMARKLYNGBY,丹麦技。
48、术大学，第7176页。0093在下文中，将模拟逆风5MW参考风轮机。涡轮已经使用IECED3风级1B来模拟。地基在地面水平处是刚性的。在此研究中已经仅考虑了正常运算，正常湍流模型。对于5M/S到25M/S风速的每05M/S，将对于疲劳模拟和分析10分钟时间序列。疲劳负载通过IECED3的标准程序来计算，即通过计算各个风速的各个传感器的负载的雨流。给予的疲劳负载为20年寿命的给定传感器的破坏等效负载。对于叶片负载，使用了M10的系说明书CN104093971A1513/15页16数，但对于塔底部，传动系和动量，使用了M3的值。极端负载基于相同量的负载情况，仅利用极端断流模型。0094两个AAD在。
49、翼展位置X47M和X54M处安装到叶片上，各个都具有63M的宽度。这对应于在70至80的转子半径处的襟翼，以及从80到90的襟翼。10C的襟翼用于NACA64618上，其中偏转限制为10襟翼数据使用CFD求解器ELLIPSYS2D计算。0095更多细节见BAEK,P,GAUNAA,M,UNSTEADYWINDTUNNELRESULTSFORAMINIFLAPANDATRAILINGEDGEFLAPONAWINDTURBINEAIRFOILWINDENERGY,19；MICHELSEN,JA,1992BASIS3DAPLATFORMFORDEVELOPMENTOFMULTIBLOCKPDESOLVERSAFM9205TECHREP,丹麦技术大学；MICHELSEN,JA,1994BLOCKSTRUCTUREDMULTIGRIDSOLUTIONOF2DAND3DELLIPTICPDESAFM9406TECHREP,丹麦技术大学；SOERENSEN,NN,1995GENERALPURPOSEFLOWSOLVERAPPLIEDTOFLOWOVERHILLSRISOER827ENTECHREP,RISONATIONALLABORATORY,丹麦技术。