主動(dòng)偏航尾流控制研究成果綜述

任 杰 劉清媛 周自成 劉飛虹 吳 迪

明陽(yáng)智慧能源集團(tuán)股份公司

0 前言

大規(guī)模風(fēng)電場(chǎng)投入使用的風(fēng)力發(fā)電機(jī)類型多為水平軸風(fēng)機(jī)，其在工作中會(huì)在葉輪后方形成尾流區(qū)，風(fēng)機(jī)尾流區(qū)內(nèi)風(fēng)速降低且湍流強(qiáng)度增加，不僅會(huì)導(dǎo)致下游機(jī)組的發(fā)電量損失，還會(huì)造成機(jī)組疲勞載荷增加，甚至引發(fā)機(jī)組振動(dòng)、機(jī)械損傷等后果［1］，由于海洋表面粗糙度低、湍流水平低，海上風(fēng)電場(chǎng)尾流疊加效應(yīng)更加顯著，影響范圍更大。在風(fēng)電場(chǎng)降本增效技術(shù)中，主動(dòng)尾流控制技術(shù)可以有效減少前排尾流對(duì)后排機(jī)組的影響，解決大型風(fēng)電場(chǎng)尾流疊加效應(yīng)帶來(lái)的發(fā)電量損失等問(wèn)題，是近年行業(yè)技術(shù)研究的重點(diǎn)。

主動(dòng)尾流控制可以分為主動(dòng)偏航控制和主動(dòng)變槳控制兩種。前者通過(guò)調(diào)整上游風(fēng)機(jī)偏航角，犧牲前排機(jī)組的對(duì)風(fēng)性，使機(jī)組產(chǎn)生的尾流發(fā)生偏置，減小前排機(jī)組尾流對(duì)后排機(jī)組的影響，提高整場(chǎng)發(fā)電量。后者通過(guò)調(diào)整上游風(fēng)機(jī)的槳距角，減小前排機(jī)組的風(fēng)能利用率，減少下游機(jī)組所受到的尾流影響。但是在低于額定風(fēng)速時(shí)，風(fēng)機(jī)功率對(duì)槳距角的敏感性較強(qiáng)，槳距角的微小調(diào)整可能會(huì)引起風(fēng)機(jī)功率的巨大變化。此外，下游機(jī)組尾流風(fēng)速還與機(jī)位排布間距、風(fēng)況條件等有直接關(guān)系，在風(fēng)電場(chǎng)建設(shè)完成后很難改變。因此，主動(dòng)變槳控制的應(yīng)用范圍相對(duì)局限，而主動(dòng)偏航控制能有效避免這些問(wèn)題，是目前國(guó)內(nèi)外研究最多，也是通過(guò)改變尾流軌跡，提升風(fēng)電場(chǎng)功率最有效的方法。

本文收集國(guó)內(nèi)外主動(dòng)偏航尾流控制的相關(guān)研究成果，分為對(duì)偏航尾流特性進(jìn)行分析、總結(jié)主動(dòng)偏航尾流控制對(duì)整場(chǎng)發(fā)電量及機(jī)組載荷的影響、介紹近年來(lái)國(guó)內(nèi)外提出的偏航尾流模型三部分進(jìn)行歸納總結(jié)，為后續(xù)主動(dòng)偏航尾流控制的應(yīng)用及優(yōu)化奠定理論基礎(chǔ)。

1 偏航尾流特性

1.1 偏航尾流風(fēng)速分布

偏航條件下，風(fēng)機(jī)輪轂后尾流區(qū)會(huì)向一側(cè)發(fā)生偏轉(zhuǎn)，其速度分布相較于非偏航條件下有所不同，主要表現(xiàn)在偏航尾流區(qū)速度虧損和尾流中心位置等特性上。

Qian 和Ishihara［2］基于Choshi 基地2.4 MW 海上風(fēng)機(jī)的RANS 仿真，得出的結(jié)果表明隨著偏航角度增加，尾流速度虧損減小。其次，更高的環(huán)境湍流強(qiáng)度下尾流偏置量相對(duì)低環(huán)境湍流強(qiáng)度更小，尾流區(qū)域更短，尾流偏轉(zhuǎn)和速度虧損的恢復(fù)速度也越快（如圖1所示），其中實(shí)線表示風(fēng)機(jī)葉輪平面，虛線和圓圈分別表示尾流邊界和尾流中心軌跡。

圖1 輪轂高度尾流速度和尾流偏轉(zhuǎn)云圖

Xiaoxun Zhu 等人［3］通過(guò)對(duì)華北某風(fēng)電場(chǎng)基于多普勒光探測(cè)與測(cè)距的現(xiàn)場(chǎng)試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行處理和分析，發(fā)現(xiàn)偏航風(fēng)機(jī)的尾流中心線向來(lái)流的一側(cè)發(fā)生偏轉(zhuǎn)，但偏轉(zhuǎn)的斜率逐漸減小，最終趨于0，且偏航風(fēng)機(jī)的尾流速度分布在近尾流區(qū)為雙高斯分布，而在遠(yuǎn)尾流區(qū)逐漸轉(zhuǎn)變?yōu)閱胃咚狗植肌Ｒ陨辖Y(jié)果均如圖2 所示，其中(圖2a)表示偏航條件下的尾流中心線軌跡，(圖2b)表示偏航條件下水平切面尾流速度等高線云圖。

圖2 偏航條件下尾流偏轉(zhuǎn)云圖

繆維跑等人［4］通過(guò)非定常CFD 方法模擬在大氣邊界層影響下風(fēng)機(jī)的尾流特性。仿真結(jié)果表明，上游機(jī)組未偏航時(shí)，0＜x/D＜7 截面內(nèi)其尾流速度分布具有一定的對(duì)稱性，并在傳播過(guò)程中逐漸膨脹。上游機(jī)組偏航角為30°時(shí)，其尾速度分布呈非對(duì)稱性，反映機(jī)組偏航導(dǎo)致的尾流偏轉(zhuǎn)情況，且隨著傳播距離的增加逐漸扭曲。在x/D＞7 截面內(nèi)，尾流處于極不穩(wěn)定狀態(tài)，在短距離內(nèi)（7＜x/D＜9）發(fā)生快速變化。仿真結(jié)果如圖3所示。

圖3 流場(chǎng)速度云圖及輪轂處速度剖面線（7D處為第二排風(fēng)機(jī)葉輪平面位置）

1.2 偏航尾流偏置特性

上游風(fēng)機(jī)未偏航時(shí)，其尾流亦將產(chǎn)生微小的橫向移動(dòng)距離。研究表明，此為旋轉(zhuǎn)的尾流與風(fēng)剪切效應(yīng)相互作用引起的［5］。上游風(fēng)機(jī)偏航時(shí)，氣流受到來(lái)自葉輪平面的反作用推力可以沿風(fēng)輪轉(zhuǎn)軸方向分解為平行分量和垂直分量，該垂直分量將推動(dòng)尾流發(fā)生更明顯的橫向偏移。

Dezhi Wei 等人［6］同時(shí)考慮了大氣邊界層穩(wěn)定度和地球科氏偏轉(zhuǎn)力，認(rèn)為在穩(wěn)定大氣邊界層條件下，正向（從上往下看逆時(shí)針?lè)较颍┢斤L(fēng)機(jī)的偏置量比負(fù)向偏航風(fēng)機(jī)的更大（如圖4所示）。

圖4 正負(fù)偏航尾流中心軌跡曲線（5D處為第二排風(fēng)機(jī)葉輪平面位置）

Stefano Macri 等人［7］在不同尺度的均勻湍流條件下對(duì)不同孔隙率的圓盤進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果表明，尾流偏轉(zhuǎn)角與風(fēng)機(jī)偏航角之間呈非線性單調(diào)遞增函數(shù)的關(guān)系，且尾流偏轉(zhuǎn)角比機(jī)組偏航角低一個(gè)數(shù)量級(jí)（如圖5 和6 所示），其中不同類型的點(diǎn)表示不同風(fēng)況及湍流條件，不同顏色的點(diǎn)表示不同孔隙率。

圖5 偏航角γ和偏轉(zhuǎn)角θ示意圖

圖6 偏航角與偏轉(zhuǎn)角關(guān)系

在Paul Fleming 等人［8］的研究中，利用SOWFA 模擬器進(jìn)行數(shù)值仿真，發(fā)現(xiàn)上游風(fēng)機(jī)偏航后產(chǎn)生的垂直分量始終存在于整個(gè)風(fēng)場(chǎng)中，進(jìn)而引出了二次轉(zhuǎn)向的概念，即上游風(fēng)機(jī)偏航后，即使下游風(fēng)機(jī)不發(fā)生偏航，其尾流也會(huì)發(fā)生一定的偏轉(zhuǎn)（如圖7 所示）。

圖7 SOWFA仿真結(jié)果。其中，上游風(fēng)機(jī)偏航25°，下游風(fēng)機(jī)不偏航

1.3 小結(jié)

大量文獻(xiàn)研究均表明，風(fēng)機(jī)偏航會(huì)對(duì)其尾流特性產(chǎn)生影響。然而，由于風(fēng)況的復(fù)雜性、風(fēng)場(chǎng)以及研究方法（數(shù)值仿真對(duì)比法、風(fēng)洞試驗(yàn)對(duì)比法、實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)對(duì)比法）的差異性，可能導(dǎo)致不同學(xué)者的一些結(jié)論存在差異，由于大部分學(xué)者都是采用數(shù)值仿真對(duì)比和風(fēng)洞試驗(yàn)對(duì)比法，得出的結(jié)論均較為理想，與實(shí)際風(fēng)場(chǎng)存在一定差異，一些結(jié)論的準(zhǔn)確性和普適性還有待檢驗(yàn)。

2 偏航尾流控制對(duì)風(fēng)場(chǎng)的影響

2.1 偏航尾流控制對(duì)整場(chǎng)發(fā)電量的影響

目前，已有大量研究表明，主動(dòng)偏航尾流控制能有效減少前排機(jī)組尾流對(duì)后排機(jī)組的影響，實(shí)現(xiàn)整場(chǎng)發(fā)電量提升。在前排機(jī)組執(zhí)行主動(dòng)偏航控制時(shí)，偏航角度（文中均以從上往下看逆時(shí)針?lè)较驗(yàn)轱L(fēng)機(jī)正向偏航角）、來(lái)流風(fēng)速風(fēng)向、湍流和風(fēng)機(jī)間距等因素均會(huì)影響到尾流控制的有效性，影響整場(chǎng)發(fā)電量提升量。

寧旭等人［9］對(duì)比分析了主動(dòng)偏航控制在不同風(fēng)況下對(duì)風(fēng)場(chǎng)性能提升效果。結(jié)論表明，主動(dòng)偏航控制對(duì)所有風(fēng)況均起到發(fā)電量提升的效果，其中風(fēng)向?qū)︼L(fēng)場(chǎng)發(fā)電量提升的影響較大，而風(fēng)速及湍流強(qiáng)度均與發(fā)電量提升量成反比。該文還發(fā)現(xiàn)，在4 D～7 D的前后排間距范圍內(nèi)，風(fēng)機(jī)間前后距離較大時(shí)，尾流控制效果不明顯。Dezhi Wei等人［6］也認(rèn)為，主動(dòng)偏航控制獲得的發(fā)電量相對(duì)增益隨湍流強(qiáng)度的增加而減小（如圖8所示）。該文還認(rèn)為偏航方向會(huì)影響尾流偏置量的大小，從而影響主動(dòng)偏航控制的效果（見(jiàn)圖9）。

圖8 發(fā)電量相對(duì)增益隨湍流強(qiáng)度的變化

圖9 不同風(fēng)向與列方向夾角下速度分布

Peter Brugger 等人［10］對(duì)風(fēng)場(chǎng)實(shí)際數(shù)據(jù)進(jìn)行了測(cè)量，發(fā)現(xiàn)來(lái)流風(fēng)向與機(jī)艙夾角的大小和變化范圍對(duì)整場(chǎng)發(fā)電量提升量有影響，只有當(dāng)自由來(lái)流與機(jī)艙夾角在325°～335°之間時(shí)，兩臺(tái)風(fēng)機(jī)的功率之和才會(huì)提高2%～3%，在其它角度范圍內(nèi)時(shí)功率增益很小，甚至出現(xiàn)功率損失（如圖10所示）。

圖10 基于尾流掃描激光雷達(dá)的自由來(lái)流與機(jī)艙夾角對(duì)下游風(fēng)機(jī)功率影響

Carlo Cossu［11］通過(guò)對(duì)中性大氣邊界層中的兩排NREL 5 MW 風(fēng)機(jī)進(jìn)行大渦模擬，并研究了風(fēng)場(chǎng)發(fā)電量與風(fēng)機(jī)偏航角、槳距角和傾角之間的關(guān)系。結(jié)果表明，在進(jìn)行主動(dòng)偏航控制的同時(shí)可以調(diào)整風(fēng)機(jī)的槳距角和傾角，能有效增加風(fēng)場(chǎng)發(fā)電量（如圖11所示）。

圖11 不同傾角、偏航角和槳距角下風(fēng)場(chǎng)功率相對(duì)增益

2.2 偏航尾流控制對(duì)風(fēng)機(jī)載荷的影響

偏航改變了機(jī)艙與來(lái)流風(fēng)向的夾角，不僅會(huì)使得上游風(fēng)機(jī)尾流發(fā)生偏轉(zhuǎn)偏置，還會(huì)對(duì)風(fēng)機(jī)的載荷產(chǎn)生影響。同時(shí)，由于風(fēng)機(jī)的載荷種類多而復(fù)雜，引起變化的直接因素也各有不同，因此對(duì)于不同的風(fēng)機(jī)載荷，在偏航條件下的變化趨勢(shì)也不盡相同。

Knud A. Kragh 和Morten H. Hansen［12］計(jì)算了風(fēng)機(jī)偏航時(shí)在不同湍流條件下的穩(wěn)態(tài)葉根面外載荷，發(fā)現(xiàn)當(dāng)風(fēng)機(jī)正向偏航時(shí)，載荷隨偏航角度的增加而增大，且湍流強(qiáng)度越低，載荷上升越大；當(dāng)風(fēng)機(jī)負(fù)向偏航時(shí)，載荷隨偏航角度的增加先減小再增加（如圖12所示），由此也說(shuō)明風(fēng)機(jī)偏航方向會(huì)對(duì)自身載荷產(chǎn)生較大影響。

圖12 損傷等效葉根平面外彎曲載荷與非偏航條件比值隨偏航角度的變化曲線

Rick Damiani 等人［13］對(duì)安裝在美國(guó)國(guó)家風(fēng)能技術(shù)中心（NWTC）的GE 1.5 MW 風(fēng)機(jī)的7 個(gè)不同的疲勞載荷在偏航條件下變化進(jìn)行了現(xiàn)場(chǎng)測(cè)量，并用FAST 對(duì)風(fēng)機(jī)進(jìn)行氣動(dòng)彈性數(shù)值仿真分析。結(jié)果表明，來(lái)流風(fēng)速大小（10 m/s、14 m/s）、偏航方向和角度大小（±25°、±12.5°、＋18°、0°）對(duì)不同類型疲勞載荷的影響均不一致。FAST 在一定程度上能對(duì)偏航風(fēng)機(jī)的疲勞載荷作出預(yù)測(cè)，但與實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)計(jì)算結(jié)果還存在一定差異（如圖13 所示），其中EBM 的葉根彎矩，F(xiàn)BM 的襟翼彎矩，RBM 的葉根合成彎矩，LSSTq 的低速軸轉(zhuǎn)矩，TTBM 的塔頂彎矩，TTTq 的塔頂扭矩，TBBM的塔底彎矩。

圖13 平均輪轂高度風(fēng)速分別為10 m/s和14 m/s時(shí)，預(yù)測(cè)及實(shí)測(cè)載荷在不同偏航角度下的變化

馮俊恒等人［14］以某實(shí)驗(yàn)型3.0 MW風(fēng)機(jī)為研究對(duì)象，通過(guò)葉片氣動(dòng)分析和Bladed軟件仿真方法發(fā)現(xiàn)，正向偏航角會(huì)導(dǎo)致輪轂中心載荷增大，而負(fù)向偏航角有一定的減小輪轂中心載荷的作用，且不同的風(fēng)速條件下（6 m/s 和12 m/s）偏航角對(duì)風(fēng)機(jī)載荷的影響不同，更大風(fēng)速會(huì)引起更大的載荷波動(dòng)幅值。

Mou lin 和Fernando Porte-Agel［15］在對(duì)主動(dòng)偏航控制的三臺(tái)微型風(fēng)機(jī)進(jìn)行LES 仿真時(shí)發(fā)現(xiàn)，對(duì)前排風(fēng)機(jī)應(yīng)用較小的偏航角（＜10°）時(shí)，會(huì)以顯著增加偏航力矩載荷為代價(jià)獲得邊際發(fā)電量增益，并不可取。

王俊等人［16］基于疲勞均勻的海上風(fēng)電場(chǎng)主動(dòng)尾流控制展開(kāi)研究，并認(rèn)為偏航控制使得風(fēng)電場(chǎng)各機(jī)組疲勞差異減小，疲勞分布更均勻，但優(yōu)化后風(fēng)電機(jī)組疲勞量均較大，且在如圖14 所示的風(fēng)場(chǎng)中，當(dāng)風(fēng)向在5°、30°、50°和65°左右時(shí)，風(fēng)場(chǎng)總功率提升效果較小，不超過(guò)5%，其余風(fēng)向總功率提升了5%～30%，而風(fēng)場(chǎng)總疲勞損傷量提升幅度較大，達(dá)30%～60%。

圖14 風(fēng)場(chǎng)排布圖

2.3 小結(jié)

從調(diào)研結(jié)果來(lái)看，合理范圍內(nèi)偏航能在一定程度上增加風(fēng)電場(chǎng)發(fā)電量，但增益會(huì)受到多方面因素的影響，如來(lái)流風(fēng)速風(fēng)向、湍流強(qiáng)度、偏航方向等。而在調(diào)研的文獻(xiàn)中，利用數(shù)值仿真方法得到的主動(dòng)偏航功率增益集中在10%～20%區(qū)間內(nèi)，而利用實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)得到的主動(dòng)偏航功率增益不超過(guò)5%，表明數(shù)值模擬在一定程度上會(huì)高估主動(dòng)偏航的發(fā)電量增益效果，在實(shí)際風(fēng)場(chǎng)中可能還存在更多因素限制主動(dòng)偏航控制效果。

同時(shí)，偏航會(huì)對(duì)風(fēng)機(jī)載荷產(chǎn)生較大影響，偏航的方向和角度都會(huì)引起風(fēng)機(jī)中不同載荷的變化，從而影響機(jī)組運(yùn)行壽命。因此，在進(jìn)行主動(dòng)偏航控制時(shí)，不能只考慮對(duì)風(fēng)場(chǎng)發(fā)電量增益的影響，而應(yīng)結(jié)合載荷進(jìn)行綜合分析，在合理載荷范圍內(nèi)進(jìn)行最優(yōu)偏航控制。

3 偏航尾流模型

偏航尾流模型一般可以分為顯式解析模型和隱式計(jì)算模型，其中顯式解析模型一般用于風(fēng)電場(chǎng)項(xiàng)目的微觀選址和發(fā)電量評(píng)估中，而隱式計(jì)算模型多用于顯式解析模型的交叉檢驗(yàn)和校正。近年來(lái)，隨著人工智能的不斷發(fā)展，部分學(xué)者開(kāi)始嘗試將神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)算法與偏航尾流模型結(jié)合，目前該研究尚處于研究初期，已經(jīng)取得了部分成果，具有很好的發(fā)展前景。

高等職業(yè)院校的護(hù)理教育已成為我國(guó)護(hù)理高等教育的重要組成部分,其顯著特點(diǎn)是強(qiáng)調(diào)“實(shí)用”與“臨床能力”,目標(biāo)是培養(yǎng)高等技術(shù)應(yīng)用型護(hù)理人才,因此在教學(xué)過(guò)程中要注重理論與實(shí)踐相結(jié)合,加強(qiáng)學(xué)生臨床思維與實(shí)踐能力的培養(yǎng)。而高等職業(yè)院校護(hù)理專業(yè)教師長(zhǎng)期在學(xué)校從事專職教學(xué)工作,存在臨床經(jīng)驗(yàn)不足、實(shí)踐能力欠缺的情況。因此,出現(xiàn)了護(hù)理教育與臨床實(shí)踐相脫節(jié)的現(xiàn)象,有研究表明,教師進(jìn)行臨床實(shí)踐可有效地解決學(xué)校理論教學(xué)與臨床脫節(jié)的問(wèn)題[1]。

3.1 偏航尾流顯式解析模型

3.1.1 經(jīng)典偏航尾流模型對(duì)比

1)Bastankhah偏航尾流模型

Bastankhah 偏航尾流模型［17］（后簡(jiǎn)稱“B 模型”）是在EPFL 的WIRE 實(shí)驗(yàn)室新建的閉環(huán)邊界層風(fēng)洞試驗(yàn)的基礎(chǔ)上建立的，存在以下兩個(gè)特性：

（1）該模型認(rèn)為即使在偏航情況下，如果偏航角不大（30°以內(nèi)），遠(yuǎn)尾流區(qū)中尾流邊界均線性變化，且增長(zhǎng)速率（尾流膨脹系數(shù)）大致相同。

（2）該模型認(rèn)為在來(lái)流經(jīng)過(guò)偏航風(fēng)機(jī)產(chǎn)生的尾流內(nèi)，存在內(nèi)核區(qū)（文中為0～4 D 范圍內(nèi)），且內(nèi)核區(qū)尾流速度的大小和偏轉(zhuǎn)角大小均不變。隨著尾流向下游運(yùn)動(dòng)，內(nèi)核區(qū)受到周圍氣流影響逐漸變小并最終消失，此時(shí)認(rèn)為尾流發(fā)展進(jìn)入遠(yuǎn)尾流區(qū)，速度呈單高斯分布（如圖15所示）。

圖15 偏航風(fēng)機(jī)內(nèi)核區(qū)尾流示意圖

2)Qian-Ishihara偏航尾流模型

Qian and Ishihara 偏航尾流模型［2］（后簡(jiǎn)稱“Q-I 模型”）在其無(wú)偏航尾流模型的基礎(chǔ)上對(duì)推力系數(shù)和尾流半徑作了變換，使其在形式上保持一致。其與B 模型均認(rèn)為在近尾流區(qū)，尾流偏置量與距離呈線性關(guān)系，且該模型運(yùn)用數(shù)學(xué)方法解決了B模型中模型參數(shù)帶來(lái)的影響。其公式及推導(dǎo)過(guò)程詳見(jiàn)文獻(xiàn)［3］。

3)Jimenez偏航尾流模型

4)模型對(duì)比

通過(guò)對(duì)比上述三個(gè)經(jīng)典偏航尾流模型的解析式，可以得出：B 模型與Q-I模型均為基于高斯分布的二維偏航尾流模型；B 模型是建立在簡(jiǎn)化RANS方程得到的控制方程的基礎(chǔ)上，而Q-I 模型和Jimenez 模型是建立在理論分析風(fēng)機(jī)葉片誘導(dǎo)力和偏航風(fēng)機(jī)周圍控制體動(dòng)量守恒的基礎(chǔ)上；B 模型需要利用試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)模型參數(shù)進(jìn)行修正；B 模型和Q-I模型均認(rèn)為，在近尾流區(qū)，尾流偏置量與距離呈線性關(guān)系，即尾流偏轉(zhuǎn)角不變。

B 模型、Q-I 模型與Jimenez 模型的風(fēng)洞試驗(yàn)和實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)對(duì)比如圖16和圖17所示。

圖16 偏航尾流模型與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比［2］

圖17 偏航角18°模型與實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)對(duì)比［10］

從圖16 中可以看到，B 模型與Q-I 模型均能較好地模擬試驗(yàn)結(jié)果，且Q-I 模型的模擬結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果更接近，而Jimenez 模型會(huì)高估尾流偏轉(zhuǎn)，誤差較大。

從圖17 中可以看到，B 模型與Q-I 模型均能很好地匹配現(xiàn)場(chǎng)測(cè)量的尾流偏轉(zhuǎn)，且Q-I 模型精度更高，誤差在5%以內(nèi)，B 模型在x/D＜8 時(shí)與Q-I 模型結(jié)果十分接近，而Jimenez 模型與實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)結(jié)果差異較大。

3.1.2 其它模型

Jennifer King 等人［19］在B 模型的基礎(chǔ)上，考慮了二次轉(zhuǎn)向效應(yīng)和偏航下的附加尾流恢復(fù)，并提出了一個(gè)高斯旋度混合模型（Gauss-curl hybrid,GCH）（如圖18 所示），其中紅色實(shí)線表示GCH 模型，灰色虛線表示B模型。

圖18 考慮尾流恢復(fù)和二次轉(zhuǎn)向的GCH模型與B模型對(duì)比

焦鑫等人［20］在傳統(tǒng)的Jensen 模型基礎(chǔ)上，和美國(guó)可再生能源實(shí)驗(yàn)室NREL合作開(kāi)發(fā)了一個(gè)新的偏航尾流模型，引入偏航對(duì)尾流擴(kuò)散、強(qiáng)度和范圍的影響。在尾流速度分布上，該模型將尾流區(qū)分為近尾流區(qū)、遠(yuǎn)尾流區(qū)和混合區(qū)三部分，每個(gè)尾流區(qū)都會(huì)沿著葉片方向等比例擴(kuò)張，分別對(duì)應(yīng)一個(gè)擴(kuò)張系數(shù)，即分別考慮不同區(qū)域內(nèi)的尾流分布（如圖19所示）。

圖19 偏航尾流分區(qū)

Xiaoxun Zhu 等人［3］提出了一種考慮風(fēng)切變和近尾流區(qū)雙高斯分布的偏航三維Jensen-Gaussian 全尾流模型（Yawed-3D Jensen-Gaussian full wake,Y-3DJGF模型），該模型在Jimenez偏航尾流模型的基礎(chǔ)上考慮了尾流速度截面的各項(xiàng)異性膨脹系數(shù)（如圖20所示）。

圖20 Y-3DJGF 模型

3.2 偏航尾流隱式計(jì)算模型

近年來(lái)，由于計(jì)算性能的大幅提升和計(jì)算流體力學(xué)（Computational Fluid Dynamics, CFD）方法的快速發(fā)展，基于數(shù)值仿真方法對(duì)偏航風(fēng)機(jī)尾流進(jìn)行的研究逐漸增多。

國(guó)內(nèi)黃國(guó)慶等人［21］將大渦模擬（LES）和致動(dòng)線模型［22］結(jié)合，得到新的LES-ALM 數(shù)值仿真計(jì)算模型，仿真結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果整體趨勢(shì)符合較好，但在輪轂中心位置處存在一定偏差，這是致動(dòng)線模型忽略輪轂對(duì)流場(chǎng)的影響導(dǎo)致的。國(guó)外Haohua Zong 和Fernando Porte-Agel［23］利用分布在旋翼邊緣的點(diǎn)渦云和位于旋翼中心的輪轂渦重建非均勻橫向速度場(chǎng)，再對(duì)尾流速度虧損的簡(jiǎn)化輸運(yùn)擴(kuò)散方程進(jìn)行數(shù)值求解，共同構(gòu)成了點(diǎn)渦輸運(yùn)模型（PVT模型）來(lái)再現(xiàn)不對(duì)稱卷曲尾流（即“腎”狀尾流）。Luis A. Martinez-Tossas 等人［24］利用雷諾平的NS方程近似形式解析風(fēng)電場(chǎng)的時(shí)間平均流量，提出了一種新的能應(yīng)用于尾流偏置計(jì)算的卷曲尾流計(jì)算模型。

3.3 神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)模型

傳統(tǒng)的解析模型一般建立在高度簡(jiǎn)化的物理假設(shè)上，并且主要關(guān)注平均速度剖面而不是瞬態(tài)湍流尾跡，因此精度相對(duì)較低。仿真計(jì)算模型精度較高，但計(jì)算成果昂貴，不適用于工程實(shí)踐，常用于對(duì)解析模型進(jìn)行驗(yàn)證。近年來(lái)，隨著人工智能、深度神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)和卷積神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)在其它科學(xué)領(lǐng)域的成功應(yīng)用，部分學(xué)者開(kāi)始嘗試運(yùn)用計(jì)算機(jī)技術(shù)構(gòu)建新的偏航尾流模型。

從當(dāng)前的研究來(lái)看，一個(gè)構(gòu)建良好、訓(xùn)練有素的神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)可以在幾秒鐘內(nèi)提供可靠的結(jié)果并預(yù)測(cè)風(fēng)場(chǎng)的流動(dòng)特性。S Anagnostopoulos 和MD Piggott（2022）［25］提出了一個(gè)用于風(fēng)電場(chǎng)流場(chǎng)快速建模的機(jī)器學(xué)習(xí)框架，并使用深度神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)架構(gòu)，對(duì)風(fēng)機(jī)尾流場(chǎng)進(jìn)行訓(xùn)練，最后在FLORIS 上進(jìn)行計(jì)算，結(jié)果表明，該神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)模型比一般的計(jì)算模型至少快1個(gè)數(shù)量級(jí)，產(chǎn)生的平均絕對(duì)誤差為1.5%。

目前，機(jī)器學(xué)習(xí)和神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)在偏航尾流模型的構(gòu)建中取得了較好的成功，雖然還處于研究的前期階段，相關(guān)的數(shù)據(jù)和試驗(yàn)都十分匱乏，但很可能成為日后的發(fā)展趨勢(shì)，存在巨大的發(fā)展?jié)撃堋?/p>

3.4 小結(jié)

綜上所述，隨著人們對(duì)偏航尾流模型研究的不斷深入，所建立的偏航尾流模型也越來(lái)越符合實(shí)際情況。其中，基于CFD 仿真的隱式尾流模型計(jì)算成本較高，無(wú)法在工程應(yīng)用中推廣。偏航尾流解析模型的計(jì)算成本和時(shí)間成本均較低，且多篇文獻(xiàn)通過(guò)數(shù)值仿真結(jié)果和實(shí)測(cè)結(jié)果的對(duì)比，驗(yàn)證了B 模型和Q-I 模型的準(zhǔn)確性，與實(shí)際偏航尾流的匹配度均較高，綜合考慮計(jì)算成本和精度，建議選用B 模型或Q-I模型進(jìn)行主動(dòng)偏航尾流控制算法的開(kāi)發(fā)。

4 總結(jié)與展望

4.1 總結(jié)

本文針對(duì)風(fēng)場(chǎng)主動(dòng)偏航尾流控制，主要包括近年來(lái)主動(dòng)偏航尾流解析模型、偏航尾流特性和偏航對(duì)風(fēng)場(chǎng)發(fā)電功率和風(fēng)機(jī)載荷的影響等方面進(jìn)行歸納和整理。通過(guò)以上幾個(gè)方面的調(diào)研，可得到以下結(jié)論：

1)偏航會(huì)對(duì)機(jī)組尾流特性產(chǎn)生影響，主要表現(xiàn)在尾流速度分布和偏置特性上，與非偏航條件下的尾流特性有較大差異。

2)偏航能在一定程度上增加風(fēng)電場(chǎng)發(fā)電量，但增益會(huì)受到諸如來(lái)流風(fēng)速風(fēng)向、湍流強(qiáng)度、偏航方向等因素的影響。采用數(shù)值模擬計(jì)算發(fā)電量在一定程度上會(huì)高估主動(dòng)偏航的發(fā)電量增益效果，因?yàn)閷?shí)際風(fēng)場(chǎng)中可能存在更多因素限制主動(dòng)偏航控制效果。

3）偏航的方向和角度都會(huì)引起風(fēng)機(jī)中不同載荷的變化，從而影響機(jī)組運(yùn)行壽命。因此，在進(jìn)行主動(dòng)偏航控制時(shí)，應(yīng)結(jié)合載荷進(jìn)行綜合分析與評(píng)估，在合理載荷范圍內(nèi)進(jìn)行最優(yōu)偏航控制。

4.2 展望

當(dāng)前，針對(duì)偏航尾流的研究文獻(xiàn)中還存在一些不足之處，且很多結(jié)論都是在特定風(fēng)場(chǎng)或邊界條件下得出，可能不具有普適性。

基于以上內(nèi)容，從計(jì)算成本、時(shí)間成本和精確度等角度進(jìn)行綜合考慮，在后續(xù)偏航尾流控制研究中，建議使用實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)對(duì)Bastankhah模型或Qian-Ishihara 模型進(jìn)行驗(yàn)證和修正，再利用修正后的解析模型對(duì)偏航尾流控制風(fēng)電場(chǎng)進(jìn)行計(jì)算和預(yù)測(cè)，并實(shí)時(shí)更新近年提出的偏航尾流模型，以便對(duì)以上模型進(jìn)行交叉檢驗(yàn)，最后針對(duì)性地對(duì)其中一些結(jié)論進(jìn)行驗(yàn)證，為主動(dòng)偏航尾流控制提供實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)支撐。同時(shí)，由于風(fēng)機(jī)載荷的多樣性和復(fù)雜性，如何評(píng)估偏航條件下的所有風(fēng)機(jī)載荷并應(yīng)用于工程實(shí)踐將是后續(xù)研究與工作中的一大難點(diǎn)。