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随着全球各个国家对绿色清洁能源运用越来越重视，风能作为新能源的一个重要分支，得到了快速发展，尤其是我国，在“碳中和”发展战略的指导下，风电产业发展后来居上，装机容量不断创新高[1]。永磁直驱型风力发电机组作为风力发电机组的一种重要类型，具有传动链短、结构简单、维护方便、安全性高[2]等优势，在风机市场尤其是海上风机市场一直占据重要位置，机组单机功率也越来越大[3]。
李洪滨[4]等研究了永磁直驱风机机舱的有限元建模方法，计算出机舱应力分布与低应力区域。刘东博[5]等分析了机舱各个工况下载荷情况及加载受力、约束条件等对计算的影响。吕杏梅[6]等考虑主轴承、偏航轴承对机舱传力的影响，建立了更加精确的机架有限元分析模型。赵春雨[7]等提出基于保证零件接口尺寸不变，考虑制造工艺影响，对风机支架结构进行快速化优化改进方法。柳胜举[8]等根据风机结构应力云图，分析了结构低应力区域的减重优化方法。
永磁直驱风机机舱，位于发电机与塔筒中间，如图1所示，安装有偏航装置、制动器、机舱罩及固定支架、吊物装置、电气控制柜、环境控制系统等多个子系统，受载工况复杂，几何形状不规则，采用传统力学计算方式无法准确分析其受载情况[9]，为科学地评估机舱的设计强度，需根据Bladed软件提取风机的气动载荷，再结合风机实际运行工况进行载荷分析和分配，再采用有限元方法分析机舱的受力状况[10-11]。
Figure 1. Model of the permanent-magnet direct-drive wind turbine
随着风电机组平价时代[12]的到来，在保证质量的前提下，对制造成本提出了越来越高的要求，优化设计理念也得到了越来越多风机生产厂家的重视[13]。本文根据现有机舱已满足基本设计要求，但整体质量超预期的情况，分析影响机舱几何外形的主要参数，并根据有限元计算结果，结合生产工艺要求、现有机舱几何结构缺陷、减小对整机和现有工艺生产方案影响等因素对参数进行分析和优化，以快速化对机舱进行轻量化设计，以缩短设计周期，降低度电成本。
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某大型海上永磁直驱风力发电机组机舱，基于紧凑式设计理念及经典机舱结构形式，设计为弯头形状，机舱底部通过偏航轴承与塔筒顶部连接，发电机内部安装有锥形支撑轴，其一端与机舱连接，另一端通过单主轴承结构，与叶轮连接，连接均采用螺栓。风机在运行过程中，叶轮受力可简化为集中载荷等效作用于轮毂中心，其中，Mx、My、Mz、Fx、Fy、Fz分别代表风机在轮毂中心坐标系下各个方向的力矩和力，具体轮毂中心坐标系如图2所示[14]。
Figure 2. Hub center fixed coordinate system
为最大限度真实模拟机舱受力状况，建立机舱整体计算模型，包含了主要计算对象机舱，及与其连接的发电机锥形支撑轴、偏航轴承、主轴承、主轴承制动盘、塔筒假体等辅助模型。由于机舱结构模型复杂，为减少计算量，根据圣维南原理，对其模型进行简化处理，去除不重要的圆角、孔等特征，在Solidworks中建立模型后，导入到有限元分析软件中进行分析，机舱与各连接件的有限元模型如图3、图4所示。
Figure 3. Finite element model of the nacelle
Figure 4. Finite element model of the main bearing and yaw bearing
各个模型材料属性如表1所示。
名称 弹性模量/Pa 泊松比 密度/(kg·m−3) 机舱、锥形支撑轴、主轴承制动盘 1.69×1011 0.28 7 100 轴承、塔筒 2.10×1011 0.30 7 850 Table 1. Material properties
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根据GL规范载荷工况设计要求，利用Bladed软件对风机仿真分析后，提取轮毂中心载荷数据[15]，选取一组最恶劣工况（轮毂中心My最小）下的载荷对机舱进行强度计算，具体如表2所示。
Mx/kNm My/kNm Mz/kNm Fx/kN Fy/kN Fz/kN －13 －33 814 －2 973 684 －743 －1 770 Table 2. Load data of hub center
所有部件都由螺栓进行连接，分析时不考虑螺栓局部应力的影响，连接部件使用bonded连接。载荷施加在轮毂中心，MPC到主轴承外圈表面，同时将发电机转子重量和发电机定子重量分别MPC到主轴承外圈和发电机锥形支撑轴上，轮毂中心建立质量点，模拟叶轮质量，其余部件均在重心位置分别设置质量点，各质量单元分别与连接件耦合，重力载荷施加竖直向上的加速度9.8 m/s2。
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应力基于第四强度理论进行计算，按材料塑性破坏进行检核，考虑所有主应力对结构材料的影响，可表示为：
$$ \sqrt{\dfrac{\left[（{\sigma }_{1}-{\sigma }_{2}{）}^{2}+（{\sigma }_{2}-{\sigma }_{3}{）}^{2}+（{\sigma }_{3}-{\sigma }_{1}{）}^{2}\right]}{2}\leqslant }\left[\sigma \right] $$ (1) 式中：
σ1、σ2、σ3——主应力；
[σ] ——材料的许用应力。
机舱等效应力和变形计算结果如图5、图6所示，最大等效应力为181 MPa，出现在机舱尾部椭圆孔底端，最大变形为19 mm，出现在机舱顶端，运行时风机前后晃动引起机舱变形，计算结果符合实际工况。
Figure 5. Equivalent stress diagram
Figure 6. Deformation result diagram
机舱材料采用QT 400-18AL铸铁，屈服极限为220 MPa，根据GL 2010规范要求，需考虑材料局部安全系数1.1，故许用极限应力为：
$$ \left[ \sigma \right] = {\sigma _{\rm{S}}}/{\gamma _{\rm{M}}} = 220/1.1 = 200\;{\rm{MPa}} $$ σmax=181 MPa＜[σ]，因此，机舱在极限工况下不会发生塑性变形，满足设计要求。
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根据上述应力计算云图，机舱安全系数足够，但应力分布情况不合理，在机舱转接到发电机的底部位置，存在片状大应力分布，两侧与尾部低应力区较多，可进一步优化，使应力分布均匀。优化通过调整对机舱外形、重量、受载形式等有影响的主要参数进行，以减轻重量为优化目标，如图7所示。
Figure 7. Geometric shape and main influencing parameters of nacelle
优化方法为结合已有机型的结构特点与设计要求，基于“减强补弱”、“改动最小”、“工艺改进”原则进行。在不改变已有机型主要安装接口、主要生产与安装工艺的前提下，分析和调整各模型影响参数，加强应力较大区域，减薄应力较小的区域，改进生产工艺，最大限度减小对整机设计影响，提高设计效率，节约成本，根据安装工艺与结构设计要求确定各参数的变化区间，确定优化方案如下：
1）机舱尾部椭圆开孔边缘材料较多，孔下部应力较大，其余临近位置为低应力区，可扩大椭圆孔尺寸“Φ椭圆孔”，根据结构要求与铸造工艺去除材料，同时为加强椭圆孔下部高应力区强度，孔边设计成环圈梁结构，对孔下部开口边缘加强，且平滑过渡到边缘，有利于铸造脱模与受载均匀。
2）在满足机舱结构与安装工艺要求的前提下，缩小机舱空间，减小“H”、“L”，以降低机舱高度，缩短机舱从底部固定端到连接发电机位置的轴伸端的悬臂长度，减小机舱弯矩，减小受力，降低重量。
3）底部中心、底部两侧及中间区域应力较小，结合铸造工艺，减小“t9”、“t10”厚度，并在两边中间低应力区位置增加“Φ5”减重孔，减重孔边缘设计为环圈梁结构，增强局部刚度，减小变形，孔大小与位置均考虑铸造与安装工艺。
4）厚度过渡区域，“t1”、“t6”、“H1”、“L1”为低应力区且应力分布均匀，考虑厚度均匀减小有利于减小应力集中，同时可减小缩松等铸造缺陷，以满足强度要求且尺寸最小为原则减小尺寸，“t2”位置应力较大且存在片状高应力区，相当于悬臂固定端，根据材料力学定义，悬臂梁固定端受弯矩最大，可对该位置加厚，并调整“R1”尺寸和形状，将“内凹”改为“外凸”，改善受力状态。
5）根据上述”改动最小“优化方法，在整机设计时已经确定了安装接口尺寸的参数、对机舱相邻件的安装有影响的参数以及应力分布已均匀合理的参数，不做更改，如：“Φ1”、“Φ2”、“Φ3”、“Φ4”、“H2”、“α”、“t5”、“t7”、“t8”、“β”、“t3”、“t4”。
对各参数进行调整并对机舱几何模型重构建模，先对影响机舱总体空间与重量的尺寸“H”、“L”、“t10”进行调整，满足强度要求后，再根据上述要求对其他尺寸进行调整计算，考虑到经济性与计算效率，“H”、“L”、“t10”以5 mm为单位进行调整，其他尺寸以2 mm为单位进行调整，经多轮调整与计算，最终确定优化后的机舱模型各参数如表3所示，优化后的机舱与原设计对比如图8所示。
参数 优化前 优化后 变化区间 H 1 910 1 900 1 880～1 920 L 2 806 2 675 2 600～2 850 H1 895 633 620～910 L1 1 085 600 550～1 100 t1 155 123 115～160 t2 135 117 115～140 t6 150 118 115～150 t9 140 130 120～150 t10 80 75 70～85 Φ椭圆孔 3 500×2 680 4 000×2 700 按结构要求 Φ5 — 650 按结构要求 R1 — 1 000 按结构要求 Table 3. Load date at hub center
mm 
Figure 8. Comparison diagram of nacelle before and after optimization
优化后机舱在极限载荷工况下的应力与变形云图如图9、图10所示，最大等效应力为173 MPa，出现在机舱连接发电机法兰一侧，比原设计减小4.4%，小于许用极限，最大变形为20 mm，出现在机舱顶端，有所增大，重量45.2 t，减小了14.2%，减重效果明显，机舱优化前后对比如表4所示。
Figure 9. Equivalent stress diagram
Figure 10. Deformation result diagram
方案名称 最大应力/MPa 最大应
力位置最大位
移/mm最大位
移位置重量/t 原方案 181 机舱尾部椭
圆孔底端19 机舱
顶端52.7 优化方案 173 机舱连接发电
机法兰一侧20 机舱
顶端45.2 优化效果 减小4.4% － 增大5.3% － 减小14.2% Table 4. Comparison of before and after optimization
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根据以上分析可以看出，机舱优化后重量减小7.5 t，按单价1.3万元/t计算，单台可节约成本约9.75万元，有效降低了成本，经济效果明显。
优化方法结合已有机型的结构特点与设计要求，基于“减强补弱”、“改动最小”、“工艺改进”原则进行，有利于产品快速化、通用化优化设计。与常规优化方法相比，可最大限度减小对已有产品的整机设计、相连部件设计、现有生产与安装工艺等的影响，提高设计效率，优化生产工艺，为机舱的优化降成本提供了方向和参考。
Optimization Analysis of Permanent-Magnet Direct-Drive Wind Turbine Elbow Shape Nacelle
doi: 10.16516/j.gedi.issn2095-8676.2023.01.020
- Received Date: 2022-05-01
- Rev Recd Date: 2022-05-12
- Available Online: 2022-12-22
- Publish Date: 2023-01-11
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Key words:
- permanent magnet direct drive /
- wind turbine /
- nacelle /
- weight /
- optimization
Abstract:
| Citation: | CHEN Fangshu, YANG Xuebing, SHI Feng. Optimization Analysis of Permanent-Magnet Direct-Drive Wind Turbine Elbow Shape Nacelle[J]. SOUTHERN ENERGY CONSTRUCTION, 2023, 10(1): 154-159. doi: 10.16516/j.gedi.issn2095-8676.2023.01.020
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