Table 2. Comparison of NExT With Ex

Table 2. Comparison of NExT With Experimental Reaulta



Mode Frequency
tep e ax (Hz
x Damping (to
tep e ax
x
lat Rotor Twist 2.37 2.38 0.2 0.1
1st Flatwise Antisymmetric 2.48 2.49 0.2 1.3
lst Flatwise Symmetric 2.51 2.51 0.1 1.4
lst Tower Out-of-Plane 2.72 2.76 0.4 0.4
lst Tower In-Plane 3.11 3.15 0.4 0.4
2nd Tower Out-of-Plane 4.53 4.53 0.1
2nd Flatwise Antisymmetric 5.30 5.31 0.8
2nd Flatwise Symmetric 5.64 5.65 0.6
2nd Rotor Twist 6.59 6.62 0.1
2nd Tower In-Plane 6.64 6.71 0.6























17










NExT Results From a Rotating VAWT
VAWTs undergo significant aeroelastic and rotational loads and require validated ' structural models (which imply the need for modal testing) for various operating
conditions. Specific interest is placed on determining the modal damping that arises
from aeroelastic interactions. NExT has been used to extract modal damping using data from the DOE/Sandia 34-in testbed during rotation at 0, 10, 15, 20, 28, 34, and 38 rpm. The wind speed during these tests was lfl m/s, or 22 mph. Twelve strain gauges were used as the sensors. Time histories of 30 minute9 were recorded at 20 samples per second. These time histories were used to calculate averaged correlation functions of 1024 points. Figure 4 is a plot of the modal frequencies of the 34-in testbed from analysis and from experiment using NExT. This plot shows the analytical modal frequencies changing as a function of rotation rate due to the effects of the rotating coordinate system and the associated frequencies measured using NExT.


34 METER TEST BED FREQUfiNCIES
STAR - EXPERIMENTAL (NExT)
5 • soam - a×aLvnca:L



2Ti






lTo





IB







10 15 20 25 40
TURBINE ROTATION RATfi (RPM)
Figure 4. Modal frequencies as a function of turbine rotation rate




















Damping Versus Wind Turbine Rotation Rate

Figure 5 ahowa a plot of modal damping ratio, aa calculated with NExT, versus turbine rotation rate for the blade flatwiae modes. The plot shows that the damping ratios of theae modes generally increase with turbine rotation rate. The increase in damping ia quite significant; for example, the firat flatwise damping increased from 2No to 7P‹ . The notable exception is the second blade flatwiae mode between 15 rpm and 28 rpm. Such a drop in damping ratio could be due to modal coupling to a more lightly damped mode, since the modal coupling variea with rotation speed. The resulting mode ahape could be leaa affected by the aerodynamic damping terms and, therefore, the damping ratio would drop. Mode ahape information ia needed to answer thia question; however, ahape information haa not been extracted from this data set.

Kết quả (Việt) 1:

Bảng 2. So sánh các tiếp theo với thử nghiệm ReaultaChế độ tần sốTep e ax (Hz x dao (đểTep e ax xLat cánh quạt xoay 2,37 2,38 cách 0.2 0.11 flatwise Antisymmetric 2,48 2,49 cách 0.2 1.3lst Flatwise đối xứng 2,51 2.51 0.1 1.4lst Tower Out-of-Plane 2,72 2,76 cách 0.4 0.4lst tháp trong máy bay 3,11 3,15 cách 0.4 0.42 tháp Out-of-Plane 4,53 4,53 0.12 flatwise Antisymmetric 5,30 5.31 0,82 flatwise đối xứng 5.64 5,65 0.62 cánh quạt xoay 6.59 6.62 0,12 tháp trong máy bay 6,64 6,71 0.6 17 Các kết quả tiếp theo từ một VAWT quayVAWTs trải qua aeroelastic đáng kể và quay tải và yêu cầu xác nhận ' mô hình cấu trúc (trong đó bao hàm sự cần thiết để thử nghiệm phương thức) cho các hoạt độngđiều kiện. Quan tâm cụ thể được đặt trên xác định phương thức giảm mà phát sinhtừ aeroelastic tương tác. Tiếp theo đã được sử dụng để trích xuất các phương thức dao bằng cách sử dụng dữ liệu từ thử nghiệm 34 - in DOE/Sandia trong vòng quay tại 0, 10, 15, 20, 28, 34 và 38 vòng/phút. Tốc độ gió trong những thử nghiệm này là lfl m/s, hoặc 22 mph. mười hai biến dạng đồng hồ được sử dụng như các cảm biến. Thời gian lịch sử của 30 minute9 được ghi nhận tại 20 mẫu / giây. Các lịch sử thời gian đã được sử dụng để tính toán trung bình tương quan chức năng của 1024 điểm. Hình 4 là một âm mưu của các tần số phương thức của 34 - in thử nghiệm phân tích và thử nghiệm bằng cách sử dụng tiếp theo. Âm mưu này cho thấy các phương thức phân tích tần số thay đổi như là một chức năng của tỷ lệ xoay do tác động của hệ tọa độ luân phiên và các tần số liên quan được đo bằng cách sử dụng tiếp theo.34 mét thử nghiệm giường FREQUfiNCIESSAO - thử nghiệm (tiếp theo)5 • soam - một aLvnca ×: L2TilToIB10 15 20 25 40Tua-bin quay RATfi (vòng/phút)Hình 4. Các tần số phương thức như là một chức năng của tỷ lệ quay tuabin Dao so với tỷ lệ quay tuabin gióHình 5 ahowa một âm mưu của phương thức tỷ lệ damping, aa tính với tiếp theo, so với tỷ lệ quay tuabin cho chế độ flatwiae lưỡi. Cốt truyện cho thấy tỷ lệ damping theae chế độ thường tăng với tỷ lệ quay tuabin. Sự gia tăng giảm ia khá đáng kể; Ví dụ, firat flatwise giảm tăng từ 2No để 7P‹. Ngoại lệ đáng chú ý là chế độ flatwiae thứ hai lưỡi giữa vòng/phút 15 và 28 vòng/phút. Một thả trong giảm tỷ lệ có thể là do cách thức khớp nối sang một chế độ nhẹ hơn năm, kể từ khi variea phương thức khớp nối với tốc độ quay. Ahape chế độ kết quả có thể là leaa bị ảnh hưởng bởi các điều khoản damping khí động học, và do đó, tỷ lệ damping sẽ thả. Thông tin ahape chế độ ia cần thiết để trả lời câu hỏi thia; Tuy nhiên, ahape thông tin haa không chiết xuất từ này tập hợp dữ liệu.

Kết quả (Việt) 2:

Bảng 2. So sánh tiếp theo với Experimental Reaulta Chế độ Frequency tep e ax (Hz x Damping (để tép e ax x lat Rotor Twist 2,37 2,38 0,2 0,1 1 nhỏ hẹp phản xứng 2,48 2,49 0,2 1,3 lst nhỏ hẹp đối xứng 2,51 2,51 0,1 1,4 lst Tháp Out-of -Plane 2,72 2,76 0,4 0,4 lst Tháp In-Plane 3,11 3,15 0,4 0,4 2 tháp Out-of-Plane 4,53 4,53 0,1 2 nhỏ hẹp phản xứng 5,30 5,31 0,8 2 nhỏ hẹp đối xứng 5,64 5,65 0,6 Twist Rotor 2 6.59 6.62 0.1 2 tháp In-Plane 6.64 6.71 0.6 17 kết quả kế tiếp từ một Rotating VAWT VAWTs trải qua tải aeroelastic và quay quan trọng và yêu cầu xác nhận "mô hình cấu trúc (trong đó bao hàm sự cần thiết để thử nghiệm phương thức) cho hành khác nhau điều kiện. Sự quan tâm cụ thể được đặt vào việc xác định các phương thức giảm xóc nảy sinh từ các tương tác aeroelastic. tiếp theo đã được sử dụng để trích xuất phương thức giảm xóc sử dụng dữ liệu từ các DOE / Sandia 34 trong thử nghiệm trong thời gian luân chuyển từ 0, 10, 15, 20, 28, 34, và 38 rpm. Tốc độ gió trong các thử nghiệm này là LFL m / s, hoặc 22 mph. Mười hai đồng hồ đo biến dạng được sử dụng như các bộ cảm biến. Lịch sử thời gian của 30 minute9 được ghi nhận tại 20 mẫu mỗi giây. Những lịch sử thời gian được sử dụng để tính toán hàm tương quan trung bình 1024 điểm. Hình 4 là một âm mưu của các tần số phương thức của 34 trong thử nghiệm từ phân tích và từ thí nghiệm sử dụng tiếp theo. Hình vẽ này cho thấy các tần phương thức phân tích thay đổi như là một hàm của tốc độ quay do tác dụng của hệ thống luân phiên phối hợp và các tần số liên quan đến đo sử dụng tiếp theo. 34 METER FREQUfiNCIES THI BED STAR - THỰC NGHIỆM (tiếp theo) 5 • soam - một × aLvnca: L 2Ti LTO IB 10 15 20 25 40 TURBINE LUÂN CHUYỂN RATfi (RPM) Hình 4. tần số phương thức như là một hàm của tốc độ quay tuabin Damping Versus Wind Turbine Rotation Rate Hình 5 ahowa một âm mưu của phương thức giảm xóc tỷ lệ, aa tính với NeXT, so với tuabin tốc độ quay cho các chế độ lưỡi flatwiae. Cốt truyện cho thấy rằng tỷ lệ giảm xóc của theae chế độ thường tăng theo tốc độ quay tuabin. Việc tăng giảm xóc ia khá đáng kể; Ví dụ, các firat nhỏ hẹp Damping tăng từ 2No để 7P <. Các ngoại lệ đáng chú ý là chế độ lưỡi flatwiae thứ hai giữa 15 và 28 rpm rpm. Như một giọt nước trong tỷ lệ giảm xóc có thể là do phương thức khớp nối đến một chế độ nhẹ hơn ướt, vì các khớp nối variea thức với tốc độ quay. Chế độ dẫn ahape thể leaa bị ảnh hưởng bởi các điều khoản giảm xóc khí động học và, do đó, tỷ lệ giảm xóc sẽ giảm. Chế độ thông tin ahape ia cần thiết để trả lời câu hỏi thia; Tuy nhiên, thông tin ahape haa chưa được khai thác từ các tập dữ liệu này.