Analysis of Spar Cap Damage of Wind Turbine Blades and Reliability Verification of Repair Scheme

复合材料褶皱是指复合材料内部的一层或多层纤维在复合材料的表面或内部形成的折痕、皱纹或弯曲变形^[1]。风机叶片主梁的生产过程通常采用真空灌注的工艺方法，先铺设若干层数的玻璃纤维织物，接着抽去铺层之间的空气，然后通过灌注树脂来完成对玻纤织物的浸润，最后在一定加热条件下固化成型。一方面，在玻璃纤维织物铺设时拉力不均匀，铺设不平整，固定不牢固，玻纤织物就会存在松散、弯曲的状态，成型后便会产生褶皱；另一方面，树脂在固化过程中受热不均匀，在上下表面之间形成压应力，压应力的作用一旦超过“上表层”的承受力，在压应力的作用下织物向外发生变形，从而出现褶皱^[2]。典型的风电叶片主梁褶皱形态见图1所示，图中标注H为褶皱高度，L为褶皱宽度，以H/L来表示褶皱的高宽比。

Figure 1.  Spar cap with wrinkle

褶皱缺陷对复合材料性能的影响一直是行业内重点研究的问题。赵春妮等^[3]以40 m长的叶片为例，通过有限元定量分析了高宽比相同但褶皱高度、褶皱长度不同对树脂应力的影响。结果表明：高宽比相同时，树脂应力随褶皱高度的增加而增大；高宽比相同时，当褶皱长度小于主梁宽度2/3时，树脂应力随褶皱长度增加而增大，当褶皱长度大于主梁宽度2/3时，树脂应力随褶皱长度增加而减小。高康等^[4]选取2 MW机组风电叶片，建立含褶皱的叶根有限元模型，探讨了叶根褶皱位置、宽度、层数和高宽比等因素对玻璃钢叶片性能的影响。发现相同褶皱缺陷，对越宽、越薄的构件引起的应力集中越明显，以及褶皱厚度方向，玻璃钢层间剪切应力呈抛物线形状分布。靳交通等^[5]对一后缘梁存在贯穿性褶皱缺陷的叶片进行了全尺寸静力测试，发现叶片通过了静强度测试，但在摆阵疲劳测试中，叶片出现了发白、分层等损伤。随即对后缘梁褶皱缺陷打磨去除，并依据错层修补原则对叶片进行修补，最终修补的叶片通过了摆阵疲劳测试。沈臣等^[6]、何成智等^[7]研究了不同高宽比的褶皱对玻璃钢静态力学性能和疲劳性能的影响，测试结果表明，褶皱缺陷高宽比不同，玻璃钢结构强度折损比也不同；当褶皱缺陷高宽比大于或等于3%时，玻璃钢疲劳寿命下降90%以上。

以上研究主要集中于不同尺寸的褶皱对复合材料强度性能和疲劳寿命的影响，而基于工程实例的褶皱缺陷维修及维修方案可靠性验证的研究还比较缺乏。文章选取了风电场某兆瓦级机组主梁褶皱损伤的叶片为研究对象，采用有限元仿真分析了屈曲稳定性以及计算了主梁许用次数；提出了基于玻璃钢的强度折损比制定维修方案，并对损伤区域进行维修；最后通过叶片全尺寸静力测试和疲劳测试检验维修方案的可靠性， 为风电叶片主梁褶皱的维修提供参考。

该叶片的气动外形基于NACA63系列和AE02系列翼型组设计，叶根节圆段长度1.5 m，叶片设计边界条件见表1。

此叶片开始运行到首次发现损伤，历时7 a。叶片PS面（迎风面）主梁距叶根21 m位置，外表面出现弦向裂纹，长约200 mm，见图2(a)；内腔出现弦向发白，尺寸为410 mm×30 mm，见图2(b)。

Figure 2.  Blade damage

从叶片材料、制造工艺、质检和吊装等方面对该叶片进行了调查。经调查，该叶片材料入厂检验合格，工艺文件齐全、无错误，壳体玻璃化转变温度测试结果达标，叶片无损检测合格，吊装过程无损伤记录。因此，结合叶片损伤状态及工程运维经验，判断此缺陷为主梁褶皱。

风电叶片设软件FOCUS中建立叶片三维结构模型，具体流程如下：首先，我们使用单位弦长为 1 的翼型坐标点来确定翼型轮廓线和旋转中心；接着，我们设定各截面所选用的翼型、弦长、扭角和预弯数据，以生成叶片的三维外形；然后，我们定义各部件的铺层边界；最后，我们选择相应的材料类型和铺层边界，根据设定的厚度和层数以及对应的截面位置，完成风力机叶片的建模^[8]，见图3。

Figure 3.  Blade 3D structural model

在有限元网格划分上，GL 2010^[9]导则规定：当网格密度增加一倍，载荷屈曲因子误差小于5%，则认为网格尺寸满足计算的要求。经计算当网格尺寸设置为60 mm时，挥舞方向载荷下第1阶特征值屈曲因子2.178；当网格尺寸设置为30 mm时，屈曲因子2.141，误差为1.7%。因此，选择网格尺寸为60 mm，单元类型选择壳单元，导出有限元模型。该模型的节点数为67832个，单元数为69549个。壳单元是一个4结点单元，每个结点具有6个自由度（U_x/U_y/U_z/R_x/R_y/R_z），适用于薄至中等厚度的壳形结构的线性、扭转和应变非线性分析^[10]。21m截面附近有限元模型见图4。

Figure 4.  Finite element model near 21 m section

叶片所受载荷主要可分为空气动力载荷、离心力载荷和重力载荷，以及运行载荷和各载荷动态交互作用^[11]。根据边界条件，参照标准IEC61400-1^[12]计算得到叶片挥舞方向的极限载荷和等效疲劳载荷（循环次数10⁸），见图5。

Figure 5.  Blade load

将有限元模型导入ANSYS设计仿真软件中，约束叶根全部自由度^[13-15]，并加载挥舞方向的极限载荷（力的方向由PS面指向SS面），得到距叶根21 m附近最小失稳模态图，见图6。由图可知，21 m截面附近最小屈曲因子FACT=2.568，失效位置为SS面（背风面）后缘芯材，这是由于在挥舞载荷下PS面受到拉应力，SS面受到压应力，故SS面在压应力下会出现屈曲失稳。

Figure 6.  Minimum instability modes near 21 m from the blade root

GL 2010导则规定：进行屈曲稳定性分析时，材料刚度的局部安全系数$ {\gamma }_{{\mathrm{M0}}}=1.35 $，考虑材料模量的离散$ {C}_{{\mathrm{1C}}}=1.1 $，考虑温度的影响$ {C}_{{\mathrm{2C}}}=1.1 $，使用线性方法计算$ {C}_{{\mathrm{3C}}}=1.25 $。因此屈曲分析需要考虑的安全系数是：

最小安全系数=最小屈曲因子/$ {\gamma }_{{\mathrm{MD}}} $=2.568/2.042=1.257＞1。因此可认为，若PS面主梁无褶皱缺陷，21m截面附近不会发生屈曲失稳。

将有限元模型导入ANSYS软件中，约束叶根全部自由度，并加载挥舞方向的等效疲劳载荷，得到PS面距叶根21 m附近主梁轴向应力分布，见图7。

Figure 7.  Blade axial stress distribution

由图5可知，在挥舞方向等效疲劳载荷作用下，PS面主梁距叶根21 m附近的轴向最大应力S_MX=55.227 MPa。依据线性疲劳损伤理论（Miner理论）：在循环载荷作用下，各级应力之间相互独立，互不干扰，疲劳损伤可以线性累加，当累积的损伤达到材料允许的临界值时，构件发生疲劳破坏^[16]，参照GL2010导则中的计算方法可估算此处的许用次数，见式（1）。

式中：

$ {R}_{{\mathrm{k,t}}} $ ——极限拉伸强度（MPa）；

$ {R}_{{\mathrm{k,c}}} $ ——极限压缩强度（MPa）；

$ {\gamma }_{{\mathrm{Ma}}} $ ——极限分析材料折减系数；

$ {S}_{{\mathrm{k,M}}} $——应力均值（MPa）；

$ {S}_{{\mathrm{k,A}}} $——应力幅值（MPa）；

$ m $ ——S-N曲线斜率；

$ {\gamma }_{{\mathrm{Mb}}} $ ——疲劳分析材料折减系数；

$ {C}_{{\mathrm{1b}}}={N}^{1/m} $。

在等效疲劳校核中，可认为平均应力^[17]$ {S}_{{\mathrm{k,M}}}=0 $，可将公式简化为公式（2）。

该叶片主梁采用的是面密度为1200 g/m²的单轴向玻璃纤维织物，极限压缩强度$ {R}_{{\mathrm{k,c}}} $=500 MPa；S-N疲劳曲线斜率m=10；材料折减系数$ {\gamma }_{{\mathrm{Mb}}}=1.485 $；应力幅值$ {S}_{{\mathrm{k,A}}}=\dfrac{55.227}{2}=27.614\;{\mathrm{MPa}} $。

将上述已知条件代入公式（2），求得PS面主梁许用次数为7.25×10¹⁰。叶片设计寿命为20 a，对应循环次数为10⁸，可粗略计算循环次数为7.25×10¹⁰对应叶片的可使用年限为1.45×10⁴ a，远大于7 a。因此可认为，若PS面主梁距叶根21 m位置无褶皱缺陷，在挥舞方向疲劳载荷作用下，叶片运行7 a此处不会发生疲劳失效。

参考文献[3]和文献[6]的研究结论，叶片运行中褶皱缺陷初始损伤发生在树脂上以及褶皱会降低疲劳寿命，因此可将玻璃钢S-N曲线斜率m值修正为8。叶片已运行7 a，对应主梁许用次数为3.5×10⁷。将已知条件带入公式（2）中，求得存在褶皱缺陷下复合材料的极限压缩强度$ {R}_{{\mathrm{k,c}}} $=359.7 MPa，强度折损比28%。通过对比文献[6]强度折损比数据，可推测该叶片PS面主梁褶皱高宽比约为2.45%。

一方面，为保证叶片在维修区域的刚度，维修玻璃钢厚度应等于褶皱的厚度；另一方面，为充分保证维修方案的可靠性，假设内腔发白区域与褶皱宽度相等为410 mm，则褶皱高度为410×2.45%=10 mm。已知单轴玻璃纤维织物玻璃钢的单层厚度为0.87 mm，故维修中因铺设单轴织物层数为10/0.87≈12。

将损伤位置轴向单侧扩展打磨1600 mm，弦向单侧扩展打磨750 mm，只需要打磨掉表面油漆即可；接着清理灰尘、杂质，将表2单轴向玻纤织物按照轴向错层100 mm，弦向错层20 mm，对维修区域进行铺层；最后进行真空灌注及加热固化，最终应保证玻璃钢的玻璃化转变温度T_g≥70 ℃。

为验证维修方案的可靠性，将维修后的叶片进行了叶片全尺寸静力测试和挥舞疲劳测试，测试参照标准IEC61400-23^[18]的要求进行。测试用到的主要设备仪器见表3。

采用三点向上协调加载，加载点分别布置在距叶根18 m、24 m、32.2 m截面，加载方向垂直于加载截面的法线方向，见图8。在距叶根10 ～30 m PS面、SS面主梁中央区域布置应变片，接着对载荷传感器、动态应变仪清零；然后用吊车向上加载，挥舞正方向、负方向按目标载荷的0%、40%、60%、80%、100%，逐级进行加载并记录数据，每级载荷的持续时间不少于10 s。加载完成后再逐级进行卸载，将叶片载荷直接卸载至零状态。

Figure 8.  Blade static test

测试后叶片无异常，没有损伤，不同位置的主梁应变实测数据见图9。

Figure 9.  Spar cap strains at different locations

由图可知，PS面、SS面主梁区域的微应变集中在2700～3000 με，满足内控指标，叶片结构安全。

疲劳测试采用单点共振恒幅加载方式为叶片各截面加恒幅的交变载荷，以检验各截面在设计寿命周期内对疲劳载荷的承受能力。所谓单点共振恒幅加载方式，是指在叶片特定截面安装激振系统（电机、减速机、悬臂、偏心块等），通过调节偏心轮的转速，使其旋转频率与叶片固有频率接近于叶片产生共振，并通过激振系统的偏心轮旋转产生的离心力对叶片施加交变恒幅载荷^[19-20]，原理如图10所示。

Figure 10.  Schematic diagram of fatigue test principle

关于目标载荷，参照式（3）将许用次数10⁸下的项目挥舞疲劳载荷转化为许用次数为200万下的载荷作为目标载荷做测试。同时，目标载荷需考虑叶片特性离散系数$ {\gamma }_{{\mathrm{sf}}}=1.10 $，局部失效系数$ {\gamma }_{{\mathrm{nf}}}=1.15 $以及疲劳分析误差局部安全系数$ {\gamma }_{{\mathrm{ef}}}=1.05 $的影响。

测试过程监测了据叶根21 m截面PS面主梁中央的应变，目标应变为2171 με，监测数据见图11。应变变化图可以看出测试期间，褶皱附近截面的应变值均大于目标应变值2171，故已达到了测试要求。

Figure 11.  Strain diagram of 21m section

因条件限制，最终叶片挥舞疲劳循环了60万次左右，见表4。由表可知，距叶根13～30 m区域内的等效载荷循环次数满足至少60万次的试验需求，等效寿命满足至少6 a使用寿命。

在试验过程中，叶片未发生灾难性失效与功能性失效，见图12；试验后，经目视检查叶片PS面主梁褶皱损伤面积没有出现扩展，见图13，也没有出现新的损伤。

Figure 12.  State of the blade before and after testing

Figure 13.  Before and after testing at the spar cap wrinkling in the inner chamber of the blade

将主梁褶皱损伤的叶片按此方案进行维修，至今叶片已于风场稳定运行4 a，且维修区域未发现新的损伤，见图14。这充分验证了维修方案的可靠性，同时说明了叶片主梁存在褶皱的区域会逐渐出现表面弦向裂纹，内部结构分层发白等，若能及时发现并对缺陷及时维修处理，可增加叶片安全运行年限。

Figure 14.  Wind turbine operation photo

以主梁褶皱缺陷的叶片为研究对象，采用有限元仿真分析了屈曲稳定性以及计算了主梁许用次数，制定了褶皱区域维修方案，并进行叶片全尺寸静力测试和疲劳测试，得出以下结论：

1）若主梁无褶皱缺陷，此叶片在设计寿命内不会发生屈曲失稳及疲劳失效；

2）主梁褶皱缺陷会大幅降低叶片的使用寿命；

3）维修后的叶片通过了全尺寸静力测试和疲劳测试，且疲劳测试表明叶片至少还有6 a使用寿命，通过复合材料强度折损比推测褶皱高度进而确定织物铺层层数的维修方案具有一定的可靠性。