先進(jìn)翼型與先進(jìn)翼型風(fēng)機(jī)的設(shè)計(jì)與實(shí)驗(yàn)研究

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1、先進(jìn)翼型與先進(jìn)翼型風(fēng)機(jī)的設(shè)計(jì)與實(shí)驗(yàn)研究http://china.toocle.com2010年04月15日15:01中國風(fēng)機(jī)網(wǎng)生意社04月15日訊　　席德科楊青陸森林/西北工業(yè)大學(xué)摘要：為了改進(jìn)和提高軸流風(fēng)機(jī)的性能,用計(jì)算流體力學(xué)(CFD)方法設(shè)計(jì)了系列風(fēng)機(jī)用翼型,并對(duì)其中部分翼型和風(fēng)機(jī)行業(yè)原來采用的翼型CLARK-Y和RAF-6E在風(fēng)洞中以及用于風(fēng)機(jī)后在風(fēng)機(jī)試驗(yàn)臺(tái)上進(jìn)行了對(duì)比試驗(yàn)。試驗(yàn)結(jié)果表明,新設(shè)計(jì)的翼型,氣動(dòng)性能高于原有的翼型,采于新翼型的風(fēng)機(jī),效率和噪聲性能高于原有翼型的風(fēng)機(jī)?！　　≥S流風(fēng)機(jī)葉輪的氣動(dòng)性能是決定風(fēng)機(jī)性能好壞的主要因素，而葉輪葉片的剖面形狀(翼型)又是決定風(fēng)機(jī)性能的

2、關(guān)鍵。有關(guān)文獻(xiàn)中已有許多種翼型，其中最先進(jìn)的莫過于航空上使用的飛機(jī)機(jī)翼翼型；其它領(lǐng)域或行業(yè)對(duì)翼型的研究沒有投入或投入較少，常常參照采用航空用翼型。但是，由于使用條件，特別是雷諾數(shù)的差異太大，簡單采用航空的已有翼型作為風(fēng)機(jī)葉輪葉片形狀，并不能充分發(fā)揮翼型的最佳作用。因此，我們采用航空科學(xué)上的先進(jìn)氣動(dòng)設(shè)計(jì)分析技術(shù)，針對(duì)風(fēng)機(jī)的使用條件，設(shè)計(jì)出系列風(fēng)機(jī)專用翼型，經(jīng)過風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證，新翼型的性能高于原有翼型。用同樣的風(fēng)機(jī)設(shè)計(jì)方法，而葉輪剖面采用兩種不同的翼型——新翼型和原有翼型設(shè)計(jì)風(fēng)機(jī)，在風(fēng)機(jī)試驗(yàn)臺(tái)上進(jìn)行對(duì)比試驗(yàn)，結(jié)果表明采用新翼型的風(fēng)機(jī)效率高于原有翼型。1　翼型氣動(dòng)設(shè)計(jì)　　在風(fēng)機(jī)使用條件下，體現(xiàn)空

3、氣粘性影響的雷諾數(shù)比較低，葉片通常在低速(低馬赫數(shù))、高升力系數(shù)下運(yùn)行。根據(jù)我們的經(jīng)驗(yàn)，選定風(fēng)機(jī)用翼型的設(shè)計(jì)條件如表1所示。表1雷諾數(shù)0.48×106馬赫數(shù)0.15升力系數(shù)0.70.60.60.550.5翼型相對(duì)厚度12～1111～1010～99～88～6　　　　考慮到使用雷諾數(shù)比較低，因此，有可能要求新設(shè)計(jì)翼型翼面上保持較長的層流段，以便降低阻力，提高升阻比。但是，過長的層流段，會(huì)使翼型在非設(shè)計(jì)狀態(tài)下的性能迅速變壞。因此，我們規(guī)定50%層流段作為設(shè)計(jì)目標(biāo)?！　∮捎谠O(shè)計(jì)升力系數(shù)為0.5～0.7，其數(shù)值比較大；為了使翼型上、下翼面都保持較長的層流段，翼型必須具有適當(dāng)?shù)膹澏?，才能獲得有利的翼

4、面壓力分布，有利于保持層流流動(dòng)?！　「鶕?jù)對(duì)翼型相對(duì)厚度的要求，利用我們開發(fā)的CFD翼型設(shè)計(jì)程序TD2D和翼型分析程序NPUTL2D等［1～4］，設(shè)計(jì)了系列高性能翼型。這些翼型分為不同的族，例如其中一族編號(hào)為FJZX06～FJZX12。表2　　為了風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證對(duì)比，我們從一族新設(shè)計(jì)翼型中選出FJZX08、FJZX10和FJZX12三個(gè)翼型，其參數(shù)見表2，還選用了兩個(gè)常用翼型CLARK-Y(相對(duì)厚度為11.7%)和RAF-6E(相對(duì)厚度10.2%)，一共加工了5個(gè)翼型模型進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)，各翼型形狀如圖1所示。2　風(fēng)機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)　　風(fēng)機(jī)設(shè)計(jì)是采用我們開發(fā)的以孤立翼型法為基礎(chǔ)，借鑒和吸收風(fēng)洞風(fēng)扇與飛

5、機(jī)螺旋槳的設(shè)計(jì)思想和方法的風(fēng)機(jī)工程設(shè)計(jì)系統(tǒng)進(jìn)行設(shè)計(jì)的?！　≡O(shè)計(jì)的主要參數(shù)為：介質(zhì)為空氣，氣體常數(shù)R=288.5J/kg。K，絕熱指數(shù)k=1.4，進(jìn)口絕對(duì)壓力P=101325Pa，進(jìn)口溫度T1=20℃，進(jìn)口密度ρ=1.2kg/m3，轉(zhuǎn)速n=1450r/min，流量Q=7090m3/h，全壓P=124.6Pa，葉輪直徑Dt=0.5m，葉片數(shù)z=6?！　】紤]到風(fēng)機(jī)直徑較小，采用變環(huán)量設(shè)計(jì)，所以計(jì)算中取環(huán)量指數(shù)α=0.5，效率η=0.8，升力系數(shù)采用由根部到梢部逐漸減小，線性變化?！　榱诉M(jìn)行對(duì)比，設(shè)計(jì)中有關(guān)參數(shù)的選取原則是保證具有相同的作功能力，即兩個(gè)葉輪產(chǎn)生相同的壓力和流量。計(jì)算的主要結(jié)果(

6、由根部到梢部的變化范圍)為：葉片安裝角βA=53°～20°；葉片弦長b=0.09～0.085m；葉片相對(duì)厚度c=11%～7%。3　翼型風(fēng)洞試驗(yàn)3.1　風(fēng)洞與測試設(shè)備　　翼型實(shí)驗(yàn)是在西北工業(yè)大學(xué)F-3風(fēng)洞中進(jìn)行的。該風(fēng)洞為一低速二元直流閉口式風(fēng)洞，實(shí)驗(yàn)段尺寸為2.9×0.2×2m，橫截面為矩形，風(fēng)洞收縮比為14.4，空風(fēng)洞最大風(fēng)速55m/s，實(shí)驗(yàn)段氣流原始紊流度約為0.29%，風(fēng)洞最大有效雷諾數(shù)為1.8×106，本次實(shí)驗(yàn)諸翼型所做的基于翼剖面弦長的實(shí)驗(yàn)雷諾數(shù)Re為6.5×105、9.7×105、1.3×106?！　毫εc尾跡測量采用微機(jī)控制的多管壓力計(jì)光電巡回檢測系統(tǒng)。3.2　實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ汀　?/p>

7、實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑槟举|(zhì)結(jié)構(gòu)，弦長470mm，展長200mm。模型上下表面中間剖面(包括前、后緣)共開有34個(gè)孔，孔徑?0.6～0.7mm，用軟塑料管與橡膠管通過過渡接頭與多管壓力計(jì)相連。3.3　實(shí)驗(yàn)方法　　翼型的迎角變化范圍為-4°開始至失速以后若干迎角為止。在最小迎角附近和大迎角時(shí)變化間隔為0.5°或1°，其余一般為2°，通過翼型表面壓力分布測量并積分計(jì)算出翼型的升力系數(shù)CL，與繞1/4弦線處的俯仰力矩系數(shù)CM，通過測量模型尾跡區(qū)的總壓分