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1、先进翼型与先进翼型风机的设计与实验研究http://china.toocle.com2010年04月15日15:01中国风机网生意社04月15日讯 席德科杨青陆森林/西北工业大学摘要:为了改进和提高轴流风机的性能,用计算流体力学(CFD)方法设计了系列风机用翼型,并对其中部分翼型和风机行业原来采用的翼型CLARK-Y和RAF-6E在风洞中以及用于风机后在风机试验台上进行了对比试验。试验结果表明,新设计的翼型,气动性能高于原有的翼型,采于新翼型的风机,效率和噪声性能高于原有翼型的风机。 轴流风机叶轮的气动性能是决定风机性能好坏的主要因素,而叶轮叶片的剖面形状(翼型)又是决定风机性能的
2、关键。有关文献中已有许多种翼型,其中最先进的莫过于航空上使用的飞机机翼翼型;其它领域或行业对翼型的研究没有投入或投入较少,常常参照采用航空用翼型。但是,由于使用条件,特别是雷诺数的差异太大,简单采用航空的已有翼型作为风机叶轮叶片形状,并不能充分发挥翼型的最佳作用。因此,我们采用航空科学上的先进气动设计分析技术,针对风机的使用条件,设计出系列风机专用翼型,经过风洞试验验证,新翼型的性能高于原有翼型。用同样的风机设计方法,而叶轮剖面采用两种不同的翼型——新翼型和原有翼型设计风机,在风机试验台上进行对比试验,结果表明采用新翼型的风机效率高于原有翼型。1 翼型气动设计 在风机使用条件下,体现空
3、气粘性影响的雷诺数比较低,叶片通常在低速(低马赫数)、高升力系数下运行。根据我们的经验,选定风机用翼型的设计条件如表1所示。表1雷诺数0.48×106马赫数0.15升力系数0.70.60.60.550.5翼型相对厚度12~1111~1010~99~88~6 考虑到使用雷诺数比较低,因此,有可能要求新设计翼型翼面上保持较长的层流段,以便降低阻力,提高升阻比。但是,过长的层流段,会使翼型在非设计状态下的性能迅速变坏。因此,我们规定50%层流段作为设计目标。 由于设计升力系数为0.5~0.7,其数值比较大;为了使翼型上、下翼面都保持较长的层流段,翼型必须具有适当的弯度,才能获得有利的翼
4、面压力分布,有利于保持层流流动。 根据对翼型相对厚度的要求,利用我们开发的CFD翼型设计程序TD2D和翼型分析程序NPUTL2D等[1~4],设计了系列高性能翼型。这些翼型分为不同的族,例如其中一族编号为FJZX06~FJZX12。表2 为了风洞试验验证对比,我们从一族新设计翼型中选出FJZX08、FJZX10和FJZX12三个翼型,其参数见表2,还选用了两个常用翼型CLARK-Y(相对厚度为11.7%)和RAF-6E(相对厚度10.2%),一共加工了5个翼型模型进行风洞试验,各翼型形状如图1所示。2 风机气动设计 风机设计是采用我们开发的以孤立翼型法为基础,借鉴和吸收风洞风扇与飞
5、机螺旋桨的设计思想和方法的风机工程设计系统进行设计的。 设计的主要参数为:介质为空气,气体常数R=288.5J/kg。K,绝热指数k=1.4,进口绝对压力P=101325Pa,进口温度T1=20℃,进口密度ρ=1.2kg/m3,转速n=1450r/min,流量Q=7090m3/h,全压P=124.6Pa,叶轮直径Dt=0.5m,叶片数z=6。 考虑到风机直径较小,采用变环量设计,所以计算中取环量指数α=0.5,效率η=0.8,升力系数采用由根部到梢部逐渐减小,线性变化。 为了进行对比,设计中有关参数的选取原则是保证具有相同的作功能力,即两个叶轮产生相同的压力和流量。计算的主要结果(
6、由根部到梢部的变化范围)为:叶片安装角βA=53°~20°;叶片弦长b=0.09~0.085m;叶片相对厚度c=11%~7%。3 翼型风洞试验3.1 风洞与测试设备 翼型实验是在西北工业大学F-3风洞中进行的。该风洞为一低速二元直流闭口式风洞,实验段尺寸为2.9×0.2×2m,横截面为矩形,风洞收缩比为14.4,空风洞最大风速55m/s,实验段气流原始紊流度约为0.29%,风洞最大有效雷诺数为1.8×106,本次实验诸翼型所做的基于翼剖面弦长的实验雷诺数Re为6.5×105、9.7×105、1.3×106。 压力与尾迹测量采用微机控制的多管压力计光电巡回检测系统。3.2 实验模型
7、实验模型为木质结构,弦长470mm,展长200mm。模型上下表面中间剖面(包括前、后缘)共开有34个孔,孔径?0.6~0.7mm,用软塑料管与橡胶管通过过渡接头与多管压力计相连。3.3 实验方法 翼型的迎角变化范围为-4°开始至失速以后若干迎角为止。在最小迎角附近和大迎角时变化间隔为0.5°或1°,其余一般为2°,通过翼型表面压力分布测量并积分计算出翼型的升力系数CL,与绕1/4弦线处的俯仰力矩系数CM,通过测量模型尾迹区的总压分
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