先进翼型与先进翼型风机的设计与实验研究

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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