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先进翼型与先进翼型风机的设计与实验研究

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 0.48×10 6
马赫数 0.15
升力系数 0.7 0.6 0.6 0.55 0.5
翼型相对厚度 12~11 11~10 10~9 9~8 8~6
  

  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T 1 =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D t =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(由根部到梢部的变化范围)为:叶片安装角β A =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1.8×10 6 ,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6.5×10 5 、9.7×10 5 、1.3×10 6
   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

  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C L ,与绕1/4弦线处的俯仰力矩系数C M ,通过测量模型尾迹区的总压分布与静压,根据动量定理计算翼型的阻力系数C D 。

3.4 实验数据处理

  由所测量的翼型表面的静压以及尾流区的静压和总压,求出翼型表面的法向力系数和弦向力系数,再由法向力系数和弦向力系数最后求出升力系数、阻力系数和力矩系数。

3.5 实验结果与分析

3.5.1 实验结果
   图2为各翼型的C L ~C D 曲线,图3为各翼型的C L /C D ~C L 曲线,图4为FJZX10翼型理论计算升阻比与风洞实验升阻比比较,图5为FJZX10翼型设计计算的压力分布与实验压力分布的比较。

   (1)阻力 由图2可见,FJZX12的最小阻力系数比CLARK—Y略小。而FJZX10的最小阻力系数比RAF-6E的小很多。


   (2)升阻比 由图3和表3、表4可见,在设计升力系数(C L ≤0.7)时,FJZX12的升阻比比CLARK-Y的略大,而且前者的翼型相对厚度还略大于后者。FJZX10的升阻比比RAF—6E的大得多。
   从以上两点说明,新设计的翼型性能比原有翼型的性能好。
   FJZX10翼型分析计算预估升阻比与风洞实验结果的升阻比表示在图4中,两者比较符合。


   (3)翼面压力分布 FJZX10翼型设计计算的翼面压力分布与实验结果基本符合,见图5。翼型上表面后缘附近的压力的实验值与计算值有差异,估计是洞壁附面层的影响。


   针对风机使用条件设计的新翼型,其性能高于选用现成的翼型,其增量可达(20~40)%。  

表3 升阻比比较

风速

(m/s)

最大升阻比K max
CLARK-Y
FJZX12
增减百分数(%)
RAF—6E
FJZX10
增减百分数(%)
20
74.2
71.0
-4.3
61.9
78.3
26.5
30
100.9
104.3
3.4
82.8
117.4
41.8
40
90.4
114.3
26.4
90.9
119.1
31.0

表4

风速
(m/s)
设计升力系数C L =0.7下的升阻比
设计升力系数C L =0.6下的升阻比
CLARK-Y
FJZX12
增减百分数(%)
RAF—6E
FJZX10
增减百分数(%)
20
69
71
2.9
59
72
28.8
30
97
98
1.03
72
101
40.3
40
88
92
4.55
80
106
32.5
4 风机性能试验

4.1 风机试验台与测试仪器

  风机试验台符合国标的风管式进气试验装置,风管直径D=0.504m,其进气集流器为圆弧形。
   测量各有关参数所用仪器为:压力用补偿微压器,大气压用无汞大气压力计,功率用功率表,转速用光电转速表,噪声用精密噪声仪。所用上述仪器仪表均经计量部门检定合格并在检定有效日期内使用,其精度符合GB1236—85及有关标准规定。

4.2 试验模型

  试验用风机叶轮两个(按同一方法设计而选用不同翼型),用铝合金铸造。电机和风筒为同一个,电机型号为YSF—7124,转速n=1400r/min,功率N=0.37kW。

4.3 试验方法

  风机的空气动力性能试验按照GB1236-85《通风机空气动力性能试验方法》进行,噪声性能按照GB28888—82《风机和罗茨鼓风机噪声测量方法》进行,采用风机出气口噪声测量方法测量噪声,进口集流器测量流量,两瓦特表法测量功率。在与风机出口轴线45°距出口中心1m处测量A声级。

4.4 实验数据处理

  气动性能按GB1236—85中公式,比A声级按GB2888—82中公式编程后在计算机上进行计算和核算处理。

4.5 实验结果及分析

4.5.1 实验结果


  风机性能(含噪声)曲线见图6。


4.5.2 结果分析


  由图6可知,在标准状态参数及工作转速下,当风机流量为设计流量Q=7090m 3 /h时,FJZX新翼型叶轮与原有CLARK-Y翼型叶轮相比,效率提高了8%,噪声降低了3dB,此时的压力增加了10Pa。

5 结论

  (1)针对风机使用条件设计的新翼型,经翼型风洞试验和用于风机叶片剖面风机试验台试验表明,新翼型性能高于所选用的现有翼型。


   (2)所使用的翼型设计分析方法和风机设计系统能可靠地设计出针对使用条件的新翼型和满足用户使用要求的新风机。

 

参 考 文 献

[1] 张仲寅,杨新铁,Laschka B.超临界翼型设计.飞机杂志(美国),1988
[2] 华俊等.NPU翼型的气动力分析和改进设计.航空学报,1989
[3] 华俊等.一种跨音速翼型设计方法及设计诸例.空气动力学学报,1990
[4] 张勇.气动外形光顺及其对气动力数值模拟效果的影响.航空学报,1993

 

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  评论人:Bradley   打分:85 分  发表时间:2015-8-10 23:38:44
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