先进翼型与先进翼型风机的设计与实验研究螺纹阀

先进翼型与先进翼型风机的设计与实验研究

先进翼型与先进翼型风机的设计与实验研究 2011： 　　　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0.48×106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翼型牌号相对厚度最大厚度相对位置相对弯度最大弯度相对位置FJZX088.080.4252.450.525FJZX1010.090.4253.370.525FJZX1212.130.4253.330.525图1　　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(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=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　　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

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