风机翼型边界层分离的二维数值模拟研究毕业设计

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1、风机翼型边界层分离的二维数值模拟研究题 目毕 业 设 计(论文)院 系动力工程系专业班级热能与动力工程学生姓名指导教师 I热能与动力工程毕业设计风机翼型边界层分离的二维数值模拟研究摘要当风机工作时，气体流道的几何形状改变会使流体运动速度的大小和方向发生改变，从而产生流动分离。流动分离产生的冲击会造成流动损失。流体运动速度的大小和方向的改变，也会使得气体在进入叶片入口和从叶轮出来进入压出室时，流动角不等于叶片的安装角，从而产生冲击损失，影响风机的效率和性能。由于气体进入叶片入口时存在着冲击速度，使气体在风机叶片的吸力面上形成旋涡，造成边界层分离现象而会导致能量损失。针对G4-73风机翼型，利用商

2、业软件FLUENT的前期处理工具Gambit建立二维不可压缩湍流模型，再利用FLUENT对翼型在-36到8的空气来流攻角下的气动特性进行了相应的数值模拟计算，然后，对不同攻角下模拟所得到的速度矢量图进行比较分析，得出风机翼型边界层分离和攻角的关系。关键词：风机翼型；边界层；数值模拟；攻角THE 2D NUMERICAL SIMULATION OF THE BOUNDARY LAYER SEPARATION ON A WIND TURBINE AIRFOILAbstractWhen the fan working, the gas flow channel geometry will chang

3、e，which makes the fluid velocity magnitude and direction change resulting flow separation.The flow separation will cause the flow loss.The change of the fluid velocity magnitude and direction makes the flow angle be not equal to the installation angle when the gas is going into the impeller from the

4、 entrance and out from the impeller,resulting in shock loss.The shock loss will affect the efficiency and performance of fans.When the gas with impact speed imported into the entrance of impeller, it will bring about the vortex on the suction side.This is the reason leading to boundary layer separat

5、ion.With the help of Gambit，a processing tool of FLUENT software，a incompressible turbulence model of a kind of wind turbine airfoil was built. Of course，the specific airfoil of this study is G4-73. Under the different Angle of Attack，the aerodynamic performance of 2D aerofoil of wind turbine airfoi

6、l was simulated and analyzed by using the FLUENT software. The AoA of this study was changed from -36 to 8. Then compare the speed vector diagrams obtained via the FLUENT software and find out the relation between the boundary layer separation on the wind turbine airfoil and the Angle of Attack.Keyw

7、ords: Wind turbine airfoil; Boundary layer separation; Numerical simulation; Angle of Attack目 录摘要IAbstractII1 绪论11.1 研究背景及意义11.2 国内外研究现状和趋势21.3 研究方法及主要内容32 翼型基本知识42.1 几何参数42.2 气动特性52.3 影响气动特性的主要因素63 数值模拟理论83.1 边界条件的确定83.2 k-模型84 数值模拟结果及分析104.1 利用GAMBIT建立计算模型104.2 利用FLUENT进行模拟计算114.3 模拟结果分析154.3.1 对攻

8、角为-36时的模拟结果分析154.3.2 对不同的攻角时的模拟结果分析174.3.3 对相同大小的正负攻角的模拟结果进行分析19结论23参考文献24致谢26III热能与动力工程毕业设计1 绪论1.1 研究背景及意义 风机是一种装有多个叶片的通过轴旋转推动气流的机械。叶片将施加于轴上旋转的机械能，转变为推动气体流动的压力，从而实现气体的流动。风机广泛应用于发电厂、锅炉和工业炉窑的通风和引风，矿井、隧道、冷却塔、车辆、船舶和建筑物的通风、排尘和冷却等1。尤其是在电站，随着机组向大容量、高转速、高效率、自动化方向的发展，电站也对风机的安全可靠性提出了越来越高的要求，锅炉风机在运行中常发生烧坏电机、窜

9、轴、叶轮飞车、轴承损坏等事故，严重危害设备、人身安全，也给电厂造成巨大的经济损失2。此外，风机一直是电站的耗电大户，电站配备的送风机、引风机和冷烟风机是锅炉的重要辅机，降低其耗电率是节能的一项重要措施。 气体经过风机叶轮后能够获得相应的动能，但是，由于结构、工艺及流体黏性的影响，气体流经风机时不可避免地要产生各种能量损失，而使其实际可利用的能量降低。因此，尽可能地减少气体在风机内部的能量损失，对提高风机的效率，降低能耗，保证风机的经济性、安全性有着十分重要的意义。气体流经风机时的损失，按其能量损失的形式不同可分为三种：机械损失、容积损失和流动损失3。当风机工作时，气体流道的几何形状改变会使流体

10、运动速度的大小和方向发生改变，从而产生流动分离。流动分离产生的冲击会造成流动损失。流体运动速度的大小和方向的改变，也会使得气体在进入叶片入口和从叶轮出来进入压出室时，流动角不等于叶片的安装角，从而产生冲击损失，影响风机的效率和性能。由于气体进入叶片入口时存在着冲击速度，使气体在风机叶片的吸力面上形成旋涡，造成边界层分离现象而会导致能量损失4。现在，全球学者都达成了优化叶片的设计是提高电厂风机效率，从而节省能源的一个有效途径这个共识5。风机的流动损失不仅仅影响到风机的效率，在流动损失过大时，它还会影响到风机的安全运行，引发事故，造成更大的经济损失。2004年大唐唐山热电有限责任公司2300 M

11、机组锅炉，风机叶片背面流动恶化，层流边界受到破坏，在叶片背面尾端出现涡流区，此时，风机全压急剧降低，保护系统开关动作，风机停运，发生事故6。离心风机是通过降低二次流涡，涡舌和喷气攻角造成的能量损失来改善风机的气动性能的7，叶轮叶片的气动性能是决定风机性能优劣的主要因素，而叶轮叶片的剖面形状(翼型)又是决定风机性能的关键因素。从局部流动特性来看，机翼型叶片风机的气流匹配能力更强，气动损失更小，因此，其稳定工作范围也较宽，具有优良的气动和变工况性能，尤其是电站锅炉负荷受各方面的影响经常发生变化，与之匹配的风机风量也要随之改变，为了适应电站锅炉阻力变化小，而风量变化要求较大的特点，在选用离心通风机时

12、，一般首先选用机翼型叶轮。翼型的气动性能参数的确定是风机叶片设计的重要内容，通过实验来获取风机叶片设计所需翼型的所有性能参数将要花费太多的人力和时间，因此翼型数值模拟准确性成为了风机叶片的设计的重要课题8。运用FLUENT数值计算软件，对翼型流动进行二维数值模拟，对不同冲角下的流动情况进行详细的研究，找出冲角与分离点位置的关系，对预测风机安全经济运行范围和风机的高效可靠运行具有重要的指导意义。1.2 国内外研究现状和趋势我国风机拥有量约230万台以上，年耗电量约占全部发电量的10%左右，因此风机的节电有着十分重要的意义。2007年我国风机新增装机296.17万kW，累计达到556.17万kW，

13、分别同比增长121%、114%，预计2008年市场需求还将远远超出预期，国产设备的新装机容量年增长速度为60%-70%9。但中国仍有多种低效旧风机需要更新换代，新推广的风机也有待于进一步完善。因此，中国应该不断提高风机产品质量、稳定市场需求，还要积极引进先进技术，提高技术开发能力。但是，据统计，风机的电能利用率超过50%的仅占总数的54.2，而电能利用率超过60%的只有36%，如果将风机运行效率提高10%，全国就可以节电150亿千瓦时了10。因此，如何能以科技为基础，发展、优化风机，从而提高其性能，降低经济损失，并将其转化为效益成为一个十分重要的课题。2001年，山西原平化学工业集团有限责任公

14、司的刘天灵，咸高创11就通过对风机的轴受力进行了数值计算分析，知道了该厂风机经常出现故障的原因。现代风机特点是转速高，压力大，叶轮流道窄，线速度高，叶轮所受传动扭的矩大，受力状态复杂且大，这要求叶轮制造有很高的精度12，因此对叶轮叶片的研究和设计是风力发电技术研究和开发的重要任务。传统风机的叶片多采用固定的翼型，但由于应用环境和应用目的不同，风机翼型的叶片并不能高效地进行能量转换。发达国家从20世纪80年代中期开始研究风机新翼型，并发展了各自的翼型系列。我国对风机翼型的研究主要在于测绘和仿制上，并且仅限于进行一些风机试验，由于商业因素和技术保密等原因，我们不容易得到国外风机专用翼型相关的气动实

15、验数据。一些设计和制机专利都是从国外引进的，严重制约了我国风机产业的发展。开发具有我国自主知识产权的风机翼型系列，研制我国新型高效的风机叶片，对促进我国风机事业的发展至关重要13。西华大学能源与环境学院的黄华，张礼达14基于翼型理论和线性动量理论对叶片翼型截面升力公式的计算，导出对非设计工况来流角计算的迭代式。应用牛顿-拉普森迭代法对来流角进行计算，根据结果再计算叶片截面的升力、推力、切向力、功率等气动参数，提出一种风力机叶片翼型气动性能的计算和校核设计方法。 传统风机设计是以实验为基础的设计，通过反复的设计计算和实验来确定最终设计改进方案，设计周期长，费用也较高，对经验的依赖性较强，而USE

16、D技术已经改变了工程设计方法，它是一个用于分析流体现象和减少设计时间的有力工具15。2008年西华大学风电技术研究所的毛金铎，张礼达16应用USED流体力学软件对风力机叶片常用翼型THAT-how-211进行数值分析，得出了其升力系数、阻力系数、升阻比以及翼型表面压力随来流攻角变化关系，并依据计算结果对FFA-w3-211 翼型的气动性能进行分析。风机叶片翼型设计理论是决定风机功率特性和载荷特性的根本因素，一直是各国学者研究的热点。现有翼型的表达都是通过离散的点来实现的，并不存在函数的具体表达形式。新翼型的设计也是基于原有的翼型坐标，对其进行局部的调整，以获得性能更为优越的翼型。利用FLUEN

17、T有限元软件能很好地模拟离心风机流场，计算出风机的性能参数，可以节约成本，减短设计周期，并且能得到极具实际指导意义的结论。2008年辽宁工程技术大学机械工程学院李文华，范兴文17采用CFD商用软件FLUENT6.1对离心风机内部流场进行了三维数值模拟。计算中采用了标准k-湍流模型与非结构化网格。通过模拟发现了蜗舌对叶轮中流动的影响和部分空气在叶轮中的螺旋状流动，捕捉到了离心通风机内部许多重要的流动现象，同时对计算结果进行了分析，对该类风机的性能改进提供了一定的依据。2009年重庆大学机械传动国家重点实验室的陈进，张晓，王旭东18对某翼型扰流流动建立了二维可压缩湍流模型，利用商业软件 FLUEN

18、T对翼型不同来流攻角下的气动特性进行了相应的数值模拟计算。湍流黏度采用基于RANS的SpalaAllmaras湍流模型处理，得出了雷诺数在 3.2106时，某翼型的升力系数、阻力系数和压力分布随来流攻角的变化关系。数字仿真能比真实实验提供更多结果，而且可以用于核实和完善实验结论19，可深化了解风机翼型的气动性能，对不同冲角下的流动情况进行详细的研究，找出冲角与分离点位置的关系，为风机叶片翼型选型和叶片翼型改型设计和研发工作提供技术参数和指导意见。 1.3 研究方法及主要内容由于叶轮机械内部流场非常复杂，并带有强烈的非定常特征，进行细致的实验测量非常困难，目前尚没有完善的流体力学理论解释诸如流动

19、分离、失速和喘振等流动现象，这就迫切需要可靠详细的流动实验和数值模拟工作来了解机械内部流动本质。本文将利用FLUENT软件对风机翼型叶片进行二维的数值模拟，研究空气以不同的方向流入翼型叶片入口所造成的流动分离。根据数值模拟的一般步骤：利用Gambit创建二维模型，进行网格划分，设定边界条件和区域，输出网格，再利用FLUENT求解器求解，对不同空气来流攻角角下的流动进行二维数值模拟。在得到模拟结果后,对不同攻角下模拟所得到的速度矢量图进行比较分析，得出风机翼型边界层分离和攻角的关系。2 翼型基本知识2.1 几何参数 翼型的气动性能直接与翼型外形有关。通常，翼型外形由下列几何参数决定20:1) 翼

20、弦BO气动弦几何弦 图2-1翼型的气动弦与几何弦 翼型前缘点O与尾缘点B之间的连线称翼弦，翼弦OB的长度称作弦长，以C表示，它是翼型的基准长度，也称为几何弦。除几何弦外，翼型还有气动弦。当气流方向与气动弦一致时，作用在翼型上的升力为零，如图2-1所示。对称翼型的几何弦与气动弦重合，气动弦又称零升力线。 2) 前缘半径和前缘角 翼型前缘点的内切圆半径称为翼型前缘半径，亚音速翼型前缘是圆的，超音速翼型前缘是尖的。前缘点上下翼面切线的夹角就是前缘角。 3) 厚度和厚度分布在计算翼型时通常采用如图2-2所示的直角坐标，x轴与翼弦重合，y轴过前缘点。且垂直向上。这样在x轴上方的弧线称为上翼面(以表示)，

21、下方的弧线称为下翼面(以表示)。对应同一x坐标的上下翼面点距为翼型的厚度，以t表示，见图2-2。厚度随x的变化称厚度分布，以t(x)表示: 当时，称最大厚度。 称为最大相对厚度，xc为最大厚度位置，其无因次量为。通常，翼型的相对厚度即指最大相对厚度，以t表示。 4) 中弧线 翼型内切圆圆心的连线叫做中弧线。只有对称翼型时中弧线与翼弦重合。图2-2翼型的厚度分布 5) 弯度和弯度分布 翼型中弧线和翼弦间的高度称为翼型的弯度，弧高沿翼弦的变化称为弯度分布，以表示： 当时，称为最大弯度，以f表示。称为最大相对弯度，xf为最大弯度位置，其无因次量为。同样，通常翼型的相对弯度指最大相对弯度，用表示。 6

22、) 尾缘半径和尾缘角翼型尾缘点B的内切圆半径称为翼型尾缘半径。若尾缘为尖的，则以尾缘点上下翼面的切线夹角表示，称为尾缘角。有的翼型尾缘是平的，则用尾缘厚度表示。2.2 气动特性翼型所受的力是作用在上下表面的分布力之合力。表面力有两种，一种是法向力，即压力；一种是切向力，即摩擦力。这里定义和远前方来流相垂直的合力为升力，而与远方来流方向一致的合力为阻力。也像压强通常表示为无量纲的压强系数一样，升力和阻力通常也表示为无量纲的升力系数Cl和阻力系数Cd，二者定义如下： (2-1) (2-2) 式中的L和D分别代表升力和阻力，单位为N；来流动压头为1/2 V2，单位是N / m2，c是弦长，单位是m；

23、b是垂直于纸面的尺寸，单位是m， 为空气密度。翼型是用来产生升力的，也就是说，要产生一个垂直于与翼型几何弦成小角度的入射流的力。翼型的几何形状和作用在翼型上的力如图2-3所示。相对速度V与翼型几何弦的夹角叫攻角。翼型的分布压力有个合力(即升力)，这个合力和翼弦的交点称为压力中心。压力中心的位置和翼面上的压力具体分布情况有关系。当攻角增大时(未出现大分离以前)，不仅上翼面的吸力和下翼面的压力都增强了，而且吸力峰前移，结果压力中心前移。V 图2-3作用在翼型上的力从理论力学知道，一个平面力系是可以合成作用在某个指定点上的一个力和一个力矩。翼型上的分布压力也可以合成一个力(升力)和一个力矩，这个力矩

24、名为俯仰力矩。这个指定点是一个特殊的点，称为气动中心，或者焦点。不论攻角多大，压力增大，压力中心前移，压力中心至气动中心的距离缩短，结果力乘以力臂的积，即俯仰力矩保持不变。翼型上确有这样的一个力矩值不变的点，是理论上证明了的。这一点的理论位置，薄翼型在距前缘1/4弦长处。实验测得的略有出入，大多数普通翼型的气动中心位于0. 230. 24弦长处，而层流翼型的则在0. 260. 27弦长处。俯仰力矩系数记为Cm，定义式如(2-3)所示。 (2-3)规定抬头力矩为正，低头力矩为负。俯仰力矩系数是翼型的重要气动参数之一，计算全机的平衡时必须用到它。2.3 影响气动特性的主要因素 1) 雷诺数 影响低

25、速翼型特性的最重要的流体因素是流体的粘性，它间接产生升力而直接产生阻力和造成流体分离。这种影响用翼型和流体组合的雷诺数来表示。 现代风力机上翼型代表性的弦长(典型地在3/4叶展处)范围是从小型风力机的0. 3米到兆瓦级风力机的2米。尖端速度通常是从45m/s到90m/s，因此水平轴风力机叶片3/4叶展处的切向速度的范围大概是从34m/s到68m/s。那么，对于风力机翼型，雷诺数的范围是从一直到。这表明风力机翼型通常都不运行在敏感的低雷诺数范围(一般低于)，在这个敏感范围中，入射流湍流的变化、翼型自身的振动或翼型表面的粗糙度都会引起翼型性能的很大变化。 雷诺数对翼型的升力特性和阻力特性有着重要的

26、影响。随着雷诺数增加，升力曲线斜率增加，最大升力系数增加，失速攻角增加；随着雷诺数增加，最小阻力系数减小；同时雷诺数增加，翼型升阻比也增加。在低雷诺数(Re)情况下，翼型表面从层流边界层发展为完全分离和失速；在中等雷诺数(Re)情况下，翼型表面从层流边界层经过转捩发展为湍流边界层。不同的边界层发展情况对翼型空气动力特性，特别是阻力特性有较大的影响。层流翼型有较低的阻力系数和较高的升阻比。 2) 粗糙度 翼型表面由于材料、加工能力以及环境的影响，使表面不可能绝对光滑，而总是凹凸不平。这些凹凸不平的波峰与波谷之间高度的平均值称为粗糙度。 翼型表面的粗糙度对翼型气动特性有直接影响。通常粗糙的型面和光

27、滑的型面相比，翼型的升力系数降低，阻力系数增加。当然其影响程度还和雷诺数、翼型形状等有关。通常翼型前缘向后到2030%弦长处的上下表面对翼型气动特性影响尤为显著。 3) 湍流度 湍流度对翼型气动特性也密切相关。通常情况下，湍流度增加，翼型的阻力系数和最大升力系数增加，最大升阻比减小。 4) 攻角 上面叙述的气动特性大多是在中小攻角范围内的情况，在大攻角情况下其变化要复杂得多。风力机叶片的工况是很宽的，不仅涉及小攻角情况，而且涉及到失速和大攻角范围的升力和阻力特性。由于大攻角范围的气动特性变化较复杂，纯理论计算很困难，因而大多依靠相应的实验和数值模拟得到较可靠的结果。3 数值模拟理论3.1 边界

28、条件的确定 FLUENT提供了十余种类型的进口、出口边界条件21，下面将本文涉及到的边界条件介绍如下： 1) 速度入口(velocity-inlet)： 给定入口边界上的速度及其他相关标量值。该边界条件适用于不可压缩流动问题，对可压缩问题不适合，否则该入口边界条件会使入口处的总温或总压有一定波动。输入量包括：速度大小、方向或各速度分量、周向速度(轴对称有旋流动)、静温(考虑能量)等。 2) 压力出口(pressure-outlet)：对于有回流的出口，压力出口比自由出流更容易收敛。给定出口边界上的静压强(表压强)。该边界条件只能用于模拟亚音速流动。如果当地速度已经超过音速，该压力在计算过程就不

29、采用了。压力根据内部流动计算结果给定。其他量都根据内部流动外推出边界条件。该边界条件可以处理出口有回流的问题，合理的给定出口回流条件，有利于解决有回流出口问题的收敛困难问题。出口回流条件需要给定：回流总温(如果有能量方程)、湍流参数(湍流计算)、回流组分质量分数(有限速率模型模拟组分输运)、混合物质量分数及其方差(PDF计算燃烧)。如果有回流出现，给定的表压将视为总压，所以不必给出回流压力。回流流动方向与出口边界垂直。 3) 固壁边界(wall)：对于黏性流动问题，FLUENT默认设置是壁面无滑移条件。对于壁面有平移运动或者旋转运动时，可以指定壁面切应力和与流体换热情况。壁面热边界条件包括固定

30、热通量、固定温度、对流换热系数、外部辐射换热与对流换热等。3.2 k-模型 k-模型是两方程湍流模型中最具代表性的，同时也是工程中应用最为普遍的模式。湍流被称为经典力学的最后难题，原因在于湍流场通常是一个复杂的非定常、非线性动力学系统，流场中充满着各种大小不同的涡结构。整个湍流场的特征取决于这些涡结构的不断产生、发展和消亡，同时，这些涡结构之间又不断发生着复杂的相互作用，这就使得对湍流现象的理解、描述和控制变得十分困难。对于单相流动，科学界已经有较为成熟的湍流封闭模型。k-模型包括标准的k-模型，RNGk-模型和可实现的k-模型，下面简单介绍一下22：1) 标准的k-模型： 最简单的完整湍流模

31、型是两个方程的模型，要解两个变量，速度和长度尺度。在FLUENT中，标准k-模型自从被Launder和Spalding提出之后，就变成工程流场计算中主要的工具了。适用范围广、经济、合理的精度。它是个半经验的公式，是从实验现象中总结出来的。湍动能输运方程是通过精确的方程推导得到，耗散率方程是通过物理推理，数学上模拟相似原型方程得到的。 应用范围：该模型假设流动为完全湍流，分子粘性的影响可以忽略，此标准k-模型只适合完全湍流的流动过程模拟。 2) RNG k-模型： RNG k-模型来源于严格的统计技术。它和标准k-模型很相似，但是有以下改进： a、RNG模型在方程中加了一个条件，有效的改善了精度

32、。 b、考虑到了湍流旋涡，提高了在这方面的精度。 c、RNG理论为湍流Prandtl数提供了一个解析公式，然而标准k-模型使用的是用户提供的常数。 d、标准k-模型是一种高雷诺数的模型，RNG理论提供了一个考虑低雷诺数流动粘性的解析公式。这些公式的作用取决于正确的对待近壁区域。这些特点使得RNG k-模型比标准k-模型在更广泛的流动中有更高的可信度和精度。 3) 可实现的k-模型： 可实现的k-模型是近期才出现的，比起标准k-模型来有两个主要的不同点：可实现的k-模型为湍流粘性增加了一个公式，为耗散率增加了新的传输方程，这个方程来源于一个为层流速度波动而作的精确方程。术语“realizable

33、”，意味着模型要确保在雷诺压力中要有数学约束，湍流的连续性。 应用范围：可实现的k-模型直接的好处是对于平板和圆柱射流的发散比率的更精确的预测，而且它对于旋转流动、强逆压梯度的边界层流动、流动分离和二次流有很好的表现。 可实现的k-模型和RNG k-模型都显现出比标准k-模型在强流线弯曲、旋涡和旋转有更好的表现。由于带旋流修正的k-模型是新出现的模型，所以现在还没有确凿的证据表明它比RNGk-模型有更好的表现。但是最初的研究表明可实现的k-模型在所有k-模型中流动分离和复杂二次流有很好的作用。 该模型适合的流动类型比较广泛，包括有旋均匀剪切流，自由流(射流和混合层)，腔道流动和边界层流动。对以

34、上流动过程模拟结果都比标准k-模型的结果好，特别是可再现k-模型对圆口射流和平板射流模拟中，能给出较好的射流扩张。 模型评价：可实现的k-模型的一个不足是在主要计算旋转和静态流动区域时不能提供自然的湍流粘度，这是因为可实现的k-模型在定义湍流粘度时考虑了平均旋度的影响。这种额外的旋转影响已经在单一旋转参考系中得到证实，而且表现要好于标准k-模型。由于这些修改，把它应用于多重参考系统中需要注意。4 数值模拟结果及分析 整个研究过程是空气来流速度为50m/s，攻角在-36到+8之间，每两度进行一次模拟计算的过程。4.1 利用GAMBIT建立计算模型 下面选取0为例，讲述在整个研究过程中GAMBIT

35、的使用。 1) 建立翼型轮廓和设定流动区域 设定流动区域，如图4-1所示，其中，翼型弦长为22.4cm，流动区域左边为半径为67.2cm的半圆，右边为cm2的矩形；翼型局部放大图如图4-2所示。ADIJEFGHCB 图4-1 流动区域图FEJIH 图4-2 翼型局部放大图2) 划分网格和翼型边界层各条边上的节点数如表4-1所示，得到的整体网格效果图如图4-3所示： 表4-1 各条边的上网格划分的节点数边ABBCCDDEEHHFAFFIIJJEAD节点数200545200200353520070570470 图4-3 整体网格效果图3) 定义边界类型各边界的类型和所包含的边线如表4-2所示。表4

36、-2 各边界的类型和所包含的边线组名包含的边线类型inletADvelecity-inletoutletBCpressure-outletbody-shangHF，FIwallbody-xiaHE，EJwallbody-weiIJwallopen-shangABwallopen-xiaCDwall 4) 保存文件并输出网格4.2 利用FLUENT进行模拟计算 下面选取0为例，讲述在整个研究过程中FLUENT软件的使用。 1) 读取翼型的MESH文件。 2) 检查网格，最小面积不能出现负值。 3) 确定长度单位为cm。 4) 求解器参数设置：设置参数如图4-4所示。 5) 确定紊流模型：选择k-

37、epsilon2eqn模型，设置如图4-5所示。 图4-4求解器设置对话框 图4-5紊流模型选择对话框 6) 不选用能量方程。 7) 确认流体的物理属性：确认选择流体为无黏空气，密度为1.225kg/m3。 8) 确定工作压强：设置工作压强为默认的101325Pa。 9) 定义边界条件(inlet和outlet)：打开边界条件设置对话框，outlet的设置如图4-6所示；inlet的设置如图4-7所示。其中，k，是由k-计算器根据来流速度，特征长度和流体的动力粘度求出。图4-6 压力出口设置对话框图4-7 速度入口设置对话框 10) 设置求解控制参数：选择二阶求解。11) 求解初始化：流场初始

38、值设为入口流动的参考值。12) 设置求解过程残差监视器：收敛准则设为0.001。13) 求解过程升力监视器设置：打开Force Monitors对话框，在Coefficient项选择Lift，设置如图4-8所示。其中x项是由-sin0=0，y项由cos0=1确定。 14) 求解过程阻力监视器设置：在Coefficient项选择Drag，设置如图4-9所示。其中x项是由cos0=1，y项由sin0=0确定。 图4-8 升力监测设置对话框 图4-9 阻力监测设置对话框15) 为迭代计算设置基本参考值：在Compute From项选择inlet，在Reference Zone项选择fluid。 16

39、) 保存Case文件：文件名为“fengjiyixing0”。 17) 迭代求解计算：先设置迭代1000次，计算开始。经过296次迭代后，计算收敛，残差曲线、升力曲线，阻力曲线如下：a. 残差监测曲线如图4-10所示；b. 升力监测曲线如图4-11所示； c. 阻力监测曲线如图4-12所示。 图4-10 迭代过程残差监测曲线图4-11 迭代过程升力监测曲线 图4-12 迭代过程阻力监测曲线 18) 保存Date文件：文件名为“fengjiyixing0”。至此，来流攻角为0情况下数值模拟的过程结束了。可按照上述的步骤对其它攻角情况进行相同的模拟。4.3 模拟结果分析4.3.1 对攻角为-36时

40、的模拟结果分析攻角为-36时模拟得到速度矢量图如图4-13所示，压强分布云图如图4-14所示；对速度矢量图进行放大，得到翼型附近的流场局部放大图如图4-15所示：图4-13 攻角为-36时的速度矢量图图4-14 攻角为-36时的压力分布云图图4-15 攻角为-36时翼型附近的流场局部放大图 由图4-13，图4-14和图4-15可以看出，当风机翼型来流速度攻角较大的时候，会在翼型背面形成旋涡，破坏流场的线型，同时边界层分离，影响到风机翼型的气动性能。边界层分离出现的原因是，在分离点以后，壁面附近被黏性和逆压梯度滞止的流体质点逐渐增多，压强的进一步升高使被滞止的质点发生回流，而排挤上游来流边界层使

41、其与壁面分离。流场中速度等于零的流体质点成为顺流和回流的分界面，该分界面极不稳定，稍经扰动便破裂形成旋涡被主流带走。这样，分离点后的旋涡不断地产生，又不断地被主流带走，就在翼型的背面形成涡流区。4.3.2 对不同的攻角时的模拟结果分析 攻角为-30(图4-16)，-24(图4-17)，-18(图4-18)，-12(图4-19)，16(图4-20)，0(图4-21)时翼型附近的速度矢量图，如下： 图4-16 攻角为-30时翼型附近的速度矢量图 图4-17 攻角为-24时翼型附近的速度矢量图图4-18 攻角为-18时翼型附近的速度矢量图图4-19攻角为-12时翼型附近的速度矢量图图4-20 攻角为

42、-6时翼型附近的速度矢量图图4-21 攻角为0时翼型附近的速度矢量图比较图4-15到图4-21，可以看出，当来流攻角越大时，流场中形成的旋涡越大，风机翼型的边界层分离现象越明显，即是流场的线型受到的破坏越大。而当来流攻角很小的时候，风机翼型就没有出现边界层分离现象，则风机翼型的气动性能较好。在很小角度攻角来流冲击的时候，翼型附近的流场都是顺压梯度(dp/dx0)区，壁面附近被黏性和逆压梯度滞止的流体质点逐渐增多，压强的进一步升高使被滞止的质点发生回流，在翼型的背面形成涡流区。另外，逆压梯度区足够长的话，逆压差和层外势流的减速使得边界层中流动减速，而近壁出流动的动能也愈来愈小，故在黏性和逆压梯度

43、的双重作用下，流体质点会在壁面某处被停滞，因此，可以说攻角的角度越大，逆压梯度越大，边界层分离现象越容易出现，现象越明显。4.3.3 对相同大小的正负攻角的模拟结果进行分析为了对大小相同，正负相反的攻角下模拟得到的速度矢量图作一对一比较分析，继续做了攻角为+10到+36情况下的数值模拟(正常的运行工况下是不会出现这么大的正角度攻角的，这里只是为了得到更为明显的模拟结果来进行比较而做的附加数值模拟)：攻角为36(图4-22)，30(图4-23)，24(图4-24)，18(图4-25)，12(图4-26)，6(图4-27)时翼型附近的速度矢量图，如下：图4-22 攻角为36时翼型附近的速度矢量图图

44、4-23 攻角为30时翼型附近的速度矢量图图4-24 攻角为24时翼型附近的速度矢量图图4-25攻角为18时翼型附近的速度矢量图图4-26 攻角为12时翼型附近的速度矢量图图4-27 攻角为6时翼型附近的速度矢量图对图4-15和图4-22，图4-16和图4-23，图4-17和图4-24，图4-18和图4-25，图4-19和图4-26，图4-20和图4-27做分组比较分析，得出当来流攻角的大小一样时，风机翼型在来流攻角为正时出现的旋涡更大，即风机翼型在受到正攻角的来流冲击时，风机翼型非工作面更容易出现旋涡，更容易出现边界层分离现象。因为在G4-73型风机翼型的上翼面的压强梯度dp/dx=0点后的

45、逆压梯度区内的翼型壁面变化更快，边界层外势流通道更宽，则流速下降得更快，边界层外缘处的流速减少得更快，压力增加得更快，即逆压梯度更大，所以，攻角大小相同的话，正角度时风机翼型非工作面更容易出现旋涡，边界层分离现象更明显。结论本文用FLUENT软件对G4-73风机翼型受到速度大小为50m/s的空气来流在-36到+8攻角下(为方便比较而增加了+10到+36攻角下的数值模拟)冲击的情况进行了二维数值模拟，通过对模拟的结果进行分析，得出下面的结论：(1) 风机翼型在受到较大攻角的来流冲击时，就会使流场出现旋涡，边界层分离，而且攻角越大，现象越明显，即风机气动性能受到的影响越大；(2) 当攻角大小一样时

46、，攻角为正时风机翼型流场里出现的旋涡更大，边界层分离现象更明显。由于所做的只是二维的数值模拟，与三维的现实现象有出入，所以模拟的结果可能会有偏差，另外本人所学知识的有限，所做的分析还不够全面，不够详尽，存在很多不足，希望能在以后的学习工作中能够对其进一步改善。参考文献1 安连锁.泵与风机M.北京:中国电力出版社,2001.2 袁春杭.锅炉引风机事故的预防J.中国锅炉压力容器安全,2005,14(6):38-39.3 蔡兆林,吴克启,颖达.离心风机损失的计算J.工程热物理学报,1993,14(1):53-56.4 王松岭.流体力学M.北京:中国电力出版社,2004.5 M.S.Bhowmick

47、,S.C.Bera.Study the Performances of Induced Fans and Design of New Induced Fan for the Efficiency Improvement of a Thermal Power PlantJ.IEEE Xplore, 2008,479:1-6.6 田小冬,刘福君.锅炉送风机失速故障一例J.热力发电,2007,10:79-80.7 Songling Wang,Lei Zhang,Zhengren Wu,Hongwei Qian.Optimization Research of Centrifugal Fan with

48、 Different Blade Number and Outlet Blade AngleJ.IEEE Xplore,2009,978:1-4.8 巫发明,杨从新,张玉良,赵伟国.风力机翼型摩擦阻力数值计算中不同湍流模型的比较 研究J.流体机械,2008,12(36):11-14.9 风机制造业:可看好至2012年J.GM通用机械,2008,5:50.10 任仁良.风机效率测试仪的研制J.仪器仪表学报,2001,3(22):309-311.11 刘天灵,咸高创.D3OO-12煤气风机的故障分析及改进措施J,山西机械,2001,3:48-49.12 蔡育新.离心鼓风机叶轮制造工艺的改进J.机电

49、工程技术,2001,4:58-60. 13 张果宇,冯卫民,刘长陆,俞剑锋.6种风力机叶片翼型的气动性能数值模拟研究J.可 再生能源,2009,2(27):11-15.14 黄华,张礼达.风力机叶片翼型气动性能设计计算方法的分析与研究J.能源工程, 2007,3:45-47.15 Zhang Bo,Huang Shujuan,Sun Zhongwei,Hui Shien.Performance Mprovement of Centrifugal Fan by Means of Numerical SimulationJ.Chinese Journal of Mechanical Enginee

50、ring,2006,19(1):55-58.16 毛金铎,张礼达.风轮叶片翼型气动特性分析J.机械设计与制造,2008,11,39-41.17 陈进,张晓,王旭东.通用风力机翼型气动特性数值模拟J.重庆工学院学报,2009,7(23):51-54.18 李文华,范兴文.6-30型风机流场的三维模拟与分析J.科技创新导报,2008, 31:16-17.19 Guan Yupu,Zhao Zhenhua,Chen Wei,Gao Deping.Foreign Object Damage to Fan Rotor Blades of Aero Engine Part II: Numerical Si

51、mulation of Bird Impact J.Chinese Journal of Aeronautics,2008.21:328-334.20 李杰.风力机叶片翼型气动特性数值研究D.北京:华北电力大学,2009.21 韩占忠.FLUENT-流体工程仿真计算实例与分析M.北京:北京理工大学出版社, 2009.22 韩占忠,王敬,兰小平.FLUENT-流体工程仿真计算实例与应用M.北京:北京理工大学出版社,2004.致谢经过三个多月的毕业设计，终于迎来了论文完稿的这一刻，在这个过程中，有过成功的喜悦，有过失败的沮丧，也有过彷徨和疑惑，这一切都让我感觉到求知过程的挑战和艰辛，同时也让我深刻

52、明白学无止境，我将在以后的学习工作中继续努力，探索真知。本文是在导师王松岭老师的悉心指导和热情鼓励下顺利完成的。王老师渊博的知识、严谨的治学态度、诲人不倦的作风和兢兢业业的工作精神，让我受益匪浅。在做论文期间，王老师关心每一个环节，及时提出建议，悉心指导，直到我的论文顺利完成，而我在王老师身上学到的不只是学问，更是对科研孜孜不倦的追求精神。在此非常感谢王老师对我的谆谆教诲及精心指导，对老师的辛勤培养和无私关怀表示崇高的敬意和衷心的感谢。其次，特别感谢刘哲师兄一直以来对我的鼓励和帮助，在使用FLUENT软件过程中遇到的疑问都经过他细心地讲解得到解答，论文中小到每个标点符号，师兄都仔细帮助纠正错误。在此特向刘哲师兄表示衷心的感谢。最后衷心感谢远在家乡的父母和亲人，是他们在精神上给予我极大的鼓舞，在生活上给予我照顾和疼爱，给予了我前进的动力。是他们在各方面的鼎力相助和无微不至的关怀，帮我度过了艰难的时光，使我得以完成学业。再一次感谢王松岭老师，感谢所有给予我关心和帮助的老师和同学们。27