發(fā)布時間：2018-01-08 01:29

  本文關(guān)鍵詞：低速風機內(nèi)部非定常流動分離控制及應用研究　出處：《華中科技大學》2015年博士論文　論文類型：學位論文

  更多相關(guān)文章： 低速風機 葉型 分離流動 氣動噪聲 數(shù)值模擬 射流尾跡

【摘要】：低速風機廣泛應用于國防、民用領域,其內(nèi)部包含著復雜的三維、非定常的粘性流動問題,對其分離流動的控制是研究的熱點之一�；趯Φ退佥S流／離心風機內(nèi)流動機理與設計方法研究,試圖通過葉片改型設計、動靜部件匹配性研究對葉輪流道內(nèi)的壓力梯度分布進行控制,從而起到抑制葉片端部分離流動,減少端部低能流體聚集的作用,實現(xiàn)低速風機氣動性能的提升與降噪。 論文主要圍繞低速軸流風扇\前彎離心風機葉片前緣分離流動、多翼離心風機葉片尾緣及蝸殼舌部的仿生設計等方面開展工作,采用數(shù)值計算方法對分離流動演變過程進行分析,結(jié)合試驗對分離流動控制方案進行驗證,探索提高低速風機氣動-聲學性能的途徑。主要工作和研究成果如下： 一、在γ-Reθ轉(zhuǎn)捩模型中引入基于當?shù)刈兞康膽兟世字Z數(shù)Rev,并將求解的間歇因子耦合進SST湍流模型能量方程,對三種不同厚度翼型表面分離誘導轉(zhuǎn)捩進行數(shù)值求解,分析不同攻角、雷諾數(shù)影響下的前緣、尾緣分離流動結(jié)構(gòu)特征及渦系演變過程；對NACA0006翼型前緣型線進行改型,給出不同前緣形狀對吸力峰、壓力損失及邊界層內(nèi)速度梯度分布的影響。 二、在低速軸流風機中引入了葉片前緣保凸設計方法,對某半開式軸流風扇葉片進行前緣改型設計應用研究。通過控制多邊形各點坐標調(diào)節(jié)葉型前緣形狀,采用雙三次Bezier曲面及Casteljau算法完成曲面擬合。探討數(shù)值預測中前緣變型對抑制葉柵截面流動分離的內(nèi)在機制。試驗對比改型前、后風機外特性與噪聲性能,驗證了采用前緣保凸法設計的低速軸流風葉性能方面的優(yōu)越性。 三、基于SST k-ω湍流模型,發(fā)展一種求解強旋流、彎曲葉片表面流動問題的非線性模型。運用模型對90°彎管內(nèi)流場進行仿真預測,對比試驗結(jié)果評估改進模型的準確性。應用改進湍流模型對具有狹長流道特征的前彎離心風機內(nèi)流場進行性能預測,分析葉片前緣時均化渦量云圖,發(fā)現(xiàn)分離渦呈現(xiàn)不均勻分布,采用非對稱進氣控制方案抑制葉片前緣分離流動,結(jié)果表明：該方案減小了分離渦大小,改善了氣動性能,研究過程中結(jié)合外特性試驗及噪聲測試進行方案驗證。 四、基于多翼離心葉輪出口速度分布特征,建立尾跡相似模型,引用速度及周向位置無量綱因子對速度尾跡分布進行曲線擬合,結(jié)合分布特征對葉片尾緣進行改型設計。改型的多翼離心葉片出口速度分布變得過渡均勻,未出現(xiàn)原風機類似跌宕分布。其壓力在設計流量周圍覆蓋原機,設計工況下效率提升2%左右。同時,探討了仿鶚翼蝸舌在偏工況點運行時出現(xiàn)的分離流動問題,結(jié)合傾斜蝸舌設計方法,設計并制作帶傾斜特征仿鶚翼蝸舌,在半消音室內(nèi)進行聲學測試發(fā)現(xiàn)：改型后風機在高頻段聲壓級幅值下降明顯,低頻段噪聲也低于原風機,整機降噪2.0dB。
[Abstract]:Civil field low speed wind machine is widely used in national defense, and its interior contains complex three-dimensional, unsteady viscous flow problems, the separation flow control is one of the hot research. Research on the flow mechanism and design method of axial flow and centrifugal fan based on attempts by the blade modification design, static and dynamic components matching control of pressure gradient on the impeller in the distribution, thus inhibiting the blade tip flow separation, reducing the end of low-energy fluid accumulation, and enhance the implementation of the low noise fan aerodynamic performance.
This paper mainly focuses on the low speed axial flow fan forward curved centrifugal fan blade leading edge separation flow, multi blade centrifugal fan blade and volute tongue of bionic design work, by using the numerical method for analysis of the evolution of flow separation, combined with the test of separation flow control scheme is verified, explore a way to improve the low speed fan aerodynamic and acoustic performance. The main work and research results are as follows:
A local variable, strain rate of Reynolds number Rev based on the -Re gamma theta transition model, and the intermittency factor of coupling into the SST turbulence model and energy equation, three kinds of different thickness of the airfoil surface separation induced transition for numerical analysis of different angles of attack, the front Reynolds number under the influence of the trailing edge separation flow the structure characteristics and vortex evolution process; modified NACA0006 airfoil leading edge profile, given different leading edge shape of suction peak impact pressure loss and velocity gradient in the boundary layer.
Two, in a low speed axial flow fan is introduced in the leading edge of the blade convexity design method of a semi open axial flow fan blade leading edge modification design applied research. Through the control polygon coordinates of each point blade leading edge shape adjustment, double three Bezier surface and Casteljau surface fitting algorithm. Numerical study on the prediction of frontal variant the inner mechanism of blade section flow separation suppression. Contrast modification before the test, after the fan performance and noise performance, verify the superiority of low speed axial fan performance using the front convex design method.
Three, the SST k- turbulence model is based on the development of a solution of strong swirl, the nonlinear model of curved blade surface flow problem. By using the model to simulate flow field of 90 degree bend, improve the model accuracy evaluation test results. The application of improved model performance on the flow field of centrifugal fan with forward curved narrow flow channel characteristics in the prediction, analysis of blade leading edge averaged vorticity nephogram, found vortex were not evenly distributed, suppressing blade leading edge separation flow, the asymmetric inlet control scheme shows that the scheme reduces the vortex size, improve the aerodynamic performance of the research process with experiments and the noise characteristics of test program verification.
Four, multi blade centrifugal impeller velocity distribution based on the establishment of wake similarity model, the reference speed and the circumferential position of the dimensionless factor on the velocity distribution of wake curve fitting, combined with the distribution characteristics of blade trailing edge modification design. The modified multi blade centrifugal impeller outlet velocity distribution becomes uniform transition, not the original fan like the ups and the pressure distribution. The coverage of the original machine in the design flow around design conditions to enhance the efficiency of about 2%. At the same time, discusses the problem of separation flow in the volute tongue imitation wing Osprey partial point run when, with inclined volute tongue design method, made with inclined volute tongue characteristics of wing design and imitation osprey, acoustic test found in the semi anechoic chamber: the modification of fan in the sound pressure level amplitude frequency decreased significantly, the low-frequency noise is lower than that of the original fan, the noise reduction of 2.0dB.

【學位授予單位】：華中科技大學
【學位級別】：博士
【學位授予年份】：2015
【分類號】：TH43

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本文編號：1395094