風機翼型邊界層分離的二維數(shù)值模擬研究畢業(yè)設(shè)計

1、風機翼型邊界層分離的二維數(shù)值模擬研究題 目畢 業(yè) 設(shè) 計(論文)院 系動力工程系專業(yè)班級熱能與動力工程學(xué)生姓名指導(dǎo)教師 i熱能與動力工程畢業(yè)設(shè)計風機翼型邊界層分離的二維數(shù)值模擬研究摘要當風機工作時，氣體流道的幾何形狀改變會使流體運動速度的大小和方向發(fā)生改變，從而產(chǎn)生流動分離。流動分離產(chǎn)生的沖擊會造成流動損失。流體運動速度的大小和方向的改變，也會使得氣體在進入葉片入口和從葉輪出來進入壓出室時，流動角不等于葉片的安裝角，從而產(chǎn)生沖擊損失，影響風機的效率和性能。由于氣體進入葉片入口時存在著沖擊速度，使氣體在風機葉片的吸力面上形成旋渦，造成邊界層分離現(xiàn)象而會導(dǎo)致能量損失。針對g4-73風機翼型，利用商

2、業(yè)軟件fluent的前期處理工具gambit建立二維不可壓縮湍流模型，再利用fluent對翼型在-36°到8°的空氣來流攻角下的氣動特性進行了相應(yīng)的數(shù)值模擬計算，然后，對不同攻角下模擬所得到的速度矢量圖進行比較分析，得出風機翼型邊界層分離和攻角的關(guān)系。關(guān)鍵詞：風機翼型；邊界層；數(shù)值模擬；攻角the 2d numerical simulation of the boundary layer separation on a wind turbine airfoilabstractwhen the fan working, the gas flow channel geometr

3、y will change，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 impel

4、ler from the 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 l

5、ayer separation.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 tu

6、rbine airfoil 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

7、the angle of attack.keywords: wind turbine airfoil; boundary layer separation; numerical simulation; angle of attack目 錄摘要iabstractii1 緒論11.1 研究背景及意義11.2 國內(nèi)外研究現(xiàn)狀和趨勢21.3 研究方法及主要內(nèi)容32 翼型基本知識42.1 幾何參數(shù)42.2 氣動特性52.3 影響氣動特性的主要因素63 數(shù)值模擬理論83.1 邊界條件的確定83.2 k-模型84 數(shù)值模擬結(jié)果及分析104.1 利用gambit建立計算模型104.2 利用fluent進行模擬

8、計算114.3 模擬結(jié)果分析154.3.1 對攻角為-36°時的模擬結(jié)果分析154.3.2 對不同的攻角時的模擬結(jié)果分析174.3.3 對相同大小的正負攻角的模擬結(jié)果進行分析19結(jié)論23參考文獻24致謝26iii熱能與動力工程畢業(yè)設(shè)計1 緒論1.1 研究背景及意義 風機是一種裝有多個葉片的通過軸旋轉(zhuǎn)推動氣流的機械。葉片將施加于軸上旋轉(zhuǎn)的機械能，轉(zhuǎn)變?yōu)橥苿託怏w流動的壓力，從而實現(xiàn)氣體的流動。風機廣泛應(yīng)用于發(fā)電廠、鍋爐和工業(yè)爐窯的通風和引風，礦井、隧道、冷卻塔、車輛、船舶和建筑物的通風、排塵和冷卻等1。尤其是在電站，隨著機組向大容量、高轉(zhuǎn)速、高效率、自動化方向的發(fā)展，電站也對風機的安全可

9、靠性提出了越來越高的要求，鍋爐風機在運行中常發(fā)生燒壞電機、竄軸、葉輪飛車、軸承損壞等事故，嚴重危害設(shè)備、人身安全，也給電廠造成巨大的經(jīng)濟損失2。此外，風機一直是電站的耗電大戶，電站配備的送風機、引風機和冷煙風機是鍋爐的重要輔機，降低其耗電率是節(jié)能的一項重要措施。 氣體經(jīng)過風機葉輪后能夠獲得相應(yīng)的動能，但是，由于結(jié)構(gòu)、工藝及流體黏性的影響，氣體流經(jīng)風機時不可避免地要產(chǎn)生各種能量損失，而使其實際可利用的能量降低。因此，盡可能地減少氣體在風機內(nèi)部的能量損失，對提高風機的效率，降低能耗，保證風機的經(jīng)濟性、安全性有著十分重要的意義。氣體流經(jīng)風機時的損失，按其能量損失的形式不同可分為三種：機械損失、容積損

10、失和流動損失3。當風機工作時，氣體流道的幾何形狀改變會使流體運動速度的大小和方向發(fā)生改變，從而產(chǎn)生流動分離。流動分離產(chǎn)生的沖擊會造成流動損失。流體運動速度的大小和方向的改變，也會使得氣體在進入葉片入口和從葉輪出來進入壓出室時，流動角不等于葉片的安裝角，從而產(chǎn)生沖擊損失，影響風機的效率和性能。由于氣體進入葉片入口時存在著沖擊速度，使氣體在風機葉片的吸力面上形成旋渦，造成邊界層分離現(xiàn)象而會導(dǎo)致能量損失4?，F(xiàn)在，全球?qū)W者都達成了優(yōu)化葉片的設(shè)計是提高電廠風機效率，從而節(jié)省能源的一個有效途徑這個共識5。風機的流動損失不僅僅影響到風機的效率，在流動損失過大時，它還會影響到風機的安全運行，引發(fā)事故，造成更大

11、的經(jīng)濟損失。2004年大唐唐山熱電有限責任公司2×300 m 機組鍋爐，風機葉片背面流動惡化，層流邊界受到破壞，在葉片背面尾端出現(xiàn)渦流區(qū)，此時，風機全壓急劇降低，保護系統(tǒng)開關(guān)動作，風機停運，發(fā)生事故6。離心風機是通過降低二次流渦，渦舌和噴氣攻角造成的能量損失來改善風機的氣動性能的7，葉輪葉片的氣動性能是決定風機性能優(yōu)劣的主要因素，而葉輪葉片的剖面形狀(翼型)又是決定風機性能的關(guān)鍵因素。從局部流動特性來看，機翼型葉片風機的氣流匹配能力更強，氣動損失更小，因此，其穩(wěn)定工作范圍也較寬，具有優(yōu)良的氣動和變工況性能，尤其是電站鍋爐負荷受各方面的影響經(jīng)常發(fā)生變化，與之匹配的風機風量也要隨之改變，

12、為了適應(yīng)電站鍋爐阻力變化小，而風量變化要求較大的特點，在選用離心通風機時，一般首先選用機翼型葉輪。翼型的氣動性能參數(shù)的確定是風機葉片設(shè)計的重要內(nèi)容，通過實驗來獲取風機葉片設(shè)計所需翼型的所有性能參數(shù)將要花費太多的人力和時間，因此翼型數(shù)值模擬準確性成為了風機葉片的設(shè)計的重要課題8。運用fluent數(shù)值計算軟件，對翼型流動進行二維數(shù)值模擬，對不同沖角下的流動情況進行詳細的研究，找出沖角與分離點位置的關(guān)系，對預(yù)測風機安全經(jīng)濟運行范圍和風機的高效可靠運行具有重要的指導(dǎo)意義。1.2 國內(nèi)外研究現(xiàn)狀和趨勢我國風機擁有量約230萬臺以上，年耗電量約占全部發(fā)電量的10%左右，因此風機的節(jié)電有著十分重要的意義。2

13、007年我國風機新增裝機296.17萬kw，累計達到556.17萬kw，分別同比增長121%、114%，預(yù)計2008年市場需求還將遠遠超出預(yù)期，國產(chǎn)設(shè)備的新裝機容量年增長速度為60%-70%9。但中國仍有多種低效舊風機需要更新?lián)Q代，新推廣的風機也有待于進一步完善。因此，中國應(yīng)該不斷提高風機產(chǎn)品質(zhì)量、穩(wěn)定市場需求，還要積極引進先進技術(shù)，提高技術(shù)開發(fā)能力。但是，據(jù)統(tǒng)計，風機的電能利用率超過50%的僅占總數(shù)的54.2，而電能利用率超過60%的只有36%，如果將風機運行效率提高10%，全國就可以節(jié)電150億千瓦時了10。因此，如何能以科技為基礎(chǔ)，發(fā)展、優(yōu)化風機，從而提高其性能，降低經(jīng)濟損失，并將其轉(zhuǎn)化

14、為效益成為一個十分重要的課題。2001年，山西原平化學(xué)工業(yè)集團有限責任公司的劉天靈，咸高創(chuàng)11就通過對風機的軸受力進行了數(shù)值計算分析，知道了該廠風機經(jīng)常出現(xiàn)故障的原因?，F(xiàn)代風機特點是轉(zhuǎn)速高，壓力大，葉輪流道窄，線速度高，葉輪所受傳動扭的矩大，受力狀態(tài)復(fù)雜且大，這要求葉輪制造有很高的精度12，因此對葉輪葉片的研究和設(shè)計是風力發(fā)電技術(shù)研究和開發(fā)的重要任務(wù)。傳統(tǒng)風機的葉片多采用固定的翼型，但由于應(yīng)用環(huán)境和應(yīng)用目的不同，風機翼型的葉片并不能高效地進行能量轉(zhuǎn)換。發(fā)達國家從20世紀80年代中期開始研究風機新翼型，并發(fā)展了各自的翼型系列。我國對風機翼型的研究主要在于測繪和仿制上，并且僅限于進行一些風機試驗，

15、由于商業(yè)因素和技術(shù)保密等原因，我們不容易得到國外風機專用翼型相關(guān)的氣動實驗數(shù)據(jù)。一些設(shè)計和制機專利都是從國外引進的，嚴重制約了我國風機產(chǎn)業(yè)的發(fā)展。開發(fā)具有我國自主知識產(chǎn)權(quán)的風機翼型系列，研制我國新型高效的風機葉片，對促進我國風機事業(yè)的發(fā)展至關(guān)重要13。西華大學(xué)能源與環(huán)境學(xué)院的黃華，張禮達14基于翼型理論和線性動量理論對葉片翼型截面升力公式的計算，導(dǎo)出對非設(shè)計工況來流角計算的迭代式。應(yīng)用牛頓-拉普森迭代法對來流角進行計算，根據(jù)結(jié)果再計算葉片截面的升力、推力、切向力、功率等氣動參數(shù)，提出一種風力機葉片翼型氣動性能的計算和校核設(shè)計方法。 傳統(tǒng)風機設(shè)計是以實驗為基礎(chǔ)的設(shè)計，通過反復(fù)的設(shè)計計算和實驗來確

16、定最終設(shè)計改進方案，設(shè)計周期長，費用也較高，對經(jīng)驗的依賴性較強，而used技術(shù)已經(jīng)改變了工程設(shè)計方法，它是一個用于分析流體現(xiàn)象和減少設(shè)計時間的有力工具15。2008年西華大學(xué)風電技術(shù)研究所的毛金鐸，張禮達16應(yīng)用used流體力學(xué)軟件對風力機葉片常用翼型that-how-211進行數(shù)值分析，得出了其升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比以及翼型表面壓力隨來流攻角變化關(guān)系，并依據(jù)計算結(jié)果對ffa-w3-211 翼型的氣動性能進行分析。風機葉片翼型設(shè)計理論是決定風機功率特性和載荷特性的根本因素，一直是各國學(xué)者研究的熱點。現(xiàn)有翼型的表達都是通過離散的點來實現(xiàn)的，并不存在函數(shù)的具體表達形式。新翼型的設(shè)計也是基于原有

17、的翼型坐標，對其進行局部的調(diào)整，以獲得性能更為優(yōu)越的翼型。利用fluent有限元軟件能很好地模擬離心風機流場，計算出風機的性能參數(shù)，可以節(jié)約成本，減短設(shè)計周期，并且能得到極具實際指導(dǎo)意義的結(jié)論。2008年遼寧工程技術(shù)大學(xué)機械工程學(xué)院李文華，范興文17采用cfd商用軟件fluent6.1對離心風機內(nèi)部流場進行了三維數(shù)值模擬。計算中采用了標準k-湍流模型與非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格。通過模擬發(fā)現(xiàn)了蝸舌對葉輪中流動的影響和部分空氣在葉輪中的螺旋狀流動，捕捉到了離心通風機內(nèi)部許多重要的流動現(xiàn)象，同時對計算結(jié)果進行了分析，對該類風機的性能改進提供了一定的依據(jù)。2009年重慶大學(xué)機械傳動國家重點實驗室的陳進，張曉，王旭

18、東18對某翼型擾流流動建立了二維可壓縮湍流模型，利用商業(yè)軟件 fluent對翼型不同來流攻角下的氣動特性進行了相應(yīng)的數(shù)值模擬計算。湍流黏度采用基于rans的spalaallmaras湍流模型處理，得出了雷諾數(shù)在 3.2×106時，某翼型的升力系數(shù)、阻力系數(shù)和壓力分布隨來流攻角的變化關(guān)系。數(shù)字仿真能比真實實驗提供更多結(jié)果，而且可以用于核實和完善實驗結(jié)論19，可深化了解風機翼型的氣動性能，對不同沖角下的流動情況進行詳細的研究，找出沖角與分離點位置的關(guān)系，為風機葉片翼型選型和葉片翼型改型設(shè)計和研發(fā)工作提供技術(shù)參數(shù)和指導(dǎo)意見。 1.3 研究方法及主要內(nèi)容由于葉輪機械內(nèi)部流場非常復(fù)雜，并帶有強

19、烈的非定常特征，進行細致的實驗測量非常困難，目前尚沒有完善的流體力學(xué)理論解釋諸如流動分離、失速和喘振等流動現(xiàn)象，這就迫切需要可靠詳細的流動實驗和數(shù)值模擬工作來了解機械內(nèi)部流動本質(zhì)。本文將利用fluent軟件對風機翼型葉片進行二維的數(shù)值模擬，研究空氣以不同的方向流入翼型葉片入口所造成的流動分離。根據(jù)數(shù)值模擬的一般步驟：利用gambit創(chuàng)建二維模型，進行網(wǎng)格劃分，設(shè)定邊界條件和區(qū)域，輸出網(wǎng)格，再利用fluent求解器求解，對不同空氣來流攻角角下的流動進行二維數(shù)值模擬。在得到模擬結(jié)果后,對不同攻角下模擬所得到的速度矢量圖進行比較分析，得出風機翼型邊界層分離和攻角的關(guān)系。2 翼型基本知識2.1 幾何參

20、數(shù) 翼型的氣動性能直接與翼型外形有關(guān)。通常，翼型外形由下列幾何參數(shù)決定20:1) 翼弦bo氣動弦?guī)缀蜗?圖2-1翼型的氣動弦與幾何弦 翼型前緣點o與尾緣點b之間的連線稱翼弦，翼弦ob的長度稱作弦長，以c表示，它是翼型的基準長度，也稱為幾何弦。除幾何弦外，翼型還有氣動弦。當氣流方向與氣動弦一致時，作用在翼型上的升力為零，如圖2-1所示。對稱翼型的幾何弦與氣動弦重合，氣動弦又稱零升力線。 2) 前緣半徑和前緣角 翼型前緣點的內(nèi)切圓半徑稱為翼型前緣半徑，亞音速翼型前緣是圓的，超音速翼型前緣是尖的。前緣點上下翼面切線的夾角就是前緣角。 3) 厚度和厚度分布在計算翼型時通常采用如圖2-2所示的直角坐標，

21、x軸與翼弦重合，y軸過前緣點。且垂直向上。這樣在x軸上方的弧線稱為上翼面(以表示)，下方的弧線稱為下翼面(以表示)。對應(yīng)同一x坐標的上下翼面點距為翼型的厚度，以t表示，見圖2-2。厚度隨x的變化稱厚度分布，以t(x)表示: 當時，稱最大厚度。 稱為最大相對厚度，xc為最大厚度位置，其無因次量為。通常，翼型的相對厚度即指最大相對厚度，以t表示。 4) 中弧線 翼型內(nèi)切圓圓心的連線叫做中弧線。只有對稱翼型時中弧線與翼弦重合。圖2-2翼型的厚度分布 5) 彎度和彎度分布 翼型中弧線和翼弦間的高度稱為翼型的彎度，弧高沿翼弦的變化稱為彎度分布，以表示： 當時，稱為最大彎度，以f表示。稱為最大相對彎度，x

22、f為最大彎度位置，其無因次量為。同樣，通常翼型的相對彎度指最大相對彎度，用表示。 6) 尾緣半徑和尾緣角翼型尾緣點b的內(nèi)切圓半徑稱為翼型尾緣半徑。若尾緣為尖的，則以尾緣點上下翼面的切線夾角表示，稱為尾緣角。有的翼型尾緣是平的，則用尾緣厚度表示。2.2 氣動特性翼型所受的力是作用在上下表面的分布力之合力。表面力有兩種，一種是法向力，即壓力；一種是切向力，即摩擦力。這里定義和遠前方來流相垂直的合力為升力，而與遠方來流方向一致的合力為阻力。也像壓強通常表示為無量綱的壓強系數(shù)一樣，升力和阻力通常也表示為無量綱的升力系數(shù)cl和阻力系數(shù)cd，二者定義如下： (2-1) (2-2) 式中的l和d分別代表升力

23、和阻力，單位為n；來流動壓頭為1/2 v2，單位是n / m2，c是弦長，單位是m；b是垂直于紙面的尺寸，單位是m， 為空氣密度。翼型是用來產(chǎn)生升力的，也就是說，要產(chǎn)生一個垂直于與翼型幾何弦成小角度的入射流的力。翼型的幾何形狀和作用在翼型上的力如圖2-3所示。相對速度v與翼型幾何弦的夾角叫攻角。翼型的分布壓力有個合力(即升力)，這個合力和翼弦的交點稱為壓力中心。壓力中心的位置和翼面上的壓力具體分布情況有關(guān)系。當攻角增大時(未出現(xiàn)大分離以前)，不僅上翼面的吸力和下翼面的壓力都增強了，而且吸力峰前移，結(jié)果壓力中心前移。v 圖2-3作用在翼型上的力從理論力學(xué)知道，一個平面力系是可以合成作用在某個指定

24、點上的一個力和一個力矩。翼型上的分布壓力也可以合成一個力(升力)和一個力矩，這個力矩名為俯仰力矩。這個指定點是一個特殊的點，稱為氣動中心，或者焦點。不論攻角多大，壓力增大，壓力中心前移，壓力中心至氣動中心的距離縮短，結(jié)果力乘以力臂的積，即俯仰力矩保持不變。翼型上確有這樣的一個力矩值不變的點，是理論上證明了的。這一點的理論位置，薄翼型在距前緣1/4弦長處。實驗測得的略有出入，大多數(shù)普通翼型的氣動中心位于0. 230. 24弦長處，而層流翼型的則在0. 260. 27弦長處。俯仰力矩系數(shù)記為cm，定義式如(2-3)所示。 (2-3)規(guī)定抬頭力矩為正，低頭力矩為負。俯仰力矩系數(shù)是翼型的重要氣動參數(shù)之

25、一，計算全機的平衡時必須用到它。2.3 影響氣動特性的主要因素 1) 雷諾數(shù) 影響低速翼型特性的最重要的流體因素是流體的粘性，它間接產(chǎn)生升力而直接產(chǎn)生阻力和造成流體分離。這種影響用翼型和流體組合的雷諾數(shù)來表示。 現(xiàn)代風力機上翼型代表性的弦長(典型地在3/4葉展處)范圍是從小型風力機的0. 3米到兆瓦級風力機的2米。尖端速度通常是從45m/s到90m/s，因此水平軸風力機葉片3/4葉展處的切向速度的范圍大概是從34m/s到68m/s。那么，對于風力機翼型，雷諾數(shù)的范圍是從一直到。這表明風力機翼型通常都不運行在敏感的低雷諾數(shù)范圍(一般低于)，在這個敏感范圍中，入射流湍流的變化、翼型自身的振動或翼型

26、表面的粗糙度都會引起翼型性能的很大變化。 雷諾數(shù)對翼型的升力特性和阻力特性有著重要的影響。隨著雷諾數(shù)增加，升力曲線斜率增加，最大升力系數(shù)增加，失速攻角增加；隨著雷諾數(shù)增加，最小阻力系數(shù)減??；同時雷諾數(shù)增加，翼型升阻比也增加。在低雷諾數(shù)(re<)情況下，翼型表面從層流邊界層發(fā)展為完全分離和失速；在中等雷諾數(shù)(<re<)情況下，翼型表面從層流邊界層經(jīng)過分離氣泡，再附著發(fā)展為湍流邊界層；在高雷諾數(shù)(re>)情況下，翼型表面從層流邊界層經(jīng)過轉(zhuǎn)捩發(fā)展為湍流邊界層。不同的邊界層發(fā)展情況對翼型空氣動力特性，特別是阻力特性有較大的影響。層流翼型有較低的阻力系數(shù)和較高的升阻比。 2) 粗

27、糙度 翼型表面由于材料、加工能力以及環(huán)境的影響，使表面不可能絕對光滑，而總是凹凸不平。這些凹凸不平的波峰與波谷之間高度的平均值稱為粗糙度。 翼型表面的粗糙度對翼型氣動特性有直接影響。通常粗糙的型面和光滑的型面相比，翼型的升力系數(shù)降低，阻力系數(shù)增加。當然其影響程度還和雷諾數(shù)、翼型形狀等有關(guān)。通常翼型前緣向后到2030%弦長處的上下表面對翼型氣動特性影響尤為顯著。 3) 湍流度 湍流度對翼型氣動特性也密切相關(guān)。通常情況下，湍流度增加，翼型的阻力系數(shù)和最大升力系數(shù)增加，最大升阻比減小。 4) 攻角 上面敘述的氣動特性大多是在中小攻角范圍內(nèi)的情況，在大攻角情況下其變化要復(fù)雜得多。風力機葉片的工況是很寬

28、的，不僅涉及小攻角情況，而且涉及到失速和大攻角范圍的升力和阻力特性。由于大攻角范圍的氣動特性變化較復(fù)雜，純理論計算很困難，因而大多依靠相應(yīng)的實驗和數(shù)值模擬得到較可靠的結(jié)果。3 數(shù)值模擬理論3.1 邊界條件的確定 fluent提供了十余種類型的進口、出口邊界條件21，下面將本文涉及到的邊界條件介紹如下： 1) 速度入口(velocity-inlet)： 給定入口邊界上的速度及其他相關(guān)標量值。該邊界條件適用于不可壓縮流動問題，對可壓縮問題不適合，否則該入口邊界條件會使入口處的總溫或總壓有一定波動。輸入量包括：速度大小、方向或各速度分量、周向速度(軸對稱有旋流動)、靜溫(考慮能量)等。 2) 壓力出

29、口(pressure-outlet)：對于有回流的出口，壓力出口比自由出流更容易收斂。給定出口邊界上的靜壓強(表壓強)。該邊界條件只能用于模擬亞音速流動。如果當?shù)厮俣纫呀?jīng)超過音速，該壓力在計算過程就不采用了。壓力根據(jù)內(nèi)部流動計算結(jié)果給定。其他量都根據(jù)內(nèi)部流動外推出邊界條件。該邊界條件可以處理出口有回流的問題，合理的給定出口回流條件，有利于解決有回流出口問題的收斂困難問題。出口回流條件需要給定：回流總溫(如果有能量方程)、湍流參數(shù)(湍流計算)、回流組分質(zhì)量分數(shù)(有限速率模型模擬組分輸運)、混合物質(zhì)量分數(shù)及其方差(pdf計算燃燒)。如果有回流出現(xiàn)，給定的表壓將視為總壓，所以不必給出回流壓力?；亓髁?/p>

30、動方向與出口邊界垂直。 3) 固壁邊界(wall)：對于黏性流動問題，fluent默認設(shè)置是壁面無滑移條件。對于壁面有平移運動或者旋轉(zhuǎn)運動時，可以指定壁面切應(yīng)力和與流體換熱情況。壁面熱邊界條件包括固定熱通量、固定溫度、對流換熱系數(shù)、外部輻射換熱與對流換熱等。3.2 k-模型 k-模型是兩方程湍流模型中最具代表性的，同時也是工程中應(yīng)用最為普遍的模式。湍流被稱為經(jīng)典力學(xué)的最后難題，原因在于湍流場通常是一個復(fù)雜的非定常、非線性動力學(xué)系統(tǒng)，流場中充滿著各種大小不同的渦結(jié)構(gòu)。整個湍流場的特征取決于這些渦結(jié)構(gòu)的不斷產(chǎn)生、發(fā)展和消亡，同時，這些渦結(jié)構(gòu)之間又不斷發(fā)生著復(fù)雜的相互作用，這就使得對湍流現(xiàn)象的理解、

31、描述和控制變得十分困難。對于單相流動，科學(xué)界已經(jīng)有較為成熟的湍流封閉模型。k-模型包括標準的k-模型，rngk-模型和可實現(xiàn)的k-模型，下面簡單介紹一下22：1) 標準的k-模型： 最簡單的完整湍流模型是兩個方程的模型，要解兩個變量，速度和長度尺度。在fluent中，標準k-模型自從被launder和spalding提出之后，就變成工程流場計算中主要的工具了。適用范圍廣、經(jīng)濟、合理的精度。它是個半經(jīng)驗的公式，是從實驗現(xiàn)象中總結(jié)出來的。湍動能輸運方程是通過精確的方程推導(dǎo)得到，耗散率方程是通過物理推理，數(shù)學(xué)上模擬相似原型方程得到的。 應(yīng)用范圍：該模型假設(shè)流動為完全湍流，分子粘性的影響可以忽略，此標

32、準k-模型只適合完全湍流的流動過程模擬。 2) rng k-模型： rng k-模型來源于嚴格的統(tǒng)計技術(shù)。它和標準k-模型很相似，但是有以下改進： a、rng模型在方程中加了一個條件，有效的改善了精度。 b、考慮到了湍流旋渦，提高了在這方面的精度。 c、rng理論為湍流prandtl數(shù)提供了一個解析公式，然而標準k-模型使用的是用戶提供的常數(shù)。 d、標準k-模型是一種高雷諾數(shù)的模型，rng理論提供了一個考慮低雷諾數(shù)流動粘性的解析公式。這些公式的作用取決于正確的對待近壁區(qū)域。這些特點使得rng k-模型比標準k-模型在更廣泛的流動中有更高的可信度和精度。 3) 可實現(xiàn)的k-模型： 可實現(xiàn)的k-模

33、型是近期才出現(xiàn)的，比起標準k-模型來有兩個主要的不同點：可實現(xiàn)的k-模型為湍流粘性增加了一個公式，為耗散率增加了新的傳輸方程，這個方程來源于一個為層流速度波動而作的精確方程。術(shù)語“realizable”，意味著模型要確保在雷諾壓力中要有數(shù)學(xué)約束，湍流的連續(xù)性。 應(yīng)用范圍：可實現(xiàn)的k-模型直接的好處是對于平板和圓柱射流的發(fā)散比率的更精確的預(yù)測，而且它對于旋轉(zhuǎn)流動、強逆壓梯度的邊界層流動、流動分離和二次流有很好的表現(xiàn)。 可實現(xiàn)的k-模型和rng k-模型都顯現(xiàn)出比標準k-模型在強流線彎曲、旋渦和旋轉(zhuǎn)有更好的表現(xiàn)。由于帶旋流修正的k-模型是新出現(xiàn)的模型，所以現(xiàn)在還沒有確鑿的證據(jù)表明它比rngk-模型

34、有更好的表現(xiàn)。但是最初的研究表明可實現(xiàn)的k-模型在所有k-模型中流動分離和復(fù)雜二次流有很好的作用。 該模型適合的流動類型比較廣泛，包括有旋均勻剪切流，自由流(射流和混合層)，腔道流動和邊界層流動。對以上流動過程模擬結(jié)果都比標準k-模型的結(jié)果好，特別是可再現(xiàn)k-模型對圓口射流和平板射流模擬中，能給出較好的射流擴張。 模型評價：可實現(xiàn)的k-模型的一個不足是在主要計算旋轉(zhuǎn)和靜態(tài)流動區(qū)域時不能提供自然的湍流粘度，這是因為可實現(xiàn)的k-模型在定義湍流粘度時考慮了平均旋度的影響。這種額外的旋轉(zhuǎn)影響已經(jīng)在單一旋轉(zhuǎn)參考系中得到證實，而且表現(xiàn)要好于標準k-模型。由于這些修改，把它應(yīng)用于多重參考系統(tǒng)中需要注意。4

35、數(shù)值模擬結(jié)果及分析 整個研究過程是空氣來流速度為50m/s，攻角在-36°到+8°之間，每兩度進行一次模擬計算的過程。4.1 利用gambit建立計算模型 下面選取0°為例，講述在整個研究過程中g(shù)ambit的使用。 1) 建立翼型輪廓和設(shè)定流動區(qū)域 設(shè)定流動區(qū)域，如圖4-1所示，其中，翼型弦長為22.4cm，流動區(qū)域左邊為半徑為67.2cm的半圓，右邊為cm2的矩形；翼型局部放大圖如圖4-2所示。adijefghcb 圖4-1 流動區(qū)域圖fejih 圖4-2 翼型局部放大圖2) 劃分網(wǎng)格和翼型邊界層各條邊上的節(jié)點數(shù)如表4-1所示，得到的整體網(wǎng)格效果圖如圖4-3所示

36、： 表4-1 各條邊的上網(wǎng)格劃分的節(jié)點數(shù)邊abbccddeehhfaffiijjead節(jié)點數(shù)200545200200353520070570470 圖4-3 整體網(wǎng)格效果圖3) 定義邊界類型各邊界的類型和所包含的邊線如表4-2所示。表4-2 各邊界的類型和所包含的邊線組名包含的邊線類型inletadvelecity-inletoutletbcpressure-outletbody-shanghf，fiwallbody-xiahe，ejwallbody-weiijwallopen-shangabwallopen-xiacdwall 4) 保存文件并輸出網(wǎng)格4.2 利用fluent進行模擬計算 下

37、面選取0°為例，講述在整個研究過程中fluent軟件的使用。 1) 讀取翼型的mesh文件。 2) 檢查網(wǎng)格，最小面積不能出現(xiàn)負值。 3) 確定長度單位為cm。 4) 求解器參數(shù)設(shè)置：設(shè)置參數(shù)如圖4-4所示。 5) 確定紊流模型：選擇k-epsilon2eqn模型，設(shè)置如圖4-5所示。 圖4-4求解器設(shè)置對話框 圖4-5紊流模型選擇對話框 6) 不選用能量方程。 7) 確認流體的物理屬性：確認選擇流體為無黏空氣，密度為1.225kg/m3。 8) 確定工作壓強：設(shè)置工作壓強為默認的101325pa。 9) 定義邊界條件(inlet和outlet)：打開邊界條件設(shè)置對話框，outlet

38、的設(shè)置如圖4-6所示；inlet的設(shè)置如圖4-7所示。其中，k，是由k-計算器根據(jù)來流速度，特征長度和流體的動力粘度求出。圖4-6 壓力出口設(shè)置對話框圖4-7 速度入口設(shè)置對話框 10) 設(shè)置求解控制參數(shù)：選擇二階求解。11) 求解初始化：流場初始值設(shè)為入口流動的參考值。12) 設(shè)置求解過程殘差監(jiān)視器：收斂準則設(shè)為0.001。13) 求解過程升力監(jiān)視器設(shè)置：打開force monitors對話框，在coefficient項選擇lift，設(shè)置如圖4-8所示。其中x項是由-sin0°=0，y項由cos0°=1確定。 14) 求解過程阻力監(jiān)視器設(shè)置：在coefficient項選擇

39、drag，設(shè)置如圖4-9所示。其中x項是由cos0°=1，y項由sin0°=0確定。 圖4-8 升力監(jiān)測設(shè)置對話框 圖4-9 阻力監(jiān)測設(shè)置對話框15) 為迭代計算設(shè)置基本參考值：在compute from項選擇inlet，在reference zone項選擇fluid。 16) 保存case文件：文件名為“fengjiyixing0°”。 17) 迭代求解計算：先設(shè)置迭代1000次，計算開始。經(jīng)過296次迭代后，計算收斂，殘差曲線、升力曲線，阻力曲線如下：a. 殘差監(jiān)測曲線如圖4-10所示；b. 升力監(jiān)測曲線如圖4-11所示； c. 阻力監(jiān)測曲線如圖4-12所示。

40、 圖4-10 迭代過程殘差監(jiān)測曲線圖4-11 迭代過程升力監(jiān)測曲線 圖4-12 迭代過程阻力監(jiān)測曲線 18) 保存date文件：文件名為“fengjiyixing0°”。至此，來流攻角為0°情況下數(shù)值模擬的過程結(jié)束了。可按照上述的步驟對其它攻角情況進行相同的模擬。4.3 模擬結(jié)果分析4.3.1 對攻角為-36°時的模擬結(jié)果分析攻角為-36°時模擬得到速度矢量圖如圖4-13所示，壓強分布云圖如圖4-14所示；對速度矢量圖進行放大，得到翼型附近的流場局部放大圖如圖4-15所示：圖4-13 攻角為-36°時的速度矢量圖圖4-14 攻角為-36

41、6;時的壓力分布云圖圖4-15 攻角為-36°時翼型附近的流場局部放大圖 由圖4-13，圖4-14和圖4-15可以看出，當風機翼型來流速度攻角較大的時候，會在翼型背面形成旋渦，破壞流場的線型，同時邊界層分離，影響到風機翼型的氣動性能。邊界層分離出現(xiàn)的原因是，在分離點以后，壁面附近被黏性和逆壓梯度滯止的流體質(zhì)點逐漸增多，壓強的進一步升高使被滯止的質(zhì)點發(fā)生回流，而排擠上游來流邊界層使其與壁面分離。流場中速度等于零的流體質(zhì)點成為順流和回流的分界面，該分界面極不穩(wěn)定，稍經(jīng)擾動便破裂形成旋渦被主流帶走。這樣，分離點后的旋渦不斷地產(chǎn)生，又不斷地被主流帶走，就在翼型的背面形成渦流區(qū)。4.3.2 對

42、不同的攻角時的模擬結(jié)果分析 攻角為-30°(圖4-16)，-24°(圖4-17)，-18°(圖4-18)，-12°(圖4-19)，16°(圖4-20)，0°(圖4-21)時翼型附近的速度矢量圖，如下： 圖4-16 攻角為-30°時翼型附近的速度矢量圖 圖4-17 攻角為-24°時翼型附近的速度矢量圖圖4-18 攻角為-18°時翼型附近的速度矢量圖圖4-19攻角為-12°時翼型附近的速度矢量圖圖4-20 攻角為-6°時翼型附近的速度矢量圖圖4-21 攻角為0°時翼型附近的速度矢

43、量圖比較圖4-15到圖4-21，可以看出，當來流攻角越大時，流場中形成的旋渦越大，風機翼型的邊界層分離現(xiàn)象越明顯，即是流場的線型受到的破壞越大。而當來流攻角很小的時候，風機翼型就沒有出現(xiàn)邊界層分離現(xiàn)象，則風機翼型的氣動性能較好。在很小角度攻角來流沖擊的時候，翼型附近的流場都是順壓梯度(dp/dx<0)區(qū)，邊界層內(nèi)的流體不但是全部沿流動方向前進，而且速度剖面在流動方向呈凸形，流體質(zhì)點沿翼型表面前進不會停滯，也不會出現(xiàn)邊界層分離現(xiàn)象。而在大角度攻角來流沖擊的時候，翼型附近的流場就會出現(xiàn)逆壓梯度(dp/dx>0)區(qū)，壁面附近被黏性和逆壓梯度滯止的流體質(zhì)點逐漸增多，壓強的進一步升高使被滯止

44、的質(zhì)點發(fā)生回流，在翼型的背面形成渦流區(qū)。另外，逆壓梯度區(qū)足夠長的話，逆壓差和層外勢流的減速使得邊界層中流動減速，而近壁出流動的動能也愈來愈小，故在黏性和逆壓梯度的雙重作用下，流體質(zhì)點會在壁面某處被停滯，因此，可以說攻角的角度越大，逆壓梯度越大，邊界層分離現(xiàn)象越容易出現(xiàn)，現(xiàn)象越明顯。4.3.3 對相同大小的正負攻角的模擬結(jié)果進行分析為了對大小相同，正負相反的攻角下模擬得到的速度矢量圖作一對一比較分析，繼續(xù)做了攻角為+10°到+36°情況下的數(shù)值模擬(正常的運行工況下是不會出現(xiàn)這么大的正角度攻角的，這里只是為了得到更為明顯的模擬結(jié)果來進行比較而做的附加數(shù)值模擬)：攻角為36&#

45、176;(圖4-22)，30°(圖4-23)，24°(圖4-24)，18°(圖4-25)，12°(圖4-26)，6°(圖4-27)時翼型附近的速度矢量圖，如下：圖4-22 攻角為36°時翼型附近的速度矢量圖圖4-23 攻角為30°時翼型附近的速度矢量圖圖4-24 攻角為24°時翼型附近的速度矢量圖圖4-25攻角為18°時翼型附近的速度矢量圖圖4-26 攻角為12°時翼型附近的速度矢量圖圖4-27 攻角為6°時翼型附近的速度矢量圖對圖4-15和圖4-22，圖4-16和圖4-23，圖4-1

46、7和圖4-24，圖4-18和圖4-25，圖4-19和圖4-26，圖4-20和圖4-27做分組比較分析，得出當來流攻角的大小一樣時，風機翼型在來流攻角為正時出現(xiàn)的旋渦更大，即風機翼型在受到正攻角的來流沖擊時，風機翼型非工作面更容易出現(xiàn)旋渦，更容易出現(xiàn)邊界層分離現(xiàn)象。因為在g4-73型風機翼型的上翼面的壓強梯度dp/dx=0點后的逆壓梯度區(qū)內(nèi)的翼型壁面變化更快，邊界層外勢流通道更寬，則流速下降得更快，邊界層外緣處的流速減少得更快，壓力增加得更快，即逆壓梯度更大，所以，攻角大小相同的話，正角度時風機翼型非工作面更容易出現(xiàn)旋渦，邊界層分離現(xiàn)象更明顯。結(jié)論本文用fluent軟件對g4-73風機翼型受到速

47、度大小為50m/s的空氣來流在-36°到+8°攻角下(為方便比較而增加了+10°到+36°攻角下的數(shù)值模擬)沖擊的情況進行了二維數(shù)值模擬，通過對模擬的結(jié)果進行分析，得出下面的結(jié)論：(1) 風機翼型在受到較大攻角的來流沖擊時，就會使流場出現(xiàn)旋渦，邊界層分離，而且攻角越大，現(xiàn)象越明顯，即風機氣動性能受到的影響越大；(2) 當攻角大小一樣時，攻角為正時風機翼型流場里出現(xiàn)的旋渦更大，邊界層分離現(xiàn)象更明顯。由于所做的只是二維的數(shù)值模擬，與三維的現(xiàn)實現(xiàn)象有出入，所以模擬的結(jié)果可能會有偏差，另外本人所學(xué)知識的有限，所做的分析還不夠全面，不夠詳盡，存在很多不足，希望能在

48、以后的學(xué)習工作中能夠?qū)ζ溥M一步改善。參考文獻1 安連鎖.泵與風機m.北京:中國電力出版社,2001.2 袁春杭.鍋爐引風機事故的預(yù)防j.中國鍋爐壓力容器安全,2005,14(6):38-39.3 蔡兆林,吳克啟,穎達.離心風機損失的計算j.工程熱物理學(xué)報,1993,14(1):53-56.4 王松嶺.流體力學(xué)m.北京:中國電力出版社,2004.5 m.s.bhowmick ,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,劉福君.鍋爐送風機失速故障一例j.熱力發(fā)電,2007,10:79-80.7 songling wang,lei zhang,zhengren wu,hongwei qian.optimization research of centrifugal fan with different blade number