本文關(guān)鍵詞：低速風(fēng)機(jī)內(nèi)部非定常流動(dòng)分離控制及應(yīng)用研究　出處：《華中科技大學(xué)》2015年博士論文　論文類型：學(xué)位論文

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【摘要】：低速風(fēng)機(jī)廣泛應(yīng)用于國(guó)防、民用領(lǐng)域,其內(nèi)部包含著復(fù)雜的三維、非定常的粘性流動(dòng)問(wèn)題,對(duì)其分離流動(dòng)的控制是研究的熱點(diǎn)之一。基于對(duì)低速軸流／離心風(fēng)機(jī)內(nèi)流動(dòng)機(jī)理與設(shè)計(jì)方法研究,試圖通過(guò)葉片改型設(shè)計(jì)、動(dòng)靜部件匹配性研究對(duì)葉輪流道內(nèi)的壓力梯度分布進(jìn)行控制,從而起到抑制葉片端部分離流動(dòng),減少端部低能流體聚集的作用,實(shí)現(xiàn)低速風(fēng)機(jī)氣動(dòng)性能的提升與降噪。 論文主要圍繞低速軸流風(fēng)扇\前彎離心風(fēng)機(jī)葉片前緣分離流動(dòng)、多翼離心風(fēng)機(jī)葉片尾緣及蝸殼舌部的仿生設(shè)計(jì)等方面開(kāi)展工作,采用數(shù)值計(jì)算方法對(duì)分離流動(dòng)演變過(guò)程進(jìn)行分析,結(jié)合試驗(yàn)對(duì)分離流動(dòng)控制方案進(jìn)行驗(yàn)證,探索提高低速風(fēng)機(jī)氣動(dòng)-聲學(xué)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(dāng)?shù)刈兞康膽?yīng)變率雷諾數(shù)Rev,并將求解的間歇因子耦合進(jìn)SST湍流模型能量方程,對(duì)三種不同厚度翼型表面分離誘導(dǎo)轉(zhuǎn)捩進(jìn)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(dòng)結(jié)構(gòu)特征及渦系演變過(guò)程；對(duì)NACA0006翼型前緣型線進(jìn)行改型,給出不同前緣形狀對(duì)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(fēng)機(jī)中引入了葉片前緣保凸設(shè)計(jì)方法,對(duì)某半開(kāi)式軸流風(fēng)扇葉片進(jìn)行前緣改型設(shè)計(jì)應(yīng)用研究。通過(guò)控制多邊形各點(diǎn)坐標(biāo)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(yù)測(cè)中前緣變型對(duì)抑制葉柵截面流動(dòng)分離的內(nèi)在機(jī)制。試驗(yàn)對(duì)比改型前、后風(fēng)機(jī)外特性與噪聲性能,驗(yàn)證了采用前緣保凸法設(shè)計(jì)的低速軸流風(fēng)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(qiáng)旋流、彎曲葉片表面流動(dòng)問(wèn)題的非線性模型。運(yùn)用模型對(duì)90°彎管內(nèi)流場(chǎng)進(jìn)行仿真預(yù)測(cè),對(duì)比試驗(yàn)結(jié)果評(píng)估改進(jìn)模型的準(zhǔn)確性。應(yīng)用改進(jìn)湍流模型對(duì)具有狹長(zhǎng)流道特征的前彎離心風(fēng)機(jī)內(nèi)流場(chǎng)進(jìn)行性能預(yù)測(cè),分析葉片前緣時(shí)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(duì)稱進(jìn)氣控制方案抑制葉片前緣分離流動(dòng),結(jié)果表明：該方案減小了分離渦大小,改善了氣動(dòng)性能,研究過(guò)程中結(jié)合外特性試驗(yàn)及噪聲測(cè)試進(jìn)行方案驗(yàn)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(wú)量綱因子對(duì)速度尾跡分布進(jìn)行曲線擬合,結(jié)合分布特征對(duì)葉片尾緣進(jìn)行改型設(shè)計(jì)。改型的多翼離心葉片出口速度分布變得過(guò)渡均勻,未出現(xiàn)原風(fēng)機(jī)類似跌宕分布。其壓力在設(shè)計(jì)流量周圍覆蓋原機(jī),設(shè)計(jì)工況下效率提升2%左右。同時(shí),探討了仿鶚翼蝸舌在偏工況點(diǎn)運(yùn)行時(shí)出現(xiàn)的分離流動(dòng)問(wèn)題,結(jié)合傾斜蝸舌設(shè)計(jì)方法,設(shè)計(jì)并制作帶傾斜特征仿鶚翼蝸舌,在半消音室內(nèi)進(jìn)行聲學(xué)測(cè)試發(fā)現(xiàn)：改型后風(fēng)機(jī)在高頻段聲壓級(jí)幅值下降明顯,低頻段噪聲也低于原風(fēng)機(jī),整機(jī)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(xué)位授予單位】：華中科技大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：博士
【學(xué)位授予年份】：2015
【分類號(hào)】：TH43

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本文編號(hào)：1395094