1、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 XXX指导教师 XXX题 目 风机翼型边界层分离的二维数值模拟研究二XX 年 X 月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
2、损失。针对 G4-73 风机翼型，利用商业软件 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；攻角热能与动力工程毕业设计ITHE 2D NUMERICAL SIMULATION OF THE BOUNDARY LAYER SEPARATION ON A WIND TURBINE AIRFOILAbstractWhen the fan working, t
3、he gas flow channel geometry 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
4、gas is going into the impeller 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 r
5、eason leading to boundary layer 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 performan
6、ce of 2D aerofoil of wind turbine 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 turb
7、ine airfoil and the Angle of Attack.Keywords: Wind turbine airfoil; Boundary layer separation; Numerical simulation;Angle of Attack热能与动力工程毕业设计II目 录摘要 .IAbstract .II1 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-
8、 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 .26热能与动力工程毕业设计01 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
9、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
10、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
11、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 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
12、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，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，因热能与动力工程毕业设计1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
13、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，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
14、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
15、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
16、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 USED 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热能与动力工程毕业设计2型 THAT-how-211 进行数值分析，得出了
17、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 FLUENT 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 FLUENT
18、6.1 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 FLUENT 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
19、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
20、 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。热能与动力工程毕业
21、设计32 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) 翼弦cBO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
22、。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)，下方的弧线称为下翼面xU(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xyL度随 x 的变化称厚度分布，以 t(x)表示:ULt(x)-(x)y当 时， 称最大厚度。ctmax气动弦几何弦热能与动力工程毕业设计4称为最大相对厚度，x c 为最大厚度位置，其无因次量为 。通常，/ct cx c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
23、称翼型时中弧线与翼弦重合。Cx ct m a xxt ( x )上翼面下翼面xy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：xyf(x)y(/x)yLUf 21当 时， 称为最大弯度，以 f 表示。 称为最大相对弯度，x ffffma cf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，cff用 表示。f6) 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
24、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： cbVLl21(2-1)热能与动力工程毕业设计5(2-2)cbVDCd21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；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
25、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。C旋转平面升力阻力合力v翼弦图 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。bcVMCm21 (2-3)V
