动力毕业设计.docx
《动力毕业设计.docx》由会员分享，可在线阅读，更多相关《动力毕业设计.docx（34页珍藏版）》请在冰点文库上搜索。
动力毕业设计
二○XX年X月
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
XXX
指导教师
XXX
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
THE2DNUMERICALSIMULATIONOFTHEBOUNDARYLAYERSEPARATIONONAWINDTURBINEAIRFOIL
Abstract
Whenthefanworking,thegasflowchannelgeometrywillchange，whichmakesthefluidvelocitymagnitudeanddirectionchangeresultingflowseparation.Theflowseparationwillcausetheflowloss.Thechangeofthefluidvelocitymagnitudeanddirectionmakestheflowanglebenotequaltotheinstallationanglewhenthegasisgoingintotheimpellerfromtheentranceandoutfromtheimpeller,resultinginshockloss.Theshocklosswillaffecttheefficiencyandperformanceoffans.Whenthegaswithimpactspeedimportedintotheentranceofimpeller,itwillbringaboutthevortexonthesuctionside.Thisisthereasonleadingtoboundarylayerseparation.WiththehelpofGambit，aprocessingtoolofFLUENTsoftware，aincompressibleturbulencemodelofakindofwindturbineairfoilwasbuilt.Ofcourse，thespecificairfoilofthisstudyisG4-73.UnderthedifferentAngleofAttack，theaerodynamicperformanceof2DaerofoilofwindturbineairfoilwassimulatedandanalyzedbyusingtheFLUENTsoftware.TheAoAofthisstudywaschangedfrom-36°to8°.ThencomparethespeedvectordiagramsobtainedviatheFLUENTsoftwareandfindouttherelationbetweentheboundarylayerseparationonthewindturbineairfoilandtheAngleofAttack.
Keywords:
Windturbineairfoil;Boundarylayerseparation;Numericalsimulation;
AngleofAttack
目录
摘要I
AbstractII
1绪论1
1.1研究背景及意义1
1.2国内外研究现状和趋势2
1.3研究方法及主要内容3
2翼型基本知识4
2.1几何参数4
2.2气动特性5
2.3影响气动特性的主要因素6
3数值模拟理论8
3.1边界条件的确定8
3.2k-ε模型8
4数值模拟结果及分析10
4.1利用GAMBIT建立计算模型10
4.2利用FLUENT进行模拟计算11
4.3模拟结果分析15
4.3.1对攻角为-36°时的模拟结果分析15
4.3.2对不同的攻角时的模拟结果分析17
4.3.3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
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2×300M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，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，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-ε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Spala~Allmaras湍流模型处理，得出了雷诺数在3.2×106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）翼弦
B
O
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），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）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1/2ρV2，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，ρ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α。
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
α
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0.23~0.24弦长处，而层流翼型的则在0.26~0.27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（
）情况下，翼型表面从层流边界层经过分离气泡，再附着发展为湍流边界层；在高雷诺数（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20~30%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。
3.2k-ε模型
k-ε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-ε模型包括标准的k-ε模型，RNGk-ε模型和可实现的k-ε模型，下面简单介绍一下[22]：
1）标准的k-ε模型：
最简单的完整湍流模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-ε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-ε模型只适合完全湍流的流动过程模拟。
2）RNGk-ε模型：
RNGk-ε模型来源于严格的统计技术。
它和标准k-ε模型很相似，但是有以下改进：
a、RNG模型在ε方程中加了一个条件，有效的改善了精度。
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-ε模型使用的是用户提供的常数。
d、标准k-ε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RNGk-ε模型比标准k-ε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-ε模型：
可实现的k-
升级会员 