先进翼型与先进翼型风机的设计与实验研究
时间:2008-4-3 21:25:51 共有 人次浏览 共有
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图1
2 风机气动设计
风机设计是采用我们开发的以孤立翼型法为基础，借鉴和吸收风洞风扇与飞机螺旋桨的设计思想和方法的风机工程设计系统进行设计的。
设计的主要参数为：介质为空气，气体常数R=288.5J/kg。K，绝热指数k=1.4，进口绝对压力P=101325Pa，进口温度T1=20℃，进口密度ρ=1.2kg/m3，转速n=1450r/min，流量Q=7090m3/h，全压P=124.6Pa，叶轮直径Dt=0.5m，叶片数z=6。
考虑到风机直径较小，采用变环量设计，所以计算中取环量指数α=0.5，效率η=0.8，升力系数采用由根部到梢部逐渐减小，线性变化。
为了进行对比，设计中有关参数的选取原则是保证具有相同的作功能力，即两个叶轮产生相同的压力和流量。计算的主要结果(由根部到梢部的变化范围)为：叶片安装角βA=53°～20°；叶片弦长b=0.09～0.085m；叶片相对厚度 =11%～7%。
3 翼型风洞试验
3.1 风洞与测试设备
翼型实验是在西北工业大学F-3风洞中进行的。该风洞为一低速二元直流闭口式风洞，实验段尺寸为2.9×0.2×2m，横截面为矩形，风洞收缩比为14.4，空风洞最大风速55m/s，实验段气流原始紊流度约为0.29%，风洞最大有效雷诺数为1.8×106，本次实验诸翼型所做的基于翼剖面弦长的实验雷诺数Re为6.5×105、9.7×105、1.3×106。
压力与尾迹测量采用微机控制的多管压力计光电巡回检测系统。
3.2 实验模型
实验模型为木质结构，弦长470mm，展长200mm。模型上下表面中间剖面(包括前、后缘)共开有34个孔，孔径0.6～0.7mm，用软塑料管与橡胶管通过过渡接头与多管压力计相连。
3.3 实验方法
翼型的迎角变化范围为-4°开始至失速以后若干迎角为止。在最小迎角附近和大迎角时变化间隔为0.5°或1°，其余一般为2°，通过翼型表面压力分布测量并积分计算出翼型的升力系数CL，与绕1/4弦线处的俯仰力矩系数CM，通过测量模型尾迹区的总压分布与静压，根据动量定理计算翼型的阻力系数CD。
3.4 实验数据处理
由所测量的翼型表面的静压以及尾流区的静压和总压，求出翼型表面的法向力系数和弦向力系数，再由法向力系数和弦向力系数最后求出升力系数、阻力系数和力矩系数。
3.5 实验结果与分析
3.5.1 实验结果
图2为各翼型的CL～CD曲线，图3为各翼型的CL/CD～CL曲线，图4为FJZX10翼型理论计算升阻比与风洞实验升阻比比较，图5为FJZX10翼型设计计算的压力分布与实验压力分布的比较。
为了风洞试验验证对比，我们从一族新设计翼型中选出FJZX08、FJZX10和FJZX12三个翼型，其参数见表2，还选用了两个常用翼型CLARK—Y(相对厚度为11.7%)和RAF—6E(相对厚度10.2%)，一共加工了5个翼型模型进行风洞试验，各翼型形状如图1所示。 |
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