【正文】 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。但是，據(jù)統(tǒng)計，風機的電能利用率超過50%％，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]。傳統(tǒng)風機的葉片多采用固定的翼型，但由于應用環(huán)境和應用目的不同，風機翼型的葉片并不能高效地進行能量轉(zhuǎn)換。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)展至關重要[13]。2008年西華大學風電技術(shù)研究所的毛金鐸，張禮達[16]應用USED流體力學軟件對風力機葉片常用翼型THAThow211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系，并依據(jù)計算結(jié)果對FFAw3211 翼型的氣動性能進行分析。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，減短設計周期，并且能得到極具實際指導意義的結(jié)論。2009年重慶大學機械傳動國家重點實驗室的陳進，張曉，王旭東[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的數(shù)值模擬計算。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。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21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。 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。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)。通常，翼型的相對厚度即指最大相對厚度，以t表示。稱為最大相對彎度，xf為最大彎度位置，其無因次量為。有的翼型尾緣是平的，則用尾緣厚度表示。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： (21) (22) 式中的L和D分別代表升力和阻力，單位為N；來流動壓頭為1/2 ρV2，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， ρ為空氣密度。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。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。這一點的理論位置，薄翼型在距前緣1/4弦長處。俯仰力矩系數(shù)是翼型的重要氣動參數(shù)之一，計算全機的平衡時必須用到它。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。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)減小；同時雷諾數(shù)增加，翼型升阻比也增加。 2) 粗糙度 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。當然其影響程度還和雷諾數(shù)、翼型形狀等有關。 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雜得多。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。該邊界條件只能用于模擬亞音速流動。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。 3) 固壁邊界(wall)：對于黏性流動問題，F(xiàn)LUENT默認設置是壁面無滑移條件。湍流被稱為經(jīng)典力學的最后難題，原因在于湍流場通常是一個復雜的非定常、非線性動力學系統(tǒng)，流場中充滿著各種大小不同的渦結(jié)構(gòu)。在FLUENT中，標準kε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。 應用范圍：該模型假設流動為完全湍流，分子粘性的影響可以忽略，此標準kε模型只適合完全湍流的流動過程模擬。 c、RNG理論為湍流Prandtl數(shù)提供了一個解析公式，然而標準kε模型使用的是用戶提供的常數(shù)。 3) 可實現(xiàn)的kε模型： 可實現(xiàn)的kε模型是近期才出現(xiàn)的，比起標準kε模型來有兩個主要的不同點：可實現(xiàn)的kε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。由于帶旋流修正的kε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RNGkε模型有更好的表現(xiàn)。 模型評價：可實現(xiàn)的kε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kε模型在定義湍流粘度時考慮了平均旋度的影響。到+8176。 1) 建立翼型輪廓和設定流動區(qū)域 設定流動區(qū)域，如圖41所示，其中，右邊為cm2的矩形；翼型局部放大圖如圖42所示。 1) 讀取翼型的MESH文件。 5) 確定紊流模型：選擇kepsilon[2eqn]模型，設置如圖45所示。 9) 定義邊界條件(inlet和outlet)：打開邊界條件設置對話框，outlet的設置如圖46所示；inlet的設置如圖47所示。12) 設置求解過程殘差監(jiān)視器：。=1確定。=0確定。 17) 迭代求解計算：先設置迭代1000次，計算開始。至此，來流攻角為0176。時的模擬結(jié)果分析攻角為36176。時翼型附近的流場局部放大圖 由圖413，圖414和圖415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。 對不同的攻角時的模擬結(jié)果分析 攻角為30176。(圖419)，16176。時翼型附近的速度矢量圖圖418 攻角為18176。時翼型附近的速度矢量圖比較圖415到圖421，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。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。(圖422)，30176。(圖426)，6176。時翼型附近的速度矢量圖圖425攻角為18176。因為在G473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。到+36176。本文是在導師王松嶺老師的悉心指導和熱情鼓勵下順利完成的。其次，特別感謝劉哲師兄一直以來對我的鼓勵和幫助，在使用FLUENT軟件過程中遇到的疑問都經(jīng)過他細心地講解得到解答，論文中小到每個標點符號，師兄都仔細幫助糾正錯誤。再一次感謝王松嶺老師，感謝所有給予我關心和幫助的老師和同學們。最后衷心感謝遠在家鄉(xiāng)的父母和親人，是他們在精神上給予我極大的鼓舞，在生活上給予我照顧和疼愛，給予了我前進的動力。在做論文期間，王老師關心每一個環(huán)節(jié)，及時提出建議，悉心指導，直到我的論文順利完成，而我在王老師身上學到的不只是學問，更是對科研孜孜不倦的追求精神。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，