【正文】 給予我照顧和疼愛，給予了我前進的動力。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(xué)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，希望能在以后的學(xué)習工作中能夠?qū)ζ溥M一步改善。時翼型附近的速度矢量圖圖427 攻角為6176。(圖424)，18176。在很小角度攻角來流沖擊的時候，翼型附近的流場都是順壓梯度(dp/dx0)區(qū)，邊界層內(nèi)的流體不但是全部沿流動方向前進，而且速度剖面在流動方向呈凸形，流體質(zhì)點沿翼型表面前進不會停滯，也不會出現(xiàn)邊界層分離現(xiàn)象。(圖421)時翼型附近的速度矢量圖，如下： 圖416 攻角為30176。流場中速度等于零的流體質(zhì)點成為順流和回流的分界面，該分界面極不穩(wěn)定，稍經(jīng)擾動便破裂形成旋渦被主流帶走?？砂凑丈鲜龅牟襟E對其它攻角情況進行相同的模擬。 16) 保存Case文件：文件名為“fengjiyixing0176。其中x項是由sin0176。 7) 確認流體的物理屬性：確認選擇流體為無黏空氣。表42 各邊界的類型和所包含的邊線組名包含的邊線類型inletADvelecityinletoutletBCpressureoutletbodyshangHF，F(xiàn)IwallbodyxiaHE，EJwallbodyweiIJwallopenshangABwallopenxiaCDwall 4) 保存文件并輸出網(wǎng)格 利用FLUENT進行模擬計算 下面選取0176。由于這些修改，把它應(yīng)用于多重參考系統(tǒng)中需要注意。 應(yīng)用范圍：可實現(xiàn)的kε模型直接的好處是對于平板和圓柱射流的發(fā)散比率的更精確的預(yù)測，而且它對于旋轉(zhuǎn)流動、強逆壓梯度的邊界層流動、流動分離和二次流有很好的表現(xiàn)。它和標準kε模型很相似，但是有以下改進： a、RNG模型在ε方程中加了一個條件，有效的改善了精度。對于單相流動，科學(xué)界已經(jīng)有較為成熟的湍流封閉模型。如果有回流出現(xiàn)，給定的表壓將視為總壓，所以不必給出回流壓力。 2) 壓力出口(pressureoutlet)：對于有回流的出口，壓力出口比自由出流更容易收斂。 3) 湍流度 湍流度對翼型氣動特性也密切相關(guān)。不同的邊界層發(fā)展情況對翼型空氣動力特性，特別是阻力特性有較大的影響。這種影響用翼型和流體組合的雷諾數(shù)來表示。不論攻角多大，壓力增大，壓力中心前移，壓力中心至氣動中心的距離縮短，結(jié)果力乘以力臂的積，即俯仰力矩保持不變。翼型的幾何形狀和作用在翼型上的力如圖23所示。 6) 尾緣半徑和尾緣角翼型尾緣點B的內(nèi)切圓半徑稱為翼型尾緣半徑。厚度隨x的變化稱厚度分布，以t(x)表示: 當時，稱最大厚度。當氣流方向與氣動弦一致時，作用在翼型上的升力為零，如圖21所示。數(shù)字仿真能比真實實驗提供更多結(jié)果，而且可以用于核實和完善實驗結(jié)論[19]，可深化了解風機翼型的氣動性能，對不同沖角下的流動情況進行詳細的研究，找出沖角與分離點位置的關(guān)系，為風機葉片翼型選型和葉片翼型改型設(shè)計和研發(fā)工作提供技術(shù)參數(shù)和指導(dǎo)意見?，F(xiàn)有翼型的表達都是通過離散的點來實現(xiàn)的，并不存在函數(shù)的具體表達形式。我國對風機翼型的研究主要在于測繪和仿制上，并且僅限于進行一些風機試驗，由于商業(yè)因素和技術(shù)保密等原因，我們不容易得到國外風機專用翼型相關(guān)的氣動實驗數(shù)據(jù)。但中國仍有多種低效舊風機需要更新?lián)Q代，新推廣的風機也有待于進一步完善。風機的流動損失不僅僅影響到風機的效率，在流動損失過大時，它還會影響到風機的安全運行，引發(fā)事故，造成更大的經(jīng)濟損失。 氣體經(jīng)過風機葉輪后能夠獲得相應(yīng)的動能，但是，由于結(jié)構(gòu)、工藝及流體黏性的影響，氣體流經(jīng)風機時不可避免地要產(chǎn)生各種能量損失，而使其實際可利用的能量降低。 Boundary layer separation。流體運動速度的大小和方向的改變，也會使得氣體在進入葉片入口和從葉輪出來進入壓出室時，流動角不等于葉片的安裝角，從而產(chǎn)生沖擊損失，影響風機的效率和性能。到8176。時的模擬結(jié)果分析 15 對不同的攻角時的模擬結(jié)果分析 17 對相同大小的正負攻角的模擬結(jié)果進行分析 19結(jié)論 23參考文獻 24致謝 26華北電力大學(xué)本科畢業(yè)設(shè)計(論文)1 緒論 研究背景及意義 風機是一種裝有多個葉片的通過軸旋轉(zhuǎn)推動氣流的機械。當風機工作時，氣體流道的幾何形狀改變會使流體運動速度的大小和方向發(fā)生改變，從而產(chǎn)生流動分離。從局部流動特性來看，機翼型葉片風機的氣流匹配能力更強，氣動損失更小，因此，其穩(wěn)定工作范圍也較寬，具有優(yōu)良的氣動和變工況性能，尤其是電站鍋爐負荷受各方面的影響經(jīng)常發(fā)生變化，與之匹配的風機風量也要隨之改變，為了適應(yīng)電站鍋爐阻力變化小，而風量變化要求較大的特點，在選用離心通風機時，一般首先選用機翼型葉輪。因此，如何能以科技為基礎(chǔ)，發(fā)展、優(yōu)化風機，從而提高其性能，降低經(jīng)濟損失，并將其轉(zhuǎn)化為效益成為一個十分重要的課題。西華大學(xué)能源與環(huán)境學(xué)院的黃華，張禮達[14]基于翼型理論和線性動量理論對葉片翼型截面升力公式的計算，導(dǎo)出對非設(shè)計工況來流角計算的迭代式。2008年遼寧工程技術(shù)大學(xué)機械工程學(xué)院李文華，范興文[17]。根據(jù)數(shù)值模擬的一般步驟：利用Gambit創(chuàng)建二維模型，進行網(wǎng)格劃分，設(shè)定邊界條件和區(qū)域，輸出網(wǎng)格，再利用FLUENT求解器求解，對不同空氣來流攻角角下的流動進行二維數(shù)值模擬。前緣點上下翼面切線的夾角就是前緣角。 4) 中弧線 翼型內(nèi)切圓圓心的連線叫做中弧線。 氣動特性翼型所受的力是作用在上下表面的分布力之合力。壓力中心的位置和翼面上的壓力具體分布情況有關(guān)系。實驗測得的略有出入，大多數(shù)普通翼型的氣動中心位于0. 23~0. 24弦長處，而層流翼型的則在0. 26~0. 27弦長處。那么，對于風力機翼型，雷諾數(shù)的范圍是從一直到。這些凹凸不平的波峰與波谷之間高度的平均值稱為粗糙度。風力機葉片的工況是很寬的，不僅涉及小攻角情況，而且涉及到失速和大攻角范圍的升力和阻力特性。如果當?shù)厮俣纫呀?jīng)超過音速，該壓力在計算過程就不采用了。對于壁面有平移運動或者旋轉(zhuǎn)運動時，可以指定壁面切應(yīng)力和與流體換熱情況。適用范圍廣、經(jīng)濟、合理的精度。 d、標準kε模型是一種高雷諾數(shù)的模型，RNG理論提供了一個考慮低雷諾數(shù)流動粘性的解析公式。但是最初的研究表明可實現(xiàn)的kε模型在所有kε模型中流動分離和復(fù)雜二次流有很好的作用。之間，每兩度進行一次模擬計算的過程。 2) 檢查網(wǎng)格，最小面積不能出現(xiàn)負值。其中，k，ε是由kε計算器根據(jù)來流速度，特征長度和流體的動力粘度求出。 14) 求解過程阻力監(jiān)視器設(shè)置：在Coefficient項選擇Drag，設(shè)置如圖49所示。經(jīng)過296次迭代后，計算收斂，殘差曲線、升力曲線，阻力曲線如下：a. 殘差監(jiān)測曲線如圖410所示；b. 升力監(jiān)測曲線如圖411所示； c. 阻力監(jiān)測曲線如圖412所示。時模擬得到速度矢量圖如圖413所示，壓強分布云圖如圖414所示；對速度矢量圖進行放大，得到翼型附近的流場局部放大圖如圖415所示：圖413 攻角為36176。(圖416)，24176。時翼型附近的速度矢量圖圖419攻角為12176。 對相同大小的正負攻角的模擬結(jié)果進行分析為了對大小相同，正負相反的攻角下模擬得到的速度矢量圖作一對一比較分析，繼續(xù)做了攻角為+10176。(圖427)時翼型附近的速度矢量圖，如下：圖422 攻角為36176。結(jié)論本文用FLUENT軟件對G473風機翼型受到速度大小為50m/s的空氣來流在36176。王老師淵博的知識、嚴謹?shù)闹螌W(xué)態(tài)度、誨人不倦的作風和兢兢業(yè)業(yè)的工作精神，讓我受益匪淺。