【文章內(nèi)容簡(jiǎn)介】 證葉片結(jié)構(gòu)局部和整體穩(wěn)定性；葉片結(jié)構(gòu)滿足適當(dāng)?shù)膹?qiáng)度要求和剛度要求。本課題采用NACA系列翼型研究葉片建模方法和控制參數(shù)的改變對(duì)葉片形狀的影響，采用ANSYS建模研究方法，研究葉片在各種工況下的強(qiáng)度和剛度，進(jìn)而優(yōu)化葉片參數(shù)達(dá)到優(yōu)化葉片模型的目的[10]。具體內(nèi)容如下：在有限單元法的理論下，根據(jù)已有的葉片翼型，利用大型通用有限元軟件 ANSYS建立葉片的有限元模型，采用殼體單元 SHELL63 對(duì)模型進(jìn)行離散化，對(duì)建好的有限元模型施加工況條件，進(jìn)行結(jié)構(gòu)分析，施加氣動(dòng)力、慣性力和重力載荷對(duì)建好的模型進(jìn)行加載對(duì)葉片模型ansys結(jié)果進(jìn)行分析！ 常用翼型介紹目前在翼型設(shè)計(jì)制造和生活研究中，常采用以下幾種翼型：1）NACA（4406～4415）翼型這是美國(guó)航空咨詢委員會(huì)研制的翼型。四位數(shù)字的含義是：第一位數(shù)字4表示翼型的最大相對(duì)彎度（拱度）為4﹪；第二個(gè)數(shù)字4表示翼型最大厚度處離前緣的距離為弦長(zhǎng)的4/10，即4/10l；后兩位數(shù)字表示最大相對(duì)厚度的百分?jǐn)?shù)，即6﹪～15﹪。2）哥丁根（Gottingen）翼型這是 1921 年在德國(guó)哥丁根研制的翼型。3）ВИГМ 翼型這是前蘇聯(lián)水力機(jī)械研究所專門為水力機(jī)械研究的翼型。4）RAF—6 翼型（英國(guó)翼型）5）圓弧翼型6）791 翼型在有限元分析中，分析對(duì)象幾何模型的好壞直接影響分析結(jié)果的準(zhǔn)確性。通常情況下，有以下三種建模方法[11]::即采用三維CAD建模軟件創(chuàng)建模型，轉(zhuǎn)換格式后導(dǎo)入ANSYS軟件進(jìn)行分析，其優(yōu)點(diǎn)是基于CAD軟件強(qiáng)大的建模功能使得建模簡(jiǎn)便可行，尤其是對(duì)于外形結(jié)構(gòu)復(fù)雜的分析對(duì)象，相比于在ANSYS中建模節(jié)省大量的時(shí)間。缺點(diǎn)是從CAD軟件中導(dǎo)入的模型不適于網(wǎng)格劃分，需要做大量的修補(bǔ)工作，甚至由于安裝版本、轉(zhuǎn)換格式等限制導(dǎo)致引入模型不完整等問(wèn)題。并且?guī)缀谓Ｅc結(jié)構(gòu)分析過(guò)程難以一次完成，使得分析模型精度降低。:該方法是利用有限元程序直接定義節(jié)點(diǎn)和單元，適用于小型或簡(jiǎn)單模型的生成，并能夠?qū)缀涡螤罴懊總€(gè)節(jié)點(diǎn)和單元的編號(hào)完全控制。優(yōu)點(diǎn)只針對(duì)簡(jiǎn)單零件而言，計(jì)算量小、對(duì)機(jī)器配置要求不高。缺點(diǎn)針對(duì)復(fù)雜或龐大零件而言，操作乏味繁瑣，且有時(shí)不可能實(shí)現(xiàn)準(zhǔn)確的計(jì)算，并且生成的模型嚴(yán)格按照節(jié)點(diǎn)和單元的順序定義組集而成，單元必須在節(jié)點(diǎn)全部生成后才能定義，并不能利用自適應(yīng)網(wǎng)格劃分功能，進(jìn)一步改進(jìn)網(wǎng)格十分困難，使優(yōu)化設(shè)計(jì)很不方便。:通過(guò)直接描述模型的幾何邊界、形狀和尺寸等特性來(lái)創(chuàng)建模型，在ANSYS軟件中通過(guò)創(chuàng)建點(diǎn)、線、面、體的方式生成實(shí)體模型，可采用自底向上、自頂向下或二者混合的方式建模，并且可利用布爾運(yùn)算、拖拉、旋轉(zhuǎn)、鏡像操作，大大減小工作量，提高效率。同時(shí)，能對(duì)生成的實(shí)體模型采用自適應(yīng)方式、自由網(wǎng)格、映射方法劃分網(wǎng)格，便于加載后進(jìn)行局部網(wǎng)格細(xì)化以及幾何上的改進(jìn)和優(yōu)化。根據(jù)自身的情況，考慮到葉片形狀特點(diǎn)：翼型是沿葉片伸展方向上某一位面的輪廓線，且在連接處跟尾部都有過(guò)渡部分，本文采用Pro/e進(jìn)行三維建模再導(dǎo)入到ansys中[12]?，F(xiàn)代風(fēng)力機(jī)通常是采用三葉片的上風(fēng)或下風(fēng)結(jié)構(gòu)。風(fēng)力機(jī)葉展形狀、翼型形狀與風(fēng)力發(fā)電機(jī)的空氣動(dòng)力特性密切相關(guān)。一臺(tái)好的風(fēng)力機(jī)應(yīng)當(dāng)盡量增加升力而減小阻力，使之盡量趨于最大值，以增加風(fēng)力機(jī)的風(fēng)能利用系數(shù)[13]。葉片通常由翼型系列組成。由于葉片根部各翼型力臂較小，對(duì)風(fēng)力機(jī)風(fēng)輪輸出扭矩貢獻(xiàn)不大，所以葉片根部對(duì)風(fēng)力機(jī)性能影響較小，主要考慮加工方便和強(qiáng)度問(wèn)題。在尖部采用薄翼型以滿足高升阻比的要求；根部采用相同翼型或較大升力系數(shù)翼型的較厚形式，以滿足結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的需要。典型運(yùn)行工況下的雷諾數(shù)范圍是[14]。常用的翼型有 NACA44xx 系列、NACA644xx 系列和 NACA230xx 系列等航空翼型；專用翼型有美國(guó)的 SERI 翼型系列以及 NREL 翼型系列、丹麥的 RISφ—A 系列翼型和瑞典的 FFA—W 系列翼型族。根據(jù)不同的設(shè)計(jì)需要選取翼型。翼型數(shù)據(jù)及其氣動(dòng)性可參考 profili 軟件、中國(guó)氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心的文獻(xiàn)等。從 profili 軟件導(dǎo)出 NACA4412 的翼型數(shù)據(jù)。導(dǎo)出如圖所示21 所示。導(dǎo)出 文件。翼型數(shù)據(jù)見(jiàn)表 21圖21 NACA4412翼型數(shù)據(jù)的導(dǎo)出表21 NACA4412翼型數(shù)據(jù)NACA 4412 基本原理圖形變換的實(shí)質(zhì)是對(duì)組成圖形的各頂點(diǎn)進(jìn)行坐標(biāo)變換[15]。運(yùn)用齊次坐標(biāo)的方法，可將三維空間點(diǎn)的幾何變換表示為：其中，T是4*4的變換矩陣，即：T=其中，左上角子矩陣產(chǎn)生三維圖形的比例、對(duì)稱、錯(cuò)切和轉(zhuǎn)換變換；左下角子矩陣產(chǎn)生平移變換；右上角子矩陣產(chǎn)生透視變換；右下角子矩陣產(chǎn)生全比例變換。要進(jìn)行葉片三維造型，首先是對(duì)葉片的截面進(jìn)行坐標(biāo)轉(zhuǎn)換，使葉片各剖面坐標(biāo)轉(zhuǎn)化到相應(yīng)的三維空間坐標(biāo)中去。具體可按下述步驟來(lái)實(shí)現(xiàn):首先獲得翼型剖面曲線坐標(biāo)，再轉(zhuǎn)化為以氣動(dòng)中心為坐標(biāo)原點(diǎn)的平面坐標(biāo)，最后經(jīng)過(guò)平移、旋轉(zhuǎn)至相應(yīng)的三維空間坐標(biāo)(x，y，z)。設(shè)葉片r=o的葉素平面為xy平面，葉展從葉根至葉尖方向定位z軸正向，三維空間原點(diǎn)設(shè)在r=o的葉素平面的氣動(dòng)中心處。翼型輪廓離散點(diǎn)坐標(biāo)為(x，y，z)。設(shè)氣動(dòng)中心的坐標(biāo)為則以氣動(dòng)中心為原點(diǎn)，弦線為x軸的輪廓二維坐標(biāo)為=再結(jié)合實(shí)際弦長(zhǎng)得實(shí)際葉素坐標(biāo)=*L經(jīng)旋轉(zhuǎn)，平移得三維空間的實(shí)際坐標(biāo)為通過(guò)EXCEL可完成各翼型截面上所有離散點(diǎn)的空間坐標(biāo)計(jì)算，部分?jǐn)?shù)據(jù)如表22：表 22 部分截面坐標(biāo)數(shù)據(jù)通過(guò)上述過(guò)程獲得各葉素空間實(shí)際坐標(biāo)(x ，y ，z)，進(jìn)而可通過(guò)各種繪圖軟件直接繪制葉片。第一步：把一個(gè)葉素計(jì)算出的 x，y，z 坐標(biāo)數(shù)組，在 Excel 中的數(shù)據(jù)點(diǎn)排成 3 列。第二步：把這三列數(shù)據(jù)復(fù)制到一個(gè)文本文件 txt 中，在文本文件中也要排成 3 列，數(shù)據(jù)前寫入文字open Arclength begin section!1 begin curve；第三步：把文本文件后綴名改為ibl格式，然后保存；第四步：在 pro/e中建立葉素翼型的樣條曲線。在建模過(guò)程中執(zhí)行插入樣條曲線，選擇通過(guò)點(diǎn)形成，選擇從文件中的點(diǎn)，選中你剛才保存的ibl文件，就畫出了該葉素的翼型曲線。如圖22.圖 22 葉素翼型曲線形成重復(fù)上述過(guò)程，計(jì)算 18 個(gè)截面各點(diǎn)的空間坐標(biāo)，導(dǎo)入pro/e，畫出各截面的翼型曲線。如圖 23 所示：圖 23 各截面翼型曲線葉根部分考慮了安裝和結(jié)構(gòu)的過(guò)渡性,按結(jié)構(gòu)要求繪制，葉片根部各翼型力臂較小，對(duì)風(fēng)力機(jī)風(fēng)輪輸出扭矩貢獻(xiàn)不大，所以葉片根部對(duì)風(fēng)力機(jī)性能影響較小。葉根部分考慮了安裝和結(jié)構(gòu)的過(guò)渡性,按結(jié)構(gòu)要求繪制，本文用圓周型連接。如圖24所示：圖24 葉根部分曲線。在pro/e中通過(guò)各個(gè)葉素的樣條曲線，創(chuàng)建整個(gè)葉片的自由扭曲的曲面形狀。如圖 25 所示:圖25 各葉素形成的曲面機(jī)的機(jī)翼、輪船的螺旋槳，以及軸流式壓縮機(jī)、水輪機(jī)、泵（風(fēng)機(jī)）的葉輪葉片等，其斷面形狀都是機(jī)翼形。機(jī)翼的形狀如圖31所示圖中l(wèi)稱為翼弦長(zhǎng)度，b稱為翼展，l /b稱為展弦比。如機(jī)翼的翼弦長(zhǎng)度不是定值時(shí)，求展弦比可用翼弦長(zhǎng)度的平均值。根據(jù)展弦比的不同，可把機(jī)翼分為兩種：一為有限展翼比機(jī)翼，或稱有限翼展機(jī)翼，如圖 31(a)所示；另一種為無(wú)限展弦比機(jī)翼，或稱無(wú)限翼展機(jī)翼，其翼展長(zhǎng)度為無(wú)限大，如圖 31(b)所示。當(dāng)然翼展不可能無(wú)限長(zhǎng)，如果機(jī)翼的兩端是固體壁，例如軸流泵等的風(fēng)輪葉片，就可看作是無(wú)限翼展機(jī)翼。圖31 機(jī)翼 圖32 翼型垂直于翼展重心軸線的機(jī)翼剖面稱為翼型或翼型剖面。如圖 32所示。1） 翼弦長(zhǎng)度連接翼型前、后緣點(diǎn)的直線長(zhǎng)度稱為翼型長(zhǎng)度。2） 翼型厚度 y 在垂直于翼弦方向上，翼型上下表面之間的各線段長(zhǎng)度，稱為翼型厚度，其中最大的厚度以表示，最大厚度