【正文】 再一次感謝 王松嶺 老師，感謝所有給予我關(guān)心和幫助的老師和同學(xué)們。 最后衷心感謝遠(yuǎn)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(jìn)的動力。 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(xì)心地講解得到解答，論文中小到每個標(biāo)點符號，師兄都仔細(xì)幫助糾正錯誤。 在做論文期間， 王 老師關(guān)心每一個環(huán)節(jié)，及時提出建議，悉心指導(dǎo)，直到我的論文順利完成，而我 在 王 老師身上學(xué)到的不只是學(xué)問，更是對科研孜孜不倦的追求精神。 本文是在導(dǎo)師王松嶺老師的悉心指導(dǎo)和熱情鼓勵下順利完成的。 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(xí)工作中能夠?qū)ζ溥M(jìn)一步改善。到 +36176。到 +8176。因為在 G473 型風(fēng)機(jī)翼型的上翼面的壓強(qiáng)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(fēng)機(jī)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。時翼型附近的速度矢量圖 圖 427 攻角為 6176。時翼型附近的速度矢量圖 熱能與動力工程畢業(yè)設(shè)計 21 圖 425 攻角為 18176。時翼型附近的速度矢量圖 圖 423 攻角為 30176。(圖 426)， 6176。(圖 424)， 18176。(圖 422)， 30176。到 +36176。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。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(jìn)，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(jìn)不會停滯，也不會出現(xiàn)邊界層分離現(xiàn)象。時翼型附近的速度矢量圖 比較圖 415 到圖 421，可以看出，當(dāng)來流攻角越大時，流場中形成的旋渦 越大，風(fēng)機(jī)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。時翼型附近的速度矢量圖 圖 420 攻角為 6176。時翼型附近的速度矢量圖 熱能與動力工程畢業(yè)設(shè)計 18 圖 418 攻角為 18176。(圖421)時翼型附近的速度矢量圖，如下： 圖 416 攻角為 30176。(圖 419)， 16176。(圖 417)， 18176。 對不同的攻角時的模擬結(jié)果分析 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。時翼型附近的流場局部放大圖 熱能與動力工程畢業(yè)設(shè)計 17 由圖 413，圖 414 和圖 415 可以看出，當(dāng)風(fēng)機(jī)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(fēng)機(jī)翼型的氣動性能。時的速度矢量圖 圖 414 攻角為 36176。時的模擬結(jié)果分析 攻角為 36176。可按照上述的步驟對其它攻角情況進(jìn)行相同 的模擬。 至此，來流攻角為 0176。 圖 410 迭代過程殘差監(jiān)測曲線 熱能與動力工程畢業(yè)設(shè)計 15 圖 411 迭代過程升力監(jiān)測曲線 圖 412 迭代過程阻力監(jiān)測曲線 18) 保存 Date 文件：文件名為“ fengjiyixing0176。 17) 迭代求解計算 ：先設(shè)置迭代 1000 次，計算開始。 16) 保存 Case 文件：文件名為“ fengjiyixing0176。=0 確定。其中x 項是由 cos0176。=1 確定。其中 x 項是由 sin0176。 12) 設(shè)置求解過程殘差監(jiān)視器：收斂準(zhǔn)則設(shè)為 。 圖 46 壓力出口設(shè)置對話框 圖 47 速度入口設(shè)置對話框 10) 設(shè)置求解控制參數(shù)：選擇二階求解。 熱能與動力工程畢業(yè)設(shè)計 13 9) 定義邊界條件 (inlet 和 outlet)：打開邊界條件設(shè)置對話框， outlet 的設(shè)置如圖 46 所示； inlet 的設(shè)置如 圖 47 所示。 7) 確認(rèn)流體的物理屬性：確認(rèn)選擇流體為無黏空氣，密度為 。 5) 確定紊流模型：選擇 kepsilon[2eqn]模型，設(shè)置如圖 45 所示。 3) 確定長度單位為 cm。 熱能與動力工程畢業(yè)設(shè)計 12 1) 讀取翼型的 MESH 文件。 表 42 各邊界的類型和所包含的邊線 組名 包含的邊線 類型 inlet AD velecityinlet outlet BC pressureoutlet bodyshang HF， FI wall bodyxia HE， EJ wall bodywei IJ wall openshang AB wall openxia CD wall 4) 保存文件并輸出網(wǎng)格 利用 FLUENT 進(jìn)行模擬計算 下面選取 0176。 1) 建立翼型輪廓和設(shè)定流動區(qū)域 設(shè)定流動區(qū)域，如圖 41所示，其中，翼型弦長為 ，流動區(qū)域左邊為半徑為 的半圓，右邊為 ? cm2的矩形；翼型局部放大圖如圖 42 所示。 利用 GAMBIT 建立計算模型 下面選取 0176。到 +8176。由于這些修改，把它應(yīng)用于多重參考系統(tǒng)中需要注意。 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。 該模型適合的流動類型比較廣泛，包括有旋均勻剪切流，自由流 (射流和混合層 )，腔道流動和邊界層流動。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)。 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(qiáng)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) 。 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(biāo)準(zhǔn) 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。這些公式的作用取決于正確的對待近壁區(qū)域。 c、 RNG 理論為湍流 Prandtl 數(shù)提供了一個解析公式，然而標(biāo)準(zhǔn) kε模型使用的是用戶提供的常數(shù)。它和標(biāo)準(zhǔn) kε模型很相似，但是有以下改進(jìn)： a、 RNG 模型在 ε方程中加了一個條件，有效的改善了精度。 應(yīng)用范圍：該模型假設(shè)流動為完全湍流，分子粘性的影響可以忽略，此標(biāo)準(zhǔn) kε 模型只適合完全湍流的流動過程模擬。它是個半經(jīng)驗的公式，是從實驗現(xiàn)象中總結(jié)出來的。在FLUENT 中，標(biāo)準(zhǔn) kε 模型自從被 Launder 和 Spalding 提出之后，就變成工程 流場計算中熱能與動力工程畢業(yè)設(shè)計 9 主要的工具了。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。湍流被稱為經(jīng)典力學(xué)的最后難題，原因在于湍流場通常是一個復(fù)雜的非定常、非線性動力學(xué)系統(tǒng)，流場中充滿著各種 大小不同的渦結(jié)構(gòu)。壁面熱邊界條件包括固定熱通量、固定溫度、對流換熱系數(shù)、外部輻射換熱與對流換熱等 。 3) 固壁邊界 (wall)： 對于黏性流動問題， FLUENT 默認(rèn)設(shè)置是壁面無滑移條件。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。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。壓力根據(jù)內(nèi)部流動計算結(jié)果給定。該邊界條件只能用于模擬亞音速流動。 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。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。由于大攻角范圍的氣動特性變化較復(fù)雜，純理論計算很困難，因而大多依靠相應(yīng)的實驗和數(shù)值模擬得到較可靠的結(jié)果。 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(fù)雜得多。 3) 湍流度 湍流度對翼型氣動特性也密切相關(guān)。當(dāng)然其影響程度還和雷諾數(shù)、翼型形狀等有關(guān)。 翼型表面的粗糙度對翼型氣動特性有直接影響。 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。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。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?。煌瑫r雷諾數(shù)增加，翼型升阻比 也增加。這表明風(fēng)力機(jī)翼型通常都不運(yùn)行在敏感的低雷諾數(shù)范圍 (一般低于 6? )，在這個敏感范圍中，入射流湍流的變化、翼型自身的振動或翼型表面的粗糙度都會引起翼型性能的很大變化。尖端速度通常是從 45m/s 到 90m/s，因此水平軸風(fēng)力機(jī)葉片 3/4 葉展處的切向速度的范圍大概是從 34m/s 到 68m/s。這種影響用翼型和流體組合的雷諾數(shù)來表示。俯仰力矩系數(shù)是翼型的重要氣動參數(shù)之一，計算全機(jī)的平衡時必須用到它。俯仰力矩系數(shù)記為 Cm，定義式如 (23)所示。這一點的理論 位置，薄翼型在距前緣 1/4 弦長處。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。當(dāng)攻角增大時 (未出現(xiàn)大分離以前