劉小民,趙嘉,李典

(西安交通大學(xué)能源與動(dòng)力工程學(xué)院,710049,西安)

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單圓弧等厚葉片前后緣多元耦合仿生設(shè)計(jì)及降噪機(jī)理研究

劉小民,趙嘉,李典

(西安交通大學(xué)能源與動(dòng)力工程學(xué)院,710049,西安)

采用計(jì)算流體力學(xué)(CFD)方法和實(shí)驗(yàn)測(cè)量方法分別研究了多元耦合仿生葉片的降噪機(jī)理及其對(duì)多翼離心風(fēng)機(jī)氣動(dòng)性能和噪聲特性的影響。基于逆向工程設(shè)計(jì)方法,通過(guò)提取蒼鷹翼翅前后緣典型結(jié)構(gòu)特征,設(shè)計(jì)了一種前緣波形結(jié)構(gòu)耦合尾緣齒形結(jié)構(gòu)的仿生葉片,同時(shí)對(duì)仿生葉片和多翼離心風(fēng)機(jī)用單圓弧等厚度葉片的氣動(dòng)性能及流動(dòng)和噪聲特性進(jìn)行了數(shù)值分析,通過(guò)比較揭示了多元耦合仿生葉片的降噪機(jī)理,得到仿生葉片尾緣的齒形結(jié)構(gòu)可改變?nèi)~片尾緣脫落渦結(jié)構(gòu)和頻率、前緣的非光滑波形結(jié)構(gòu)可減小葉片表面脈動(dòng)以及氣流對(duì)葉片前緣的沖擊等結(jié)果。相對(duì)于原型葉片,仿生葉片的基頻和倍頻均有所下降,仿生葉片的A計(jì)權(quán)聲壓級(jí)降低了2.1 dB。6種仿生葉片應(yīng)用于多翼離心風(fēng)機(jī)的實(shí)驗(yàn)研究表明:仿生葉片前后緣結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)參數(shù)會(huì)影響多翼離心風(fēng)機(jī)的風(fēng)量、風(fēng)壓和噪聲;采用多元耦合仿生葉片,風(fēng)機(jī)噪聲最大下降1.5 dB,而風(fēng)機(jī)的風(fēng)量和風(fēng)壓基本不變。

多翼離心風(fēng)機(jī);多元耦合仿生設(shè)計(jì);葉片;降噪;數(shù)值分析

多翼離心風(fēng)機(jī)具有流量系數(shù)大、壓力系數(shù)高、噪聲低、尺寸小等特點(diǎn),被廣泛應(yīng)用于吸油煙機(jī)、空調(diào)等。葉輪是多翼離心風(fēng)機(jī)的重要組成部件,然而葉輪葉片周期性擊打空氣引起的壓力脈動(dòng)、葉道出口處氣體流動(dòng)不均勻以及來(lái)流湍流噪聲等,都是產(chǎn)生風(fēng)機(jī)氣動(dòng)噪聲的根源[1]。Younsi等通過(guò)數(shù)值求解非定常雷諾時(shí)均Navier-Stokes方程和k-ε切應(yīng)力湍流模型,研究了多翼離心風(fēng)機(jī)內(nèi)轉(zhuǎn)子與蝸殼的相互作用及其對(duì)風(fēng)機(jī)噪聲的影響[2]。王嘉冰發(fā)現(xiàn)來(lái)流速度和進(jìn)口氣流角較小會(huì)導(dǎo)致葉片前緣吸力面邊界層分離[3]。周建華通過(guò)可視化絲線法測(cè)量了葉輪內(nèi)部復(fù)雜的流動(dòng)狀況,發(fā)現(xiàn)葉輪葉片尾緣渦脫落以及吸力面出入口及蝸舌處的邊界層分離是引起風(fēng)機(jī)氣動(dòng)噪聲的主要根源[4]。Ken用熱線探針研究了葉輪出口處的流動(dòng)狀況,發(fā)現(xiàn)邊界層分離、氣流紊亂是主要的中低頻噪聲源[5]。由此可見,葉片前后緣的改進(jìn)對(duì)于改善風(fēng)機(jī)性能、降低風(fēng)機(jī)噪聲具有重要的意義。

近年來(lái),隨著仿生學(xué)的發(fā)展,研究者們通過(guò)提取自然界生物在進(jìn)化過(guò)程中產(chǎn)生的獨(dú)有的降噪特征結(jié)構(gòu)對(duì)葉片表面、葉片前緣和尾緣進(jìn)行了仿生設(shè)計(jì)。劉慶萍實(shí)驗(yàn)發(fā)現(xiàn),非光滑結(jié)構(gòu)的仿生葉片、條紋型表面仿生葉片以及仿生鋸齒前緣葉片的A聲級(jí)噪聲較原型葉片均有所降低[6]。劉小民等的多翼離心風(fēng)機(jī)齒形結(jié)構(gòu)仿生設(shè)計(jì)表明,尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)可改變?nèi)~片流場(chǎng)噪聲峰值的分布,降低葉片峰值噪聲[7]。Oerlemans通過(guò)實(shí)驗(yàn)測(cè)量發(fā)現(xiàn),在低頻段采用仿生葉片的風(fēng)機(jī)噪聲比原型風(fēng)機(jī)降低了0.6～3.2 dB,高頻段噪聲卻有所增加[8]。Jones實(shí)驗(yàn)研究表明,前緣鋸齒結(jié)構(gòu)葉片的噪聲較原型葉片降低了1.4 dB,但氣動(dòng)性能有所降低[9]。任露泉指出,前緣圓弧齒狀非光滑結(jié)構(gòu)能夠有效延遲翼型附面層分離,降低翼型表面的壓力脈動(dòng),從而達(dá)到降低氣動(dòng)噪聲的目的[10]。Stephan等試圖通過(guò)速度脈動(dòng)和主頻變化來(lái)揭示齒形結(jié)構(gòu)對(duì)葉片表面邊界層發(fā)展的影響,但并沒(méi)有給出與流場(chǎng)密切相關(guān)的氣動(dòng)聲場(chǎng)信息[11]。Moreau等通過(guò)實(shí)驗(yàn)給出了齒形尾緣結(jié)構(gòu)對(duì)低雷諾數(shù)條件下平板氣動(dòng)聲場(chǎng)的影響,得出降噪效果與Strouhal數(shù)和齒形波長(zhǎng)有關(guān)的結(jié)論[12]。然而,采用Howe理論[13-14]獲得的降噪效果與實(shí)驗(yàn)測(cè)量值有較大的差異。

以上研究主要是提取了仿生生物對(duì)象特有的某一單元結(jié)構(gòu)特征,并應(yīng)用于風(fēng)機(jī)葉片設(shè)計(jì),但并未考慮各種特征共同作用的結(jié)果。

本文采用大渦模擬(large eddy simulation,LES)和Lighthill聲學(xué)理論對(duì)多翼離心風(fēng)機(jī)進(jìn)行了仿生葉片流場(chǎng)和聲場(chǎng)的數(shù)值模擬,分析了仿生葉片的降噪機(jī)理。最后,將設(shè)計(jì)的仿生葉片引入到多翼離心風(fēng)機(jī),通過(guò)實(shí)驗(yàn)研究了不同葉片前后緣仿生結(jié)構(gòu)參數(shù)對(duì)多翼離心風(fēng)機(jī)的風(fēng)量、風(fēng)壓和噪聲的影響。

1 數(shù)值計(jì)算方法

1.1 大渦模擬

基于LES將尺度較大的湍流運(yùn)動(dòng)通過(guò)非定常Navier-Stokes方程進(jìn)行求解。采用濾波函數(shù)對(duì)非定常不可壓縮連續(xù)方程和Navier-Stokes方程進(jìn)行處理,由此得到

(1)

(2)

(3)

(4)

采用Smagorinsky-Lilly亞網(wǎng)格應(yīng)力模型[15],可將亞網(wǎng)格尺度與網(wǎng)格尺度的相互作用類比于布朗運(yùn)動(dòng)的分子黏性,即

(5)

(6)

(7)

式中:Ls為網(wǎng)格的混合長(zhǎng)度;ka為von Kármán常數(shù);d為第一層網(wǎng)絡(luò)離開壁面的最小距離;V為計(jì)算單元的體積;Cs為Samagorinsky常數(shù)。對(duì)大部分流體流動(dòng)的數(shù)值計(jì)算,為了減少亞網(wǎng)格應(yīng)力的擴(kuò)散影響,Cs=0.1[16]是比較理想的。

1.2FW-H方程

在進(jìn)行三維非定常湍流流動(dòng)LES的基礎(chǔ)上,采用FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)方程對(duì)氣動(dòng)聲場(chǎng)進(jìn)行了求解,以描述流場(chǎng)與移動(dòng)壁面相互作用產(chǎn)生的氣動(dòng)噪聲[17-18],即

(8)

式中:δ(f)為狄拉克函數(shù);H(f)為亥維賽函數(shù);Tij是Lighthill應(yīng)力張量。

方程(8)是在聲學(xué)模擬理論的基礎(chǔ)上,通過(guò)考慮流體中運(yùn)動(dòng)固體邊界與流體作用而誘發(fā)噪聲得到的,方程等號(hào)右邊三項(xiàng)分別代表流體體位移引起的噪聲、流體邊界上脈動(dòng)力引起的噪聲和體積聲源產(chǎn)生的噪聲,分別屬于單極子源、偶極子源和四極子源。對(duì)于本文計(jì)算,流動(dòng)是不可壓縮的,單極子和四極子聲源項(xiàng)可忽略不計(jì)。

2 葉片多元耦合仿生設(shè)計(jì)

由于吸油煙機(jī)所用多翼離心風(fēng)機(jī)的設(shè)計(jì)流量(15.6 m3/min)對(duì)應(yīng)的葉輪進(jìn)口氣流速度與蒼鷹正常的空中飛行速度接近,所以葉片前緣波形結(jié)構(gòu)與葉片尾緣齒形結(jié)構(gòu)可確定為等厚度單圓弧葉片耦元,再通過(guò)耦元屬性分析[19]建立耦元的可拓模型,將蒼鷹翼翅前緣和尾緣獨(dú)有的結(jié)構(gòu)應(yīng)用于多翼離心風(fēng)機(jī)的葉片仿生設(shè)計(jì)。研究發(fā)現(xiàn),蒼鷹翅膀長(zhǎng)度約400 mm,寬度約200 mm,面積Ap=8×104mm2。圖1為蒼鷹翅膀的結(jié)構(gòu)分析圖。蒼鷹翅膀尾緣的鋸齒形結(jié)構(gòu)分別由齒寬、齒高、周期來(lái)描述,齒高h(yuǎn)p約為10～18 mm,齒寬dp約為7～15 mm,周期ep約為10～20 mm;蒼鷹翅膀前緣的波形結(jié)構(gòu)采用波長(zhǎng)和振幅來(lái)描述,波長(zhǎng)約為25～100 mm,振幅約為5～20 mm。

圖1 蒼鷹翅膀結(jié)構(gòu)分析圖

如圖2所示,本文多翼離心風(fēng)機(jī)原型葉片為等厚度單圓弧葉片。該葉片寬度wm為24 mm,長(zhǎng)度lm為68 mm,葉片面積Am=1 632 mm2?；趲缀蜗嗨品▌t,蒼鷹翅膀面積與風(fēng)機(jī)葉片面積之比kA=Ap/Am≈49,因此仿生結(jié)構(gòu)線性長(zhǎng)度之比kl=(kA)1/2=7。圖3為基于以上分析設(shè)計(jì)獲得的多元耦合仿生葉片。仿生葉片尾緣齒高h(yuǎn)m約1.5～2.5 mm,齒寬dm約1～2 mm,周期em約1.5～3 mm;風(fēng)機(jī)前緣波長(zhǎng)為3.5～15 mm,振幅為0.7～3 mm。圖4為設(shè)計(jì)參數(shù)示意圖。

圖2 原型葉片 圖3 多元耦合仿生葉片

圖4 仿生葉片設(shè)計(jì)參數(shù)示意圖

3 仿生、原型葉片的數(shù)值模擬

3.1 單流道計(jì)算模型

圖5為原型葉片及多元耦合仿生葉片的單流道模型。對(duì)于原型葉片的單流道計(jì)算模型,選取整個(gè)葉輪流動(dòng)區(qū)域的1/60(葉片數(shù)為60)作為單流道流動(dòng)區(qū)域,流道入口、出口處帶有延伸段,以保證流動(dòng)的穩(wěn)定性,流道兩側(cè)設(shè)置了周期性邊界條件,葉片固體壁面為絕熱無(wú)滑移邊界條件;對(duì)于仿生葉片計(jì)算模型,除葉片前后緣與原型葉片有所不同之外,其余設(shè)置均與原型葉片相同。

(a)原型葉片單流道 (b)仿生葉片單流道圖5 葉片單流道計(jì)算模型

3.2 數(shù)值模擬

3.2.1 網(wǎng)格劃分 計(jì)算時(shí)采用了分塊網(wǎng)格劃分方法,入口區(qū)域、葉道區(qū)域、出口區(qū)域采用六面體結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格,相鄰區(qū)域設(shè)置了公用的交接界面,葉片壁面及葉片前后緣進(jìn)行了網(wǎng)格加密處理。圖6為原型葉片與仿生葉片的網(wǎng)格無(wú)關(guān)性驗(yàn)證結(jié)果。由圖6可以看出,當(dāng)網(wǎng)格數(shù)分別為1.824×106和2.194×106時(shí),出口壓力基本不變。因此,本文計(jì)算時(shí)原型葉片和仿生葉片的網(wǎng)格數(shù)分別取為1.824×106和2.194×106。圖7和圖8分別為原型葉道網(wǎng)格及仿生葉片的前后緣網(wǎng)格,壁面處網(wǎng)格滿足y+≤1。

圖6 網(wǎng)格無(wú)關(guān)性驗(yàn)證

圖7 原型葉片流道網(wǎng)格

(a)仿生鋸齒尾緣

(b)仿生波形前緣圖8 仿生葉片的前后緣網(wǎng)格

3.2.2 計(jì)算模型及控制方程 在定常流動(dòng)計(jì)算中,湍流采用Realizablek-ε模型,壓力速度耦合采用SIMPLE算法,湍流動(dòng)能、湍流耗散項(xiàng)、動(dòng)量方程的離散采用二階迎風(fēng)格式。定常流動(dòng)計(jì)算收斂后,以定常計(jì)算結(jié)果作為非定常計(jì)算的初始值,三維非定常流動(dòng)計(jì)算采用LES進(jìn)行,計(jì)算獲得的非定常流動(dòng)結(jié)果將作為FW-H方程的輸入項(xiàng)進(jìn)行氣動(dòng)噪聲計(jì)算。關(guān)于翼型數(shù)值計(jì)算方法和數(shù)值模型的有效性在文獻(xiàn)[20]中已得到驗(yàn)證。

3.3 原型葉片計(jì)算

3.3.1 原型葉片的流場(chǎng)計(jì)算結(jié)果及分析 圖9為原型葉片表面壓力分布云圖。由于葉片前緣受到了來(lái)流的沖擊,所以葉片前緣端口處存在高壓區(qū)域,壓力最大值可達(dá)32.88 Pa;在葉片吸力面靠近尾緣的區(qū)域存在較大的負(fù)壓,且沿著葉片弦向逐漸改變,在接近尾緣端面時(shí)負(fù)壓達(dá)到-69.12 Pa。由此可見,在葉片尾緣區(qū)存在著逆壓梯度,在低雷諾數(shù)的流動(dòng)狀態(tài)下,逆壓梯度是引起邊界層分離的一個(gè)重要因素。

圖9 原型葉片表面壓力云圖

單圓弧直葉片沿葉展方向的主流區(qū)在各個(gè)截面上的流動(dòng)狀態(tài)基本相同,為了減小壁面對(duì)流動(dòng)的影響,可將觀測(cè)面設(shè)置在葉片展向的中間截面位置,如圖10所示。圖11為觀測(cè)面上靜壓分布及葉片尾緣流線分布。由圖11可以看出,吸力面靠近尾緣端面處存在流動(dòng)分離和明顯的旋渦脫落現(xiàn)象。通過(guò)觀察發(fā)現(xiàn),葉片尾緣端面和吸力面尾緣處周期性地產(chǎn)生了旋渦,并隨著時(shí)間的推移交替脫落。圖12揭示了1個(gè)周期內(nèi)葉片尾緣旋渦的產(chǎn)生和脫落過(guò)程。

圖10 原型葉片單流道模型觀測(cè)面

圖11 葉片觀測(cè)面靜壓及尾緣流線分布

由圖12可以看出:在0周期,葉片尾緣端面處產(chǎn)生初始旋渦,隨著時(shí)間的推移,初始旋渦逐漸遠(yuǎn)離葉片尾端,同時(shí)在吸力面尾緣處產(chǎn)生了第2個(gè)旋渦且逐漸向尾端移動(dòng);當(dāng)初始旋渦逐漸消失后,第2個(gè)渦向尾端緩慢移動(dòng)并有脫落的趨勢(shì),在此過(guò)程中第3個(gè)渦逐漸產(chǎn)生,如此交替循環(huán),展示出了一個(gè)完整的尾緣旋渦脫落周期。最終,旋渦產(chǎn)生及脫落的周期為0.293 ms,旋渦脫落頻率為3 420 Hz。

(a)0周期

(b)1/8周期

(c)2/8周期

(d)3/8周期

(e)4/8周期

(f)5/8周期

(g)6/8周期

(h)7/8周期

(i)1個(gè)周期

基于以上分析,原型葉片流場(chǎng)的主要問(wèn)題是葉片前緣受到來(lái)流的沖擊,葉片尾緣處存在著周期性的尾渦脫落。

3.3.2 原型葉片的噪聲計(jì)算結(jié)果及分析 計(jì)算時(shí)選取葉片表面壓力脈動(dòng)作為原型葉片的噪聲源。圖13為計(jì)算時(shí)原型葉片表面的壓力脈動(dòng)示意。由圖13可以看出,葉片表面壓力在-31.2～-29.6 Pa之間波動(dòng),波動(dòng)周期與旋渦脫落頻率相對(duì)應(yīng),為0.293 ms?？梢?葉片表面的壓力隨著旋渦的脫落而周期性變化。

圖13 計(jì)算時(shí)原型葉片表面的壓力脈動(dòng)示意

圖14 原型葉片噪聲頻譜

3.4 仿生葉片計(jì)算
3.4.1 仿生葉片的流場(chǎng)計(jì)算結(jié)果及分析 針對(duì)原型葉片,引入多元耦合仿生設(shè)計(jì)進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算,從而獲得了仿生葉片表面壓力分布,如圖15所示。由圖15可以看出,仿生葉片的壓力變化范圍較原型葉片明顯減小。由于引入了仿生波形結(jié)構(gòu),極大地緩解了葉片前緣受到的氣流沖擊,且在高壓區(qū)域基本消失,所以葉片表面壓力最大值由原型的32.88 Pa下降為30.07 Pa。盡管葉片尾緣的負(fù)壓區(qū)域依然存在,但壓力由原型葉片的-69.12 Pa下降為-50.52 Pa,這對(duì)葉片尾緣區(qū)域的邊界層分離有所抑制。

圖15 多元耦合葉片表面壓力云圖

圖16 多元耦合仿生葉片單流道的渦核區(qū)域

圖17 仿生葉片單流道計(jì)算模型觀測(cè)面位置示意

(a)S1

(b)S2

(c)S3圖18 葉片尾緣處3個(gè)觀測(cè)截面上的速度流線

圖19 仿生葉片表面的壓力脈動(dòng)示意

圖20 仿生葉片與原型葉片噪聲頻譜對(duì)比

4 多翼離心風(fēng)機(jī)實(shí)驗(yàn)

4.1 實(shí)驗(yàn)設(shè)計(jì)

圖21為仿生葉輪結(jié)構(gòu)。圖22為6種仿生葉片設(shè)計(jì)結(jié)果。通過(guò)改變齒形尾緣的結(jié)構(gòu)參數(shù),獲得了3種仿生葉片尾緣結(jié)構(gòu),即大齒形尾緣、中齒形尾緣和小齒形尾緣,分別用葉片序號(hào)1、2、3表示;通過(guò)改變波形前緣的結(jié)構(gòu)參數(shù),獲得了3種仿生葉片前緣結(jié)構(gòu),即大波形前緣、中波形前緣和小波形前緣,分別用葉片序號(hào)4、5、6表示。表1為仿生葉片前緣和尾緣的結(jié)構(gòu)參數(shù)。

(a)仿生齒形尾緣

(b)仿生波形前緣圖21 仿生葉輪結(jié)構(gòu)

圖22 6種仿生葉片設(shè)計(jì)結(jié)果

葉片序號(hào)尾緣參數(shù)hm/mmdm/mmem/mm前緣參數(shù)波長(zhǎng)/mm振幅/mm120182568302201825680732018253407425233068075201825680761513206807

圖23 風(fēng)機(jī)性能實(shí)驗(yàn)測(cè)試裝置

4.2 實(shí)驗(yàn)方法
4.2.1 氣動(dòng)性能實(shí)驗(yàn) 根據(jù)《GB/T 17713—1999外排式吸油煙機(jī)空氣性能實(shí)驗(yàn)方法》建立了風(fēng)機(jī)氣動(dòng)性能實(shí)驗(yàn)測(cè)量裝置,如圖23所示。風(fēng)機(jī)出風(fēng)口通過(guò)連接器與空氣性能實(shí)驗(yàn)裝置相連。通過(guò)連接器的氣流依次經(jīng)過(guò)十字整流器、擴(kuò)散段后進(jìn)入減壓筒,再經(jīng)調(diào)解器從變直徑孔板流出。這里需要說(shuō)明的是,由于本文的多翼離心風(fēng)機(jī)是為吸油煙機(jī)研發(fā)的,因此對(duì)風(fēng)機(jī)氣動(dòng)性能和噪聲測(cè)試均按照吸油煙機(jī)用多翼離心風(fēng)機(jī)的實(shí)驗(yàn)測(cè)試要求進(jìn)行。
4.2.2 噪聲實(shí)驗(yàn) 噪聲實(shí)驗(yàn)依照《GB/T 17713—1999吸油煙機(jī)噪聲實(shí)驗(yàn)方法》在半消聲室中進(jìn)行。采用全球包絡(luò)法進(jìn)行噪聲測(cè)定,如圖24所示。風(fēng)機(jī)位于半消聲室中央,4個(gè)測(cè)試點(diǎn)A、B、C、E均布于半徑為1.414 m的球表面與低于葉輪中心1 m的水平平面的交界處。

圖24 全球包絡(luò)法示意

4.3 實(shí)驗(yàn)結(jié)果

表2為仿生葉片與原型葉片的風(fēng)機(jī)性能實(shí)驗(yàn)測(cè)量結(jié)果。由表1可以看出,采用仿生葉片的風(fēng)機(jī)噪聲較原型風(fēng)機(jī)均有所降低。

與原型葉片多翼離心風(fēng)機(jī)相比,仿生葉片4～葉片6的風(fēng)機(jī)噪聲均有所降低,葉片4的風(fēng)機(jī)風(fēng)量和風(fēng)壓均有所下降,噪聲下降最小,葉片5的風(fēng)機(jī)風(fēng)量和風(fēng)壓都有所提高,噪聲下降了約0.9 dB,葉片6的風(fēng)機(jī)氣動(dòng)性能最好,噪聲下降最大,為1.5 dB。

綜上分析,本文設(shè)計(jì)的多元耦合仿生葉片的多翼離心風(fēng)機(jī),相對(duì)風(fēng)量和風(fēng)壓最優(yōu)的葉片為中尺度波形前緣結(jié)構(gòu)耦合了小尺度齒形尾緣結(jié)構(gòu),實(shí)驗(yàn)測(cè)量結(jié)果也證實(shí)了該結(jié)構(gòu)葉片的多翼離心風(fēng)機(jī)的風(fēng)量和風(fēng)壓基本不變,而噪聲下降程度較大。

5 結(jié) 論

采用數(shù)值計(jì)算方法揭示了多元耦合仿生設(shè)計(jì)葉片的流場(chǎng)特性及降噪機(jī)理,并將不同仿生設(shè)計(jì)葉片引入到了多翼離心風(fēng)機(jī)設(shè)計(jì)之中,通過(guò)實(shí)驗(yàn)研究了仿生葉片前緣和尾緣結(jié)構(gòu)參數(shù)對(duì)多翼離心風(fēng)機(jī)的風(fēng)量、風(fēng)壓和噪聲的影響,主要結(jié)論如下。

(1)對(duì)多翼離心風(fēng)機(jī)原型單圓弧等厚度葉片的研究表明:葉片前緣存在高壓沖擊區(qū)域,尾緣存在負(fù)壓分離區(qū)域,同時(shí)受逆壓梯度的作用,葉片尾緣也存在著周期性旋渦脫落的現(xiàn)象。由此可見,多翼離心風(fēng)機(jī)降噪的關(guān)鍵在于如何改善尾緣流動(dòng),降低葉片表面的壓力脈動(dòng)。

(2)較原型葉片,多元耦合仿生設(shè)計(jì)能夠有效降低葉片表面的壓力脈動(dòng)及尾緣旋渦的脫落頻率,使得葉片的基頻和倍頻發(fā)生變化,從而噪聲下降了2.1 dB。

(3)與原型多翼離心風(fēng)機(jī)相比,采用小齒形尾緣結(jié)構(gòu)耦合波形前緣結(jié)構(gòu)的仿生葉片,風(fēng)機(jī)噪聲下降了1.5 dB,而風(fēng)量和風(fēng)壓基本不變。

關(guān)于不同工況下仿生葉片對(duì)多翼離心風(fēng)機(jī)噪聲和效率的影響以及對(duì)不等厚、非圓弧型仿生葉片降噪機(jī)理和降噪效果的研究都需要進(jìn)一步研究。

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(編輯 苗凌)

Noise Reduction Mechanism of Single-Arc Bionic Blade with Wave Shape Leading Edge Coupled with Serrated Trailing Edge

LIU Xiaomin,ZHAO Jia,LI Dian

(School of Energy and Power Engineering, Xi’an Jiaotong University, Xi’an 710049, China)

Noise-reduction mechanism for multi-factor coupling bionic design and the influence on aerodynamic performance and noise of multi-blade centrifugal fan are numerically and experimentally investigated. The noise-reduction characteristics of the leading edge and trailing edge structures of the goshawk wing are extracted, and multi-factor coupling bionic blade with the serrated trailing edge and non-smooth leading edge is designed by reverse reconstruction. The large eddy simulation coupled with the wall-adapting local eddy-viscosity model and the Ffowcs Williams-Hawkings equation are solved to simulate the flow field and the sound field of the bionic blade. By analyzing the flow characteristics, noise reduction mechanism of bionic blade is revealed. The serrated trailing edge structure alters the vortex shedding structure of the bionic blade to reduce the continuity and the shedding frequency, while the non-smooth leading structure effectively suppresses pressure fluctuation on blade surfaces and weakens airflow impact to leading edge of the bionic blade. Compared with the original blade, both the fundamental frequency and frequency multiplication of the bionic blade are reduced. A-weighted sound pressure level decreases by 2.1 dB. Six kinds of blade are applied to a multi-blade centrifugal fan, the effects of the blades with different structure parameters on the performance and noise are experimentally studied. It is found that the maximum noise of the multi-blade centrifugal fan decreases by 1.5 dB but the flow rate and pressure remain unchanged.

multi-blade centrifugal fan; multi-factor coupling bionic design; blade; noise reduction; numerical analysis

2014-07-20。 作者簡(jiǎn)介:劉小民(1971—),男,教授。 基金項(xiàng)目:高等學(xué)校博士學(xué)科點(diǎn)專項(xiàng)科研基金資助項(xiàng)目(20120201110064);陜西省科學(xué)技術(shù)研究發(fā)展計(jì)劃資助項(xiàng)目(2014K06-24)。

時(shí)間: 2015-01-05

網(wǎng)絡(luò)出版地址: http:∥www.cnki.net/kcms/detail/61.1069.T.20150105.0852.003.html

10.7652/xjtuxb201503001

TB535;TH432

A

0253-987X(2015)03-0001-10