范 麗

（晉能控股煤業(yè)集團(tuán)煤峪口礦， 山西 大同 037041）

引言

NACA 65 系列風(fēng)機(jī)葉片廣泛應(yīng)用于渦輪機(jī)械。自1940 年以來(lái)，已經(jīng)在級(jí)聯(lián)配置中進(jìn)行了廣泛的測(cè)試，這些實(shí)驗(yàn)活動(dòng)產(chǎn)生的數(shù)據(jù)對(duì)任何風(fēng)扇設(shè)計(jì)師來(lái)說(shuō)都是非常重要的資源[1-2]。然而，這些測(cè)試是在翼型截面上進(jìn)行的，具有極薄的后緣。在風(fēng)機(jī)行業(yè)，相對(duì)較小尺寸的葉片通常是通過(guò)大規(guī)模生產(chǎn)技術(shù)(如鑄造或注塑)獲得的，由于結(jié)構(gòu)和制造問(wèn)題，薄翼型后半部可能無(wú)法實(shí)現(xiàn)。因此，作為常見的做法，NACA 65 系列翼型的后部被部分修改，這種修改可以減少特征“襟翼效應(yīng)”的原翼型[3-4]。因此，流偏轉(zhuǎn)能力的降低是預(yù)期的，而且級(jí)聯(lián)數(shù)據(jù)也存在差異。盡管廣泛接受的風(fēng)扇葉片做法是修改這些翼型的后緣，但實(shí)際制造的形狀和這些修改如何影響風(fēng)扇性能很少有文獻(xiàn)報(bào)告[5]。

為達(dá)到所需的偏轉(zhuǎn)角度，本文采用了兩種不同的策略。第一種情況，翼型幾何是被截?cái)酁?6%的弦長(zhǎng)。第二種情況，通過(guò)一個(gè)恒定厚度來(lái)修改尾部幾何形狀，允許在制造的同時(shí)保持原始弦長(zhǎng)。通過(guò)采用315 mm 單轉(zhuǎn)子軸流風(fēng)機(jī)對(duì)兩個(gè)系列的葉片進(jìn)行對(duì)比，并比較了風(fēng)機(jī)的性能，評(píng)估了這些改進(jìn)的效果。由于后緣形狀的原因，葉片形狀獨(dú)特。在ISO 5801 a類試驗(yàn)臺(tái)上對(duì)兩種轉(zhuǎn)子進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)測(cè)試，以獲得兩種不同葉尖泄漏下的特性曲線。通過(guò)量化實(shí)際風(fēng)機(jī)相對(duì)于理想氣動(dòng)外形的性能下降，提出了最佳的改造策略。

1 風(fēng)扇和葉片截面的修改

該研究基于一個(gè)10 葉片、315 mm 轉(zhuǎn)子的軸流風(fēng)機(jī)進(jìn)行探索（如圖1 所示），其轂與葉尖比v=0.44。葉片被設(shè)計(jì)為可實(shí)現(xiàn)任意渦流，并呈現(xiàn)出一個(gè)相當(dāng)簡(jiǎn)單的幾何形狀。作為所需的設(shè)計(jì)流偏轉(zhuǎn)角大致恒定，選擇單個(gè)NACA 65 截面，在葉片與軸連接處用螺栓固定。由于葉片的堅(jiān)固性（特別是葉根附近），相互干擾的效應(yīng)是預(yù)期的。使用一個(gè)獨(dú)特的剖面，允許對(duì)后緣進(jìn)行修改，弦的設(shè)計(jì)值是52 mm，圖2 顯示了三種幾何形狀之間的差異。對(duì)于情況1，翼型幾何形狀被截?cái)酁榧s96%的弦長(zhǎng)，最小厚度采用制造方法可實(shí)現(xiàn)。對(duì)于情況2，通過(guò)對(duì)0.02 c 弦長(zhǎng)的固定來(lái)修改尾部的幾何形狀，以便在保持設(shè)計(jì)值長(zhǎng)度的情況下進(jìn)行制造。以直徑為1 mm 的圓沿著翼型平均線的中心和它們的包絡(luò)線定義上、下幾何輪廓，這導(dǎo)致了在吸力側(cè)和壓力側(cè)弦長(zhǎng)分別為15%和11%的尾翼幾何形狀被修改。正如前面所提到的，這種修改預(yù)計(jì)會(huì)減少葉型上部的流動(dòng)擴(kuò)散（壓力側(cè)相反），并增加尾跡尺寸（即葉片阻力）。

圖1 風(fēng)機(jī)轉(zhuǎn)子測(cè)試

圖2 不同后緣方式的比較

2 搭建實(shí)驗(yàn)平臺(tái)和測(cè)試方法

無(wú)量綱風(fēng)機(jī)流量系數(shù)為φ，風(fēng)機(jī)總壓系數(shù)為ψ，風(fēng)扇的總效率為η。

2.1 實(shí)驗(yàn)儀器

實(shí)驗(yàn)采用a 類ISO-5801 測(cè)試設(shè)備進(jìn)行測(cè)試。在風(fēng)機(jī)進(jìn)口處設(shè)有一個(gè)靜壓室，采用合適的孔板對(duì)風(fēng)機(jī)容積流量進(jìn)行評(píng)估，并在氣室中獲得停滯壓力，在靜壓室和孔板壓力之間對(duì)靜壓進(jìn)行測(cè)量。測(cè)量轉(zhuǎn)子軸扭矩，間接獲得效率值。電機(jī)安裝在一個(gè)擺動(dòng)底盤上，在每次測(cè)試前后均測(cè)量滾珠軸承的摩擦力。對(duì)一些分散的數(shù)據(jù)進(jìn)行分析后發(fā)現(xiàn)，轉(zhuǎn)子軸的扭矩值略高于ISO 標(biāo)準(zhǔn)所允許的扭矩值，因此，所有測(cè)試在1350 r/min 轉(zhuǎn)速下進(jìn)行。由于輔助風(fēng)機(jī)無(wú)法在較高流速下克服氣道中的壓力損失，因此需要逐漸降低測(cè)試風(fēng)機(jī)的轉(zhuǎn)速，最高可達(dá)850 r/min 左右，但這種減少只影響更高流速的性能。因需要考慮的是在峰值效率點(diǎn)的壓力，因此雷諾數(shù)效應(yīng)可以被忽略。

2.2 CFD 模型

所使用的CFD 雖然相當(dāng)簡(jiǎn)單，但這個(gè)模型在估計(jì)風(fēng)扇的性能時(shí)，對(duì)于工程用途是足夠準(zhǔn)確的。為了保證10 個(gè)葉片在旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)中保持一致性并能周期性運(yùn)轉(zhuǎn)，將10 個(gè)葉片等間距分布在直環(huán)形圓柱周圍，相鄰葉片間距相等，夾角為36°?？拷~片的子域（稱為“轉(zhuǎn)子”）能夠通過(guò)相對(duì)參考框架方法來(lái)模擬轉(zhuǎn)子運(yùn)動(dòng)。流體域的其他部分和子域的上表面（外殼體）是固定的，葉片具有實(shí)際葉尖間隙。本文采用紊流閉合模型，為了減少模擬時(shí)間，采用了低墻壁處理方式。測(cè)量點(diǎn)是轉(zhuǎn)子入口和出口的總壓力和靜壓。性能曲線是通過(guò)運(yùn)行模擬幾個(gè)不同的體積流量，在一個(gè)類似的方式下做的實(shí)驗(yàn)曲線。模擬使用CD-Adapco STAR-CCM+CFD 代碼進(jìn)行。

3 實(shí)驗(yàn)與分析

試驗(yàn)在3 個(gè)定位角度（23°、28°、33°）下進(jìn)行，實(shí)驗(yàn)曲線如圖3 所示。由于助推器能力的限制，僅獲得了在較高流量下降低風(fēng)機(jī)轉(zhuǎn)速的實(shí)驗(yàn)曲線，這種情況對(duì)效率曲線的影響較大。事實(shí)上，在較高流速時(shí)，在圖中可以清楚地看到坡度減小，對(duì)壓力上升曲線的影響雖然也存在，但不太明顯。

對(duì)比圖3-1 中的情況1 和情況2（葉尖泄漏相當(dāng)于葉高的1.4%），與預(yù)期基本一致。截?cái)嗟暮缶夀D(zhuǎn)子（每組曲線中的下方曲線）比修改后的后緣轉(zhuǎn)子（每組曲線中的上方曲線）的壓力上升更低，這是由于弦長(zhǎng)減少，大大減少了葉片在運(yùn)動(dòng)過(guò)程中與空氣接觸的橫截面積。相反，圖3-1 情況1 幾何圖形的效率略高。

圖3 情況1 和情況2 在三個(gè)葉片定位角度（23°、28°和33°）下的幾何形狀的性能曲線

正如預(yù)期的那樣，這兩種修改的性能損失相對(duì)于理想的剖面葉片，在峰值效率點(diǎn)的壓力上升差異非常顯著，與CFD 結(jié)果相比，截?cái)鄮缀谓Y(jié)構(gòu)的壓力下降了11.5%，而改進(jìn)幾何結(jié)構(gòu)的壓力下降了5%。

圖3-2 所示的葉尖泄漏（通道高度的2.5%）較高時(shí)，結(jié)果顯示了典型的性能下降，情況1 截尾部分葉片比情況2 受到的影響更大。

4 結(jié)語(yǔ)

本文研究了NACA 65 系列風(fēng)機(jī)葉片的兩種改型對(duì)單轉(zhuǎn)子軸流通風(fēng)風(fēng)機(jī)性能的影響。在第一種情況下，翼型后緣被截?cái)嘣谧钚〉闹圃旌穸?。在第二種情況下，通過(guò)恒定厚度來(lái)修正尾翼的幾何形狀。主要研究結(jié)果總結(jié)如下：

1）與理想幾何結(jié)構(gòu)相比，這兩種改進(jìn)都損失了壓力上升。恒定厚度的風(fēng)機(jī)葉片下降幅度約為5%，截?cái)嗳~片的下降幅度更大，超過(guò)了11%。

2）葉尖發(fā)生泄漏較小時(shí)，截?cái)鄮缀涡螤铒@示相對(duì)于等厚后緣全弦長(zhǎng)葉片的壓力上升有所下降，而效率相似。葉尖發(fā)生泄漏較大時(shí)，截?cái)嘁硇团c全弦長(zhǎng)等厚度尾翼相比，尾翼的壓力升高、效率降低。