轴流风机叶片表面紊流边界层解

在全三元流动计算的基础上，对一台０．８ｍ直径的轴流式通风机进行了全面的叶片表面边界层的计算，包括层流边界层解，紊流边界层解．并判别了边界层的不稳定点，转捩点和分离点．获得了所有的边界层参数．该项研究成果为风机损失计算，叶片优化以及效率的提高提供了依据     

轴流风机叶片表面层流边界层解

在全三元流动计算获得了叶片表面速度分布的基础上，对一台０．８０ｍ直径匠轴流式通用风进行了叶片表面层流边界层求解。首先用积分方法导出了适用于计算机解的层流边界层微分方程，然后进行了计算并获得了所有层流段边界层的物理参数。该项研究成果边界层的控制和叶片优化，以及风机损失计算和效率的提高提供了依据。     

混流泵叶片边界层计算

采用正交曲线坐标系下的动量积分方程，预测混流泵转轮及导叶叶片上边界层的发展。并且分析了非设计工况时边界层的变化情况，以及转轮旋转所产生的哥氏力对边界层发展的影响。     

叶片前缘障碍物对轴流风机气动噪声的影响

噪声已成为风机选型的重要指标,因此在设计和研发过程中必须将其作为重点考虑因素。文章以CZTY-400轴流风机为研究对象,基于湍流模型及宽频声学模型,采用计算流体力学(Computational Fluid Dynamics, CFD)软件进行数值模拟,探索通过合理设置叶片前缘障碍物减少叶片尾缘涡的脱落和压力脉动,以达到降低风机气动噪声的目的。结果表明：叶片前缘设置障碍物后,障碍物附近湍动能增大,而叶片尾缘湍动能下降;风机出口域的湍动能和噪声声压显著降低;压力脉动频域特性与噪声信号频域特性整体变化趋势相似,障碍物对低频处的噪声及压力脉动作用效果良好。     

基于ABAQUS的轴流风机叶片强度与模态分析

叶片是风机的关键部件之一,其结构设计的合理与否直接影响到整机的性能,而叶片性能的优劣主要体现在其静、动态等特性上。笔者以国产某型号轴流式风机叶片为研究对象,采用有限元分析方法对该叶片的强度、固有频率和振型进行了研究。采用专用网格生成器对首级叶片进行网格划分,并用Abaqus对首级叶片进行静强度计算,校核叶片在离心载荷作用下,叶根与榫头接合面之间由于非线性的接触导致的接触应力变化;同时对首级叶片进行动强度计算,得到相应的坎贝尔图,判断其安全裕度。     

求层流边界层方程相似解的级数解法

采用一种新的级数方法得到了Falkner──Skan型自相似绕模流动的层流边界层方程的近似分析解．算例表明，本文结果与已有的数值解相当符合．     

层流边界层流动可视化研究

本文由边界层相似理论,考虑壁面倾斜角度和粘性的影响,设计了边界层水流速度可视化方案,建立了可视化模型,通过投影法显示了层流边界层流动状态,对实验进行了模拟和分析,结果表明,实验现象和理论实现了很好的吻合.     

河南平顶山火力发电企业轴流风机叶片断裂分析

国家电投河南电力有限公司平顶山发电分公司发生轴流风机叶片断裂故障,对故障前的监控参数、风道和叶片进行了调查,分析了造成该故障的可能原因是:设计存在缺陷,叶顶区域防磨板和铸铝叶身之间存在较大间隙,防磨板弯制使叶顶附近叶身较薄区域内应力较高,叶片断面存在较大的铸造缺陷等。     

基于典型鸟类翅膀特征的小型轴流风机叶片仿生设计与试验

基于提取的雀鹰、长耳鸮翅膀的表面特征对小型轴流风机的叶片进行仿生优化,以求提高风机的气动性能。设计出8种仿生风机模型,通过CFD计算选出最优的仿生风机模型进行性能试验验证,并与原型风机进行了对比。对比试验流量-静压曲线发现,仿生风机气动性能明显好于原型风机,最大质量流量提高了6.1%,最大静压提高了7.0%,并发现V型截面好于圆弧型截面。本研究为叶片仿生参数的进一步优化提供了前期基础。     

具相似流动的层流边界层方程零解的稳定性分析

二维不可压层流边界层方程,在具相似流动时,可化为Falkner-Skan方程。本文将F-S方程f~(″′)+ff~″+(2m)/(m+1)(1-f~(′2)=0作变量变换,转化成二阶非自治系统,讨论了其零解附近的稳定性,并作了物理解释。     

叶栅端壁附面层叶片力亏损预测模型

本文基于实验结果,提出了一种预测轴流压气机叶栅端壁附面层叶片力亏损的通用模型.该模型的理论性强、物理意义明确.它包含了目前广泛使用的现有诸种叶片力亏损模型且明显减少了模型的经验性.应用于不同轴流压气机叶栅端壁附面层流动的数值分析结果与实验结果的比较表明,本文所建立的新模型通用性更强且精度也得到了进一步的提高.     

水溶采矿中竖直盐壁面上自然对流层流边界层的相似解

着重讨论了水溶采矿中在竖直盐壁面上具有传质的自然对流层流边界层的相似解,计算了在不同施密特数的情况下,溶腔侧流边界层内卤水的浓度及速度分布。对结果进行了分析,并与参考文献的计算结果进行了和讨论。     

预测轴流压气机叶栅端壁附面层及叶片力亏损的速度模型

本文应用三种不同的三维附层速度分布模型对轴流压气机叶栅通道端壁附面层及其叶片力亏损进行了详细的研究，考虑了叶片端部间隙漏流的影响。对三种高负荷叶栅的数值分析结果与实验结果比较表明，采用新的叶片力亏损模型后，不同的速度分布模型对叶片力亏损的预测结果影响较小；而对端壁附面层的预测结果产生较强的影响，叶栅端部无间隙叶，本文的速度模型1或3优于模型2；叶栅端部有间隙时，速度模型1最优，由此提高了端壁附面层数值预测的准确性。     

可调轴流式锅炉引风机动叶片磨损失效分析

通过理化分析和磨损形貌观察，探讨了火焰喷焊动叶片的磨损机理。结果表明，动叶片的磨损主要是低角度冲蚀磨损，碳化钨等金属化合物的磨损机理是疲劳脆断，镍基奥氏体的磨损机理是微切削，提出了从喷焊材料和工艺方面提高耐磨性的措施。     

叶栅端壁附面层的预测模型研究

本文对轴流压气机叶栅端壁附面层的诸种计算方法进行了详细的研制，基于实验和理论提出一种将叶片力亏损与端壁附面层主流和横流发展相关联的新的叶片力亏损模型，该模型不仅适用于叶栅通道内的附面层计算，而且适用于考虑端部间隙漏流影响的端壁附面层计算，对三种不同叶栅的计算结果表明，采用本文的力亏损模型和端壁附面层计算方法所预测的端壁附面层发展，尤其是叶片力亏损的发展，与实验结果一致性较好，这说明本文不仅通用性强而且更具有强的实用性。     

分流叶片周向位置对小型轴流风扇性能的影响

以五叶片的小型轴流风扇为原型,设计出3种不同周向位置分流叶片的模型,采用RNG k-ε湍流模型进行定常数值模拟,对比分析诸模型间的静特性、叶片表面静压分布和涡量分布,选出静特性最佳模型为最优模型对其进行非定常计算,研究其气动噪声性能.结果表明:小型轴流风扇中适当增加分流叶片可以提高静压系数和效率,3种带分流叶片模型叶片表面静压分布均匀,分流叶片可以抑制原型叶片尾缘涡脱落,分流叶片的最优的位置为流道中间,该最优模型前方100 mm处的监测点的A计权声压级在各个频段均低于原型模型,功率谱密度峰值均出现基频处,且最优模型的峰值低于原型.研究结果可以为小型轴流风扇结构优化和降噪提供依据.     

Aerodynamic performance of high-turning curved cascade with boundary layer suction

The impact of boundary layer suction on the aerodynamic performance of a high-turning compressor cascade was numerically simulated and discussed. The aerodynamic performance of a curved and a straight cascade with and without boundary layer suction were comparatively studied at several suction flow rates. The results showed that boundary layer suction dramatically improved the flow behavior within the flow passage. Moreover, higher loading over the whole blade height, lower total pressure loss, and higher passage throughflow were achieved with a relatively small amount of boundary layer removal. The integration of curved blade and boundary layer suction contributed to better aerodynamic performance than the cascades with only curved blade or boundary layer suction used, and the more favorable effect resulted from the weakening of the three dimensional effects of the boundary layer close to the endwalls.     

Aerodynamic performance of high-turning curved compressor cascade with boundary layer suction

The impact of boundary layer suction on the aerodynamic performance of a high-turning compressor cascade was numerically simulated and discussed.The aerodynamic performance of a curved and a straight cascade with and without boundary layer suction were comparatively studied at several suction flow rates.The results showed that boundary layer suction dramatically improved the flow behavior within the flow passage.Moreover,higher loading over the whole blade height,lower total pressure loss,and higher passage throughflow were achieved with a relatively small amount of boundary layer removal.The integration of curved blade and boundary layer suction contributed to better aerodynamic performance than the cascades with only curved blade or boundary layer suction used,and the more favorable effect resulted from the weakening of the three dimensional effects of the boundary layer close to the endwalls.