等速上仰翼型动态失速现象研究
叶片翼型,失速,升力计算
叶片的空气动力学基础 鹏芃 在风力机基础知识一节中介绍过叶片的升力与阻力基本知识，本节将进一步介绍相关理论知识。在风力础知识一节中已作介绍的不再重复，仅介绍有关内容的提高部分。 常用叶片的翼型 下面是一幅常见翼型的几何参数图，该翼型的中弧线是一条向上弯曲的弧线，称这种翼型为不对称翼型弯度翼型。 当弯度等于0时，中弧线与弦线重合，称这种翼型为对称翼型，下图为一个对称翼型。
下图是一个性能较好的低阻翼型，是带弯度翼型，在水平轴风力机中应用较多。 带弯度翼型的升力与失速 下面为一个低阻翼型的气流动力图，翼型弦线与气流方向的夹角（攻角）为α，正常运行时气流附着翼面流过，靠近翼型上方的气流速度比下面的气流速度快，根据流体力学的伯努利原理，翼型受到一个上力Fl，当然翼型也会受到气流的阻力Fd。
这是正常的工作状态，有较大的升力且阻力很小。但翼型并不是在任何情况下都能产生大的升力。如果大到一定程度，气体将不再附着翼型表面流过，在翼型上方气流会发生分离，翼型前缘后方会产生涡致阻力急剧上升升力下降，这种情况称为失速。见下图 翼型什么时候开始失速，下面是这种翼型的升力系数与阻力系数随攻角的变化曲线参考图，图中绿色的力曲线、棕色的是阻力曲线。在曲线中可看出，攻角α在11度以下时升力随α增大而增大，当攻角α大
度时进入失速状态，升力骤然下降，阻力大幅上升，在α等于45度时升力与阻力基本相等。翼型开始失攻角α的值称为失速角。 大多数有弯度的薄翼型与该曲线所示特性相近。在曲线图中看出翼型在攻角为0时依然有升力，这是因使攻角为0，翼型上方气流速度仍比下方快，故有升力，当攻角为一负值时，升力才为0，此时的攻角称升攻角或绝对零攻角。 翼型在失速前阻力是很小的，在近似计算中可忽略不计。 当攻角为0时，有弯度的翼型的压力中心在翼型的中部，随着攻角的增加（不大于失速角）压力中心向动到1/4弦长位置。
失速与喘振
摘要：阐述了轴流通风机失速与喘振的形成机理，结合2×600MW机组一次风机的喘振问题，分析了失速与喘振的原因，同时还制定了检查及整改措施。 关键词：轴流式通风机失速喘振 中图分类号：TH432.1 文献标识码：B 文章编号：1006-8155（2007）03-0000-00 Analysis on Stall and Surge of Variax Blade Adjustable Axial Fl ow Fan and Improvement Measure Abstract: The formation principle of stall and surge for axial fl ow fan was elucidated, analyze the reason of stall and surge bonding the surge problem of 2*600MW primary fan, at one time, draw the measure of check and improvement. Key Words: Axial fl ow fan Stall Surge 0 引言 由于动叶可调轴流通风机具有体积小、质量轻、低负荷区域效率较高、调节范围宽广、反应速度快等优点，近十年来，国内大型火力发电厂已普遍采用动叶可调轴流通风机。因为轴流通风机具有驼峰形性能曲线这一特点，理论上决定了风机存在不稳定区。风机并不是在任何工作点都能稳定运行，当风机工作点移至不稳定区时就有可能引发风机失速及喘振等现象的发生。 笔者针对扬州第二发电有限责任公司二期扩建工程2×600MW 机组一次风机在安装、调试期间发生的失速问题，对失速与喘振的原理进行了分析，并提出了相应检查和整改措施，以及风机在正常运行过程中如何避免失速与喘振的发生。 1 轴流通风机失速与喘振的关系
翼型理论
第十二章机翼理论课堂提问：雁群迁徙时为什么呈”人字形”飞行? 机翼理论：研究支持飞机升空,水翼船飞腾的机翼理论。 在航空，舰船等工程上应用最多，舵、螺旋桨，减摇鳍、水翼、扫雷展开器，研究船舶的操纵性时可以把船体的水下部分看作是一个机翼（短翼）。此外在风扇，鼓风机，压缩机，水上运动器械如帆板，脚蹼等都与机翼理论有关。 本章内容： 1.几何特性 2. 流体动力特性 3.有限翼展机翼（三元机翼） 本章重点： 1. 机翼几何特性。 2. 机翼几何特性对流体动力特性的影响。 3. 下洗速度形成的概念及计算，自由涡、附着涡形成的概念。 4．升力线理论的概念。 5. 诱导阻力的概念，诱导阻力的计算。 6. 展弦比换算的思路及计算。 本章难点： 1. 机翼几何特性对流体动力特性的影响。 2. 升力线理论的概念。 3. 展弦比换算。 §１２-１机翼的几何特性 一、翼型（profile） 翼剖面的重要参数： 中线（center line），翼弦（chord）b，拱度（camber）f，相对拱度f/b，展长l，厚度t，相对厚度 t/b，（thicheness），攻角（angle of attach）α，翼型面积S，展弦比 等。根据工程应用的需要， 机翼的平面形状多样。
展弦比 2 l S λ= 对于矩形机翼S lb =, 所以 2l l lb b λ= = 无限翼展机翼：12λ=∞ 短翼：?<2， 大展弦比机翼：λ?2 船用舵0.5 1.5λ=， 水翼57λ= 战斗机24λ=，轰炸 机712λ =，风洞试验一般采用标 准机翼56λ =。 机翼的攻角又分为： 几何攻角?：来流速度0U 与弦线之间的夹角。 基本形状： 后缘总是尖的（产生环量） 圆前缘：减小形状阻力 尖前缘：减小压缩性所引起的激波阻力或自由 表面所引起的兴波阻力 翼型： 几种常见的翼型 ＮＡＣＡ翼型（美国国家航空咨询委员会（National Advisori committee for Aeronautics ，简称NACA ）设计发表的） 目前在舰船的舵、螺旋桨上用得较多的是NACA 翼型系列。 NACA 四组翼型: １）NACA 四位数字翼型 ) ()] 2)21[() 1() ()2(22 2f f f f f f f f f x x x x x x x f y x x x x x x f y >-+--=≤-?== (12-2) 该翼型系列的厚度表达式为 4325075.04215.17580.16300.08485.1(x x x x x t y t -+--= (12-3) 翼型系列的30=t x % ，40 %,前缘半径,1019.12t r =前。翼型系列有九种相对厚度：6%， 8%， 9%， 10% 12%， 15%， 18%， 21%， 24%；有三种相对拱度：0， 1%， 2%。
不同风速下风力机动态特性研究
【86】 第39卷 第12期 2017-12 收稿日期：2017-07-17 基金项目：安徽省自然科学基金青年基金（1708085QE123，1708085QA17，1508085QE94）；安徽理工大学青年教师 科学研究基金资助（12664）；安徽理工大学引进人才科研启动基金资助（ZY041）作者简介：杜标（1993 -），男，安徽阜阳人，硕士研究生，研究方向为计算流体力学。不同风速下风力机动态特性研究 Study on dynamic characteristics of wind turbines under different wind speeds 杜 标1，李雪斌1，王 龙1，李 亮2，孙伦业1 DU Biao 1, LI Xue-bin 1, WANG Long 1, LI Liang 2, SUN Lun-ye 1 （1.安徽理工大学 机械工程学院，淮南 232001；2.安徽理工大学 力学与光电物理学院，淮南 232001）摘 要：风力机在复杂大气环境中使用会经受超出设计值的动态载荷，产生动态失速问题，导致风力机性能及使用寿命下降。为了研究风力机翼型动态失速特性，选取不同风速条件下的6种工况 (风速范围为15m/s-40m/s)，选用CFD方法，利用S-A湍流模型，对绕翼型1/4弦长点作正弦振荡中的翼型进行模拟计算。获取不同风速下的升力系数迟滞闭环规律，给出了一个完整振荡周期中不同时刻的流场分布，描述脱落涡从翼型表面发生、扩散、破碎的运动过程。通过研究动态失速升力系数迟滞闭环规律，发现其升力系数与风速呈线性增长关系，迟滞闭环的面积在风速小于35m/s下也随之增大。所研究的结果对风力机设计制造和维护具有指导 意义。 关键词：风力机翼型；动态失速；计算流体力学中图分类号：TK83 文献标识码：A 文章编号：1009-0134(2017)12-0086-05 0 引言 风电作为一种环保可再生资源受到世界各国的重视，而在风力机组工作中，其成本的75%～90%主要来源于制造和维护风力机。风力机需要维护主要是因为在使用中受到复杂大气环境的影响，其中动态失速问题尤为严重。动态失速指一个振荡周期内的压力面在超过其临界迎角时绕流流场发生失速和非定常分离的现象[1]，与静态失速相比较，叶片所受动态载荷更大，其问题更贴近风力机实际工况。 因为获取翼型在不同工况的完整实验数据进行的风洞试验费用较高，利用计算流体力学（CFD ）数值模拟[2]研究翼型气动特性的方法得到广泛使用。在众多风力机翼型中，S809翼型是美国国家可再生能源实验室（NREL ）风力机动力学实验[3] 所采用的叶片翼型，其风洞实验数据非常充分。S.L.Yang 等人[4]在90年代最先选取S809翼型进行湍流数值模拟，在初始附着流动阶段，升力系数与实验值吻合程度很高，只有在大攻角下与实验值不太一致。陈旭等人[5]利用S-A 湍流模型模拟S809翼型俯仰运动时的动态绕流流场，并将动态与静态绕流流场进行对比，发现在动态工况下翼型的升力和阻力系数发生了显著的变化。McCroskey 等人[6] 进行动态失速翼型的气动力实验，对比分析翼型在不同折合频率和马 赫数下的升阻力系数。以上研究不仅有利于深入了解翼型动态失速过程中的流动现象和改进工程中广泛采用的经验解析模型[7]，而且便于风力机叶片的设计制造与 维护。 本文计算分析了S809翼型在不同风速下动态特性，在S809翼型1/4弦长处绕其作正弦周期振荡，振荡的幅度为10°，折合频率为0.026，选择分别在来流速度为15m/s 、20m/s 、25m/s 、30m/s 、35m/s 和40m/s 的工况下，对翼型进行二维数值模拟计算，并且采用算例与俄亥俄州立大学（OSU ）风洞试验的数据[8]对比验证，研究风速对动态失速的影响以及不同时刻的流场分布。 1 控制方程及湍流模型 1.1 控制方程 本文对于动态失速中做俯仰运动的S809翼型利用CFD 方法模拟计算，控制方程采用在笛卡尔坐标系下，二维连续性方程和不可压缩流体的N-S 方程[9]： 连续性方程： 0) u (t =??+ ??i x i ρρ 万方数据
汽车怎样进行失速、油压、延时、手动换挡等试验
汽车怎样进行失速、油压、延时、手动换挡等试验 ★汽车怎样进行失速试验 在前进挡或倒档中，踩住制动踏板并完全踩下油门踏板时，发动机处于最大转矩工况，而此时自动变速器的输出轴与输入轴均静止不动，变矩器的涡轮不动，只有变矩器壳及泵轮随发动机一同转动，此工况称为失速工况，此时发动机的转速称为失速转速。 失速试验是检查发动机输出功率、变矩器及自动变速器中制动器和离合器等有关换挡执行元件的工作是否正常的一种方法。失速试验的目的是通过测量变速器在D档和R档时发动机的最高转速,来分析判断发动机和自动变速器的性能及工作状况. 不同车型的自动变速器都有其失速转速标准值。大部分自动变速器的失速转速标准为2300r/min左右。若失速转速与标准值相符，说明自动变速器的油泵、主油路油压及各个换挡执行元件的工作基本正常；若失速转速高于标准值，说明主油路油压过低或换挡执行元件打滑；若失速转速高于标准值，则可能是发动机动力不足或液力变矩器有故障。例如，当液力变矩器中的导轮单向超越了回去打滑时，液力变矩器在液力偶合器的工况下工作，其变矩比下井，从而使发动机的负荷增大，转速下降。 变速器不同档位失速转速不正常的原因有： 变速杆在所有位置的失速转速过高的原因：主油路油压过低；前进挡和倒档的换挡执行元件打滑；抵挡及倒档制动器打滑。 变速杆在所有位置的失速转速过低的原因：发动机动力部足；变矩器导轮的单向超越离合器损坏。 变速杆在D位失速过高的原因：前进挡油路油压过低；前进离合器打滑。 变速杆在R位失速过低的原因：倒档油路油压过低；倒档及高档离合器打滑。 ★汽车怎样进行油压试验 油压试验是在自动变速器运转时，对控制系统各个油压进行测量，为分析自动变速器的故障提供依据，以便于有针对性地进行修复。正确的油路油压是自动变速器正常工作的先决条件。 油压过高，会使自动变速器出现严重的换挡冲击，甚至损坏控制系统；油压过低，会造成换挡执行元件打滑，加剧其摩擦片的磨损，甚至使换挡执行元件烧毁。对于因油压过低而造成换挡执行元件烧毁的自动变速器，如果仅仅更换烧毁的摩擦片而没有找出故障的真正原因就修复，换后的摩擦片经过一段时间的使用后往往会再次烧毁。因此，在分解修理自动变速器之前和自动变速器修复之后，都要对自动变速器做油压试验，以保证自动变速器的修理质量。
翼型理论
第十二章机翼理论 课堂提问：雁群迁徙时为什么呈”人字形”飞行? 机翼理论：研究支持飞机升空,水翼船飞腾的机翼理论。 在航空，舰船等工程上应用最多，舵、螺旋桨，减摇鳍、水翼、扫雷展开器，研究船舶的操纵性时可以把船体的水下部分看作是一个机翼（短翼）。此外在风扇，鼓风机，压缩机，水上运动器械如帆板，脚蹼等都与机翼理论有关。 本章内容： 1. 几何特性 2. 流体动力特性 3. 有限翼展机翼（三元机翼） 本章重点： 1. 机翼几何特性。 2. 机翼几何特性对流体动力特性的影响。 3. 下洗速度形成的概念及计算，自由涡、附着涡形成的概念。 4．升力线理论的概念。 5. 诱导阻力的概念，诱导阻力的计算。 6. 展弦比换算的思路及计算。 本章难点： 1. 机翼几何特性对流体动力特性的影响。 2. 升力线理论的概念。 3. 展弦比换算。 §１２-１机翼的几何特性 一、翼型（profile） 翼剖面的重要参数： 中线（center line），翼弦（chord）b，拱度（camber）f，相对拱度f/b，展长l，厚度t，相 对厚度t/b，（thicheness），攻角（angle of attach）α，翼型面积S，展弦比λ等。根据 工程应用的需要，机翼的平面形状多样。 展弦比 2 l S λ=
对于矩形机翼S lb =, 所以 2l l lb b λ= = 无限翼展机翼：12λ=∞: 短翼：?<2， 大展弦比机翼：λ?2 船用舵0.5 1.5λ=:， 水翼57λ=: 战斗机24λ=:，轰炸 机712λ =:，风洞试验一般采用标 准机翼56λ =:。 机翼的攻角又分为： 几何攻角?：来流速度0U 与弦线之间的夹角。 基本形状： 后缘总是尖的（产生环量） 圆前缘：减小形状阻力 尖前缘：减小压缩性所引起的激波阻力或自由 表面所引起的兴波阻力 翼型：几种常见的翼型 ＮＡＣＡ翼型（美国国家航空咨询委员会（National Advisori committee for Aeronautics ，简称NACA ）设计发表的） 目前在舰船的舵、螺旋桨上用得较多的是NACA 翼型系列。 NACA 四组翼型: １）NACA 四位数字翼型 ) ()] 2)21[() 1() ()2(222f f f f f f f f f x x x x x x x f y x x x x x x f y >-+--=≤-?== (12-2) 该翼型系列的厚度表达式为 4325075.04215.17580.16300.08485.1(x x x x x t y t -+--= (12-3) 翼型系列的30=t x % ，40 %,前缘半径,1019.12t r =前。翼型系列有九种相对厚度：6%， 8%， 9%， 10% 12%， 15%， 18%， 21%， 24%；有三种相对拱度：0， 1%， 2%。 ２）NACA 五位数字翼型 五位数字翼型的厚度分布仍与四位数字翼型相 同，都是（１２-３）式，相对厚度有12%，15%， 18%， 21%， 24%五种; f x 都是15%；设计
实验10：机翼失速测量试验
实验十：机翼失速测量试验 一、实验目的 用多管压力计测出不同迎角下翼型表面的压强分布，并用坐标法绘出翼型的升力系数随迎角的分布曲线，确定NACA0012翼型的临界失速迎角。 二、实验背景 图2：飞机失速 失速：在机翼迎角较小的范围内，升力随着迎角的加大而增大。但是，当迎角加大到某个值时，升力就不再增加了。这时候的迎角叫做临界迎角。当超过临界迎角后，迎角再加大，阻力增加，升力反而减小。这现象就叫做失速。 失速产生的原因：由于迎角的增加，机翼上表面从前缘到最高点压强减小和从最高点到后缘压强增大的情况更加突出。当超过临界迎角以后，气流在流过机翼的上表面时会发生分离，在翼面上产生很大的涡流，见图2。造成阻力增加，升力减小。 三、实验仪器与设备 图1：低速吸气式二元风洞 1.风洞：低速吸气式二元风洞。实验段为矩形截面，高0.6米，宽0.09米。 实验风速≤30米/秒。实验段上下壁面的静压孔可测量实验段气流静压，试验段气流的总压为实验室的大气压。(见图1)
2. 实验模型：NACA0012翼型，弦长0.15米，展长0.09米，安装于风洞两侧 壁间。模型表面的测压孔，前缘孔编号i=0，上、下翼面的其它孔的编号从前到后，依次为i=1、2、3……16。I<4, 测压孔间距为5毫米，i>4，间距为10毫米。 3. 多管压力计：压力计斜角θ=30o，系数K=1.0。压力计右端第一测压管接 试验段壁面测压孔，测量实验段气流静压 ，其液柱长度记为L I ；其余测压管，分成两组，分别与上、下翼面测压孔一一对应连接，并有编号，其液柱长度为L i 。这两组测压管间留一空管通大气，测量气流的总压 ，又起分隔提示作用，其液柱长度记为L II 。 四、实验原理 实验风速固定、迎角不变时，翼面上第i 点的压差为： θρsin )(I i i i L L g K p p p -=-=?∞酒 ，(i=0;1,2,3,……) （1） 气流的动压为： θρρsin )(2 1 2I II a L L g K V q -== ∞∞酒 （2） 于是，翼面上第i 点的压强系数为： I II I i i i L L L L q p p --=?= ∞ （3） 表1：NACA0012翼型测压孔位置参数 升力和阻力系数确定： 由翼型的压强分布可以确定升力系数和不包括摩擦阻力系数的阻力系数。如图3所示，x 为翼弦方向，设x 轴和y 轴分别平行于机体坐标轴系的x t 轴和y t 轴，若在翼型上取一微元ds ，作用在ds 上的压强为p ，ds 与x 轴的夹角为θ，设翼型宽度ds=1，则作用在ds 上的垂至于翼弦方向的法向力和平行于翼弦方向的轴向力分别为： cos θds p dY t ??-= (4)
自动变速器失速试验及试验结果的定性分析
汽车自动变速器的失速试验及分析 摘要：对汽车自动变速器失速试验并对结果进行定性分析：若D挡和R挡两个挡失速值相同，都低于规定值，则可能发动机输出功率不够、液力变矩器导轮单项离合器工作不良；若只有D挡或R挡失速转速值高于规定值，或D和R挡失速转速值都高于规定值，则可能是管路压力低、有关离合器打滑、有关单项离合器工作不良、有关制动器打滑等。 关键词：汽车自动变速器；失速试验；定性分析 汽车电子控制自动变速器一般由液力变矩器、齿轮变速系统、电子控制系统、液压控制系统和换挡执行器组成，结构较为复杂。一旦出现了故障，其排除故障的效率取决于对故障的合理检测及对故障部位的确切诊断。因此，自动变速器的检测与诊断是故障排除的关键，其中，失速试验就是重要的检测项目之一。尽管自动变速器的型号各异、结构不同、但他们的工作原理基本相同，所以对各种电子控制自动变速器进行失速试验及试验结果的分析也是有规律可循的。 对于失速试验，目前各种教材和资料都是以某种自动变速器为例进行阐述，没有从理论上去探讨和解释，把本来是共性的东西变成了个性的问题。由于没能从理论角度去理解和掌握变速器的失速试验，所以就很难根据失速试验的结果分析汽车发动机或自动变速器是否有故障或什么部位有了故障，很不利于汽车修理人员将失速试验结果的分析运用于实际汽车维修过程中；更不能举一反三，掌握各种变速器的试验结果所反映的信息。为此，有必要对失速试验从理论上进行分析，使有关人员能快速深入的去理解失速试验，并能很好的在实际中去运用。 一．失速试验 失速试验测试的是发动机处于失速工况下所能达到的最高转速，即失速转速。失速工况是指操纵手柄处于前进挡或倒挡的位置条件下，踩住制动踏板并完全踩下加速踏板时，发动机运转所处的工况。很显然，在失速工况下，自动变速器的输出轴转速为零，变速器壳体和泵轮随发动机飞轮一起转动，因此，发动机就处于最大转矩工况。 1、试验目的 根据失速试验来诊断发动机的整体性能和自动变速器的综合性能。主要是检查发动机的输出功率、变矩器性能、自动变速器的离合器及制动器是否打滑等。 2、试验方法 （1）失速试验时的注意事项：1）发动机及自动变速器应预热至正常工作温
实验三 自动变速器油压与失速检测
实验三自动变速器油压与失速检测 一、注意事项 (一)首先明确被测部件需检测电阻值还是电压值。 （二）根据检测内容选择万用表功能及量程。 （三）使用稳压电源检测时，输出电流值不许超过1A。 （四）检测过程应在指导教师指导下进行。 二、目的和要求 （一）学会正确使用数字式万用表。 （二）掌握稳压电源正确使用方法。 （三）熟悉检测内容和操作工艺。 （四）掌握标准参数和技术要求，学会使用维修手册。 三、设备及工具 数字式万用表、稳压电源、常用工具等。 四、实习项目 1.油压试验 (1)油压试验的准备 ①行驶汽车，使发动机及自动变速器达到正常工作温度。 ②将汽车停放在水平路而上，检查发动机怠速和自动变速器液压油的油面高度。如不正常，应进行调整。 ③准备一个量程为2MPa的压力表。 ④找出自动变速器各个油路测压孔的位置。通常在自动变速器外壳上有几个用方头螺塞堵住的用于测量不同油路油压的测压孔。如果没有资料确定各油路的测压孔时，可用举升器将汽车升起，在发动机运转时分别将各个测压孔螺塞松开少许，观察各测压孔在操纵手柄位于不同挡位时是否有压力油流出，以此判断各油路测压孔的位置。 (2)油压试验步骤以丰田自动变速器主油路油压测试为例说明油压试验步骤，见图2-124。 ①前进挡主油路油压的测试 拆下自动变速器壳体上主油路测压孔或前进挡油路测压孔螺塞，接上油压表。起动发动机，将操纵手柄拨至前进挡位置，读出发动机怠速运转时的油压。该油压即为怠速工况下的前进挡主油路油压。 用左脚踩紧制动踏板，同时用右脚将节气门踏板完全踩下，在失速工况下读取油压。该油压即为失速工况下的前进挡主油路油压。 将操纵手柄拨至空挡成停车挡，让发动机怠速运转1min以上。待操纵手柄拨至各个前进低挡位置，重复上述步骤，读出各个前进低挡在怠速工况和失速工况下的主油路油压。 ②倒挡主油路油压测试 拆下自动变速器壳体上主油路测压孔或倒挡油路测压孔螺塞，接上油压表。起动发动机，将操纵手柄拨至倒挡位置，读出发动机怠速运转时的油压。该油压即为怠速工况下的倒挡主油路油压。 用左脚踩紧制动踏板，同时用右脚将油门踏板完全踩下，在失速工况下读取油压，该油压即为失速工况下的倒挡主油路油压。 将操纵手柄拨至空挡或停车挡，让发动机怠速运转1min以上，将测得的主油路油压与标准值进行比较。 不同车型自动变速器的主油路油压不完全相同。若主油路油压不正常，说明油泵成控制系统有故障。表3-1列出了主油路油压不正常的可能原因。 表3-1 主油路油压不正常的原因
什么是失速及其原因
什么是失速？失速的原因是什么？ 风机处于正常工况时，冲角很小（气流方向与叶片叶弦的夹角即为冲角），气流绕过机翼型叶片而保持流线状态，当气流与叶片进口形成正冲角，即α>0，且此正冲角超过某一临界值时，叶片背面流动工况开始恶化，边界层受到破坏，在叶片背面尾端出现涡流区，即所谓“失速”现象。冲角大于临界值越多，失速现象越严重，流体的流动阻力越大，使叶道阻塞，同时风机风压也随之迅速降低。 风机的叶片在加工及安装过程中，由于各种原因使叶片不可能有完全相同的形状和安装角。因此，当运行工况变化而使流动方向发生偏离时，在各个叶片进口的冲角就不可能完全相同。如果某一叶片进口处的冲角达到临界值时，就首先在该叶片上发生失速，而不会所有叶片都同时发生失速。假如u是对应叶片上某点的周向速度；w是气流对叶片的相对速度；α为冲角。假设叶片2和3间的叶道23首先由于失速出现气流阻塞现象，叶道受堵塞后，通过的流量减少，在该叶道前形成低速停滞区，于是气流分流进入两侧通道12和34，从而改变了原来的气流方向，使流入叶道12的气流冲角减小，而流入叶道34的冲角增大。可见，分流结果使叶道12绕流情况有所改善，失速的可能性减小，甚至消失；而叶道34内部却因冲角增大而促使发生失速，从而又形成堵塞，使相邻叶道发生失速。这种现象继续进行下去，使失速所造成的堵塞区沿着与叶轮旋转相反的方向推进，即产生所谓的“旋转失速”现象。风机进入到不稳定工况区运行，叶轮内将产生一个到数个旋转失速区。叶片每经过一次失速区就会受到一次激振力的作用，从而可使叶片产生共振。此时，叶片的动应力增加，可能致使叶片断裂，造成重大设备损坏事故。 大型火电机组的送风机一般是定转速运行的，即叶片周向速度u是一定值，这样影响叶片冲角大小的因素就是气流速度与叶片开度角。当叶片开度角β一定时，如果气流速度c
Gurney襟翼改善翼型动态失速特性研究
万方数据
６飞行力学第２８卷 为１．６％ｃ、厚度为０．２５％ｃ的ＧＦ，模型和计算网格如图２所示。 图２ＧＦ模型和计算网格 翼型运动的控制方程为： ａ（ｔ）＝１２。＋５０ｓｉｎ（２ｋｔ） 式中，平衡迎角１２０；振幅５ｏ；减缩频率ｋ＝０．０４７。计算状态为：Ｍａ。＝０．２，Ｒｅ＝２×１０６。 图３给出了ＮＡＣＡ加装ＧＦ前后的升力与俯仰力矩动态特性。 图３升力与俯仰力矩迟滞特性 由图可见，在俯仰振荡过程中，与静态相比，气动力均存在明显的滞后，这是振荡过程中流动的分离点和附着点明显不重合造成的。在上仰过程中，流动随迎角增加从附着到分离；而从最大迎角开始下俯的过程中，流动随迎角减小从分离到再附着，在该过程中，流动的分离点和附着点会明显不重合。 ＧＦ对翼型动态气动性能的影响与静态有很多相似之处，均增加了翼型的有效弯度，使升力曲线明显上移，最大升力系数和失速迎角分别增加了４２．４％和０．７。，产生了很大的低头力矩增量。过大的附加低头力矩是直升机旋翼不能接受的，这是目前ＧＦ没有应用于直升机旋翼的原因之一。 图４给出了加装ＧＦ前、后平衡俯仰角附近的流谱。可以看出，二者的共同点是在上仰过程中，前缘涡沿着翼型的上表面向后传播，该前缘涡类似于许多昆虫翅翼非定常运动中所形成的高能量前缘涡流，随迎角增加扩张至整个翼面，从而使振荡翼型获得了很大的动态升力。ＮＡＣＡ翼型比安装ＧＦ后翼型的前缘高能量涡流形成和溢出的更早，带来的动力失速也更早。此外，安装了ＧＦ的ＮＡＣＡ翼型，在下俯过程中，流动的再附着也要早于ＮＡＣＡ，因此，它的升力恢复也出现的早。 图４平衡俯仰角附近的流谱 （左：ＮＡＣＡ；右：ＮＡＣＡ＋ＧＦ） 上述结果表明，对俯仰振荡运动，ＧＦ具有明显的动态增升作用，并可提高翼型的动态失速性能，但同时也带来较大低头力矩增量，这是不希望出现的情况。下面将进一步探讨改进的ＧＦ对改善翼型动态失速性能的可行性。 ３改进ＧＦ应用于振荡翼型 由于传统ＧＦ在改善翼型动态失速性能方面存 在低头力矩增量过大问题，本文对传统的ＧＦ进行万方数据
翼型的叶尖速比与攻角,失速
在空气动力学中，失速是指翼型气动攻角(Angle of attack) 增加到一定程度（达到临界值）时，翼型所产生的升力(lift force)突然减小的一种状态。翼型气动迎角超过该临界值之前，翼型的升力是随迎角增加而递增的；但是迎角超过该临界值后，翼型的升力将递减。 尾流是指在飞行时，由于翼尖处上下表面的空气动力压力差，产生一对绕着翼尖的闭合涡旋，翼型的叶尖速比与攻角 要使在气流中运行的翼型有最大的升力与较小的阻力，翼型必须有理想的攻角，水平轴风力机在风速与转速不变时其叶片的攻角也不变，而传统的达里厄风力机的叶片是固定的，也就是在风轮旋转一周时翼型自身也旋转360度，其攻角是在不停的变化。下面就是翼型旋转在4个象限时的攻角计算辅图。
为了便于观察分析，图中风轮半径缩小，攻角夸大。v是外来风速，u是叶片线速度， w是相对风速，α是攻角，θ是叶片绕风轮转角（叶片位置）。由于风力机由2个以上的叶片构成，在上风侧做过功的风速会降低，我们近似认为翼型在上风侧（0至180度）与下风侧（180至360度）的风向不变、但风能损失30%，下风侧风速降低至84%。 按图1来计算攻角，
tanα= vr /( vt +u) vr= v*sinθ vt= v*cosθ tanα= v*sinθ/( v*cosθ+u)= sinθ/(cosθ+u/v) 式中u/v是叶尖速比λ α= arctan(sin(θ) /( cos(θ) + λ)) (1.1) 按图2、图3、图4来计算结果相同，就不再列举了。设叶尖速比λ分别为2、3、4、5、6，用MATLAB软件计算相应的攻角在0至360度的变化曲线，通过计算得出如下曲线图。
Savonius型风力机非定常流动的CFD和PIV研究
Savonius型风力机非定常流动的 CFD和PIV研究 摘要：本文旨在介绍Savonius（萨沃纽斯）型垂直轴风力发电机流场的研究。这种风力机结构紧凑，可当做多级能源使用。它的转子高度大约相等于转子直径，因此，风力发电机组的流动模拟需要三维模型。由于其操作原则和叶片气流角的连续变化，可以观察到强烈不稳定影响造成的分离和涡脱落的现象。在这种情况下，用K-ω和DES湍流模型可以得到良好的实验效果。 在本次工作中，我们采用CFD研究Savonius型风力机在不同流场条件下的行为，并确定其性能和尾迹的演变。流场分析能帮助我们判别风力机设计的好坏。为了验证模拟的准确性，在风洞中进行PIV试验研究，它可以确定真实的流场结构并验证数值模拟的精度。 1.介绍 风力机通常被分为两种类型：水平轴和垂直轴。这样分类与转轴相对风的位置有关。因此，Savonius型风力机和Darrieus,Gyromill,H-rotor等等风力机一样归类为垂直轴风机。Savonius型风力机以拥有此专利的芬兰工程师Savonius命名。转子的基本版本是个S形横截面，这个S形横截面由两个半圆形与它们之间的一小部分重叠的叶片组成。Savonius型转子被列为拖动式垂直轴风力机，其操作原理主要是基于凸叶片和凹叶片之间的阻力差。然而，转子的不同角位置以及升力也能产生扭矩。文献3是Savonius型风力机优点的综述，这种风力机设计简单稳健，可支持高风速，在低风速下也具有良好的启动特性和操作性。它不需要定向装置，能在任何风向下工作。这种风力机比转速低，不幸的是它的功
率系数比较低。 关于Savonius型转子的试验和数值研究已经很多很多。文献1,4,5,6,7是关于风洞中的试验。在文献8,9,10,11中，为了获得转子内部以及周围的速度场，很多作者使用粒子成像技术或者粒子跟踪测速法。除了试验，文献1,12,13,14还展示了许多数值研究。 Savonius型转子的气动性能和机械强度使得这种风力机能作为一个小型自主电源的一部分。这种电源能用来给手机、笔记本电池充电或者当做监测设备的电源等等。不幸的是，试验和数值模拟的结果并不能完全拿来使用，因为转子构成了电源设备不可分割的一部分。因此有必要考虑转子和设备各个部件之间的气动干扰。 为了综合提高转子的空气动力性能，应尽量减少不利的相互作用。只有通过数值建模才能得到由此产生的复杂流动分析，但是还需要选择适当的湍流模型。所以在这里，作者的目的是确定适当的流动模拟的方法。因此，先设想创建一个速度场和转子特性的实验数据库。然后，在实验研究的情况下进行数值模拟。最后，分析和比较实验和数值模拟结果，定义可以接受的数值模型。 2.试验研究 试验研究的目的是获得风力机的空气动力特性，并且获得转子周围速度场的详细信息。空气动力学性能试验用来证明数值试验的有效性。用PIV技术测量获得扭矩产生的原理和转子下游涡结构的详细数据。 2.1试验台 如图1所示，在巴黎高科Métiers风洞中开展试验。这个封闭回路风洞有转子直径3m的轴流风机。这个风机由120千瓦变频控制异步电动机驱动。在风机
低速离心压缩机旋转失速的试验研究
第21卷 第3期 2007年09月 实验流体力学 Journal of Experiments in F luid Mech anics V ol.21,N o.3 Sep.,2007 文章编号:167229897(2007)0320038206 低速离心压缩机旋转失速的试验研究Ξ 郭 强1,竺晓程1,杜朝辉1,陈 华2,赵 岩2 (1.上海交通大学机械与动力工程学院涡轮机研究所,上海 200030;2.美国H oney well公司,上海 200000) 摘要:对某低速离心压缩机无叶扩压器壁面静压波动和内部流场进行了详细的试验测量,重点研究了小流量工况下的不稳定流动和旋转失速。在试验中,首先使用高频动态压力传感器获得了不同流量工况下扩压器前盖板处的静压波动,并对测量结果进行了频谱分析,以确定旋转失速起始工况点和不同小流量工况下的失速频率。然后使用PI V测速设备详细测量了在失速条件下,无叶扩压器及叶轮流道内部的流场变化。试验丰富了对低速离心压缩机旋转失速流动现象的认识,为设计高性能的离心压缩机提供了丰富的实验数据。 关键词:旋转失速;离心压缩机;无叶扩压器;PI V 中图分类号:TK453 文献标识码:A R otating stall experimental study of a low2speed centrifugal compressor G UO Qiang1,ZHU X iao2cheng1,DU Zhao2hui1,CHE N Hua2,ZHAO Y an2 (1.School of Mech.and P ower Engineering,Shanghai Jiao T ong University,Shanghai200030,China;2. H oneywell C orporation,Shanghai200000,China) Abstract:Unsteady flows and rotating stall of a low2speed centrifugal com press or were investigated by measuring vaneless diffuser wall static pressure fluctuation and internal flow fields in detail at different small flow fluxes.Firstly the real time static pressure fluctuations on the vaneless diffuser shroud at different circum2 ferential positions are acquired by high2frequency dynamic pressure transducers.DFT analysis is applied to the experimental results to ascertain the rotating stall beginning operation conditions and stall frequency.Then,the internal flow fields of the centrifugal com press or are investigated with a PI V(Particle Image Velocimetry)sys2 tem at different small flow fluxes.The flow field development of vaneless diffuser and blade flow passage are given in detail at rotating stall conditions.The experiments enrich the understanding of rotating stall flow phe2 nomenon of the low2speed centrifugal com press or and provide full experiment data for designing high perfor2 mance centrifugal com press or. K ey w ords:rotating stall;centrifugal com press or;vaneless diffuser;PI V 0 引 言 目前限制压气机设计性能进一步提高的一个重要因素是压气机中常常出现的旋转失速现象。旋转失速是一种局部扰动诱发的不稳定流动,它限制机器的稳定工作范围,影响运行的可靠性,在机器的设计和调试中是实现各级匹配的重要障碍,并在过渡态和非设计工况运行中导致灾难性的事故。因此人们不得不在设计阶段就要考虑一定的失速裕度,因此它们的存在是阻碍叶轮机械效率提高和运行稳定的重要 Ξ收稿日期:2006211208;修订日期:2007201227 基金项目:国家自然科学基金资助项目(50576052). 作者简介:郭 强(1978-),男,河南焦作市人,博士研究生.研究方向:叶轮机械内部复杂流动.E2mail:guoqiang0808@sj2 https://www.360docs.net/doc/cb7054800.html,
翼型气动特性实验指导书2017版
《空气动力学》课程实验指导书 翼型压强分布测量与气动特性分析实验 一、实验目的 1 熟悉测定物体表面压强分布的方法，用多管压力计测出水柱高度，利用伯努利方程计算出翼型表面压强分布。 2 测定给定迎角下，翼型上的压强分布，并用坐标法绘出翼型的压强系数分布图。 3 采用积分法计算翼型升力系数，并绘制不同实验段速度下的升力曲线。 4 掌握实验段风速与电流频率的校核方法。 二、实验仪器和设备 （1） 风洞：低速吸气式二元风洞。实验段为矩形截面，高0.3米，宽0.3米。实验风速 20,30,40V ∞=/m s 。实验段右侧壁面的静压孔可测量实验段气流静压p ∞，实验段气流的总压0p 为实验室的大气压a p 。 表2.1 来流速度与电流频率的对应（参考） 表2.2 翼型测压点分布表 上表面 下表面 （2） 实验模型：NACA0012翼型，弦长0.12米，展长0.09米，安装于风洞两侧壁间。模
型表面开测压孔，前缘孔编号为0，上下翼面的其它孔的编号从前到后，依次为1、2、3 ……。（如表-2所示） （3） 多管压力计：压力计斜度90θ=，压力计标定系数 1.0K =。压力计左端第一测压管 通大气，为总压管，其液柱长度为I L ；左端第二测压管接风洞收缩段前的风洞入口侧壁静压孔，其液柱长度为IN L ；左端第三、四、五测压管接实验段右侧壁面的三个测压孔，取其液柱长度平均值为II L 。其余测压管分成两组，分别与上下翼面测压孔一一对应连接，并有编号，其液柱长度为i L 。这两组测压管间留一空管通大气，起分隔提示作用。 三、实验原理 测定物体表面压强分布的意义如下：首先，根据表面压强分布，可以知道物体表面上各部分的载荷分布，这是强度设计的基本数据；其次，根据表面压强分布，可以了解气流绕过物体时的物理特性，如何判断激波，分离点位置等。在某些风洞中（例如在二维风洞中，模型紧夹在两壁间，不便于装置天平），全靠压强分布来间接推算出作用在机翼上的升力或力矩。 测定压强分布的模型构造如下：在物体表面上各测点垂直钻一小孔，小孔底与埋置在模型内部的细金属管相通，小管的一端伸出物体外（见图1），然后再通过细橡皮管与多管压力计上各支管相接，各测压孔与多管压力计上各支管都编有号码，于是根据各支管内的液面升降高度，立刻就可判断出各测点的压强分布。多管压力计的原理与普通压力计相同，都是基于连通器原理，只是把多个管子装在同一架子上而已，这样就可同时观察多点的压强分布情况，为了提高量度的准确性，排管架的倾斜度可任意改变。 图3.1 接多管压力计上各相应支管 图3.2 实验安装示意图
失速测试
1.什么是失速？ 涡轮固定不动，只有泵轮在旋转，这种工况称为失速。失速转速是当涡轮处于静止状态时，发动机所能达到的最高转速（汽车没有行驶时，发动机所能达到的最高转速）。汽车的车型不同，失速转速标准值也不同。失速转速标准值比较低的只有1200r/min左右，而失速转速标准值比较高的能达到2800r/min以上。大部分汽车液力变矩器失速转速处于2000~2500r/min之间。 2.失速试验的目的是？ 不拆下变速器而判断故障的具体部位，到底是变矩器，还是变速器；是机械部分，还是液压控制部分；是倒档，还是前进档，是前进档中那个具体环节。另外，失速试验也用于修复故障重新装配后，检查故障是否已经排除。 3.失速测试: 此测试目的在于：通过在D位置及R位置测出失速，以检验发动机和变速箱的总体性能。 注意： ．在变速箱正常工作油温（50-80℃或122-176°F)下进行此测试。．此测试不得连续超过５秒。 ．为保证安全，要在能提供良好附着力的既宽、清晰的水平面上进行此 测试。 ．失速测试须由二人进行，一人观察轮子情况或轮子垫块外情况，另一 人进行测试操作。 测量失速速度 (a)四轮垫上木块. (b)发动机接上转速表 (c)完全松开驻车制动器. (d)左脚紧压制动踏板 (e)起动发动机 (f)档位拔到D位置,右脚踩下加速踏板一直到底. 迅速读出失速速度 失速速度＝2,200＋150rpm (g)在R位置完成同样的测试 鉴定 问题
可能的原因 a "D"、“R”位置失速低?发动机输出效率差 ?全程离合器定子工作不正常 提示：此指定值至少低600rpm， 变矩器可能坏了。 b “D”位置失速高?线压太低 ?前离合器打滑 ?2号全程离合器工作不正常 ?O/D全程离合器工作不正常 c “R”位置失速高?线压太低 ?正离合器打滑 ?第一及倒档制动器打滑 ?O/D全程离合器工作不正常 d “D”、“R”位置失速高?线压太低 ?油面高度不对 ?O/D全程离合器工作不正常 时间滞后测试 发动机怠速时挂上档。挂档时间与感到冲击有一个特定的时间差。 这用于测试0/D正离合器、正离合器、前离合器、第一及倒档制动器。 注意： ．在变速箱正常工作油温 < 50-80℃或122-176°F>F进行此测试. ．每个测试过程应有一分钟间隔。 ．做三次测试，取平均值。 测量时间滞后 (a)完成松开驻车制动器; (b)起动发动机并检查怠速速度 迟滞时间 N→D 少于1.2秒 N→R 少于1.5秒 怠速:650rpm<档位"N"位置,空调拔到OFF)