單圓弧等厚葉片前后緣多元耦合仿生設(shè)計及降噪機理研究

1、單圓弧等厚葉片前后緣多元耦合仿生設(shè)計及降噪機理研究摘要：采用計算流體力學(xué)CFD方法和實驗測量方法分別研究了多元耦合仿生葉片的降噪機理及其對多翼離心風(fēng)機氣動性能和噪聲特性的影響?；谀嫦蚬こ淘O(shè)計方法，通過提取蒼鷹翼翅前后緣典型構(gòu)造特征，設(shè)計了一種前緣波形構(gòu)造耦合尾緣齒形構(gòu)造的仿生葉片，同時對仿生葉片和多翼離心風(fēng)機用單圓弧等厚度葉片的氣動性能及流動和噪聲特性進展了數(shù)值分析，通過比較提醒了多元耦合仿生葉片的降噪機理，得到仿生葉片尾緣的齒形構(gòu)造可改變?nèi)~片尾緣脫落渦構(gòu)造和頻率、前緣的非光滑波形構(gòu)造可減小葉片外表脈動以及氣流對葉片前緣的沖擊等結(jié)果。相對于原型葉片，仿生葉片的基頻和倍頻均有所下降，仿生葉片的

2、A計權(quán)聲壓級降低了2.1dB。6種仿生葉片應(yīng)用于多翼離心風(fēng)機的實驗研究說明：仿生葉片前后緣構(gòu)造設(shè)計參數(shù)會影響多翼離心風(fēng)機的風(fēng)量、風(fēng)壓和噪聲；采用多元耦合仿生葉片，風(fēng)機噪聲最大下降1.5dB，而風(fēng)機的風(fēng)量和風(fēng)壓根本不變。關(guān)鍵詞：多翼離心風(fēng)機；多元耦合仿生設(shè)計；葉片；降噪；數(shù)值分析中圖分類號：TB535；TH432文獻標(biāo)志碼：A文章編號：0253-987X202103-0001-10多翼離心風(fēng)機具有流量系數(shù)大、壓力系數(shù)高、噪聲低、尺寸小等特點，被廣泛應(yīng)用于吸油煙機、空調(diào)等。葉輪是多翼離心風(fēng)機的重要組成部件，然而葉輪葉片周期性擊打空氣引起的壓力脈動、葉道出口處氣體流動不均勻以及來流湍流噪聲等，都是產(chǎn)

3、生風(fēng)機氣動噪聲的根源。Younsi等通過數(shù)值求解非定常雷諾時均Navier-Stokes方程和k-切應(yīng)力湍流模型，研究了多翼離心風(fēng)機內(nèi)轉(zhuǎn)子與蝸殼的互相作用及其對風(fēng)機噪聲的影響。王嘉冰發(fā)現(xiàn)來流速度和進口氣流角較小會導(dǎo)致葉片前緣吸力面邊界層別離。周建華通過可視化絲線法測量了葉輪內(nèi)部復(fù)雜的流動狀況，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別離是引起風(fēng)機氣動噪聲的主要根源。Ken用熱線探針研究了葉輪出口處的流動狀況，發(fā)現(xiàn)邊界層別離、氣流紊亂是主要的中低頻噪聲源。由此可見，葉片前后緣的改進對于改善風(fēng)機性能、降低風(fēng)機噪聲具有重要的意義。近年來，隨著仿生學(xué)的開展，研究者們通過提取自然界生物在進

4、化過程中產(chǎn)生的獨有的降噪特征構(gòu)造對葉片外表、葉片前緣和尾緣進展了仿生設(shè)計。劉慶萍實驗發(fā)現(xiàn)，非光滑構(gòu)造的仿生葉片、條紋型外表仿生葉片以及仿生鋸齒前緣葉片的A聲級噪聲較原型葉片均有所降低。劉小民等的多翼離心風(fēng)機齒形構(gòu)造仿生設(shè)計說明，尾緣鋸齒構(gòu)造可改變?nèi)~片流場噪聲峰值的分布，降低葉片峰值噪聲。Oer-lemans通過實驗測量發(fā)現(xiàn)，在低頻段采用仿生葉片的風(fēng)機噪聲比原型風(fēng)機降低了0.63.2dB，高頻段噪聲卻有所增加。Jones實驗研究說明，前緣鋸齒構(gòu)造葉片的噪聲較原型葉片降低了1.4dB，但氣動性能有所降低。任露泉指出，前緣圓弧齒狀非光滑構(gòu)造可以有效延遲翼型附面層別離，降低翼型外表的壓力脈動，從而到達

5、降低氣動噪聲的目的。Stephan等試圖通過速度脈動和主頻變化來提醒齒形構(gòu)造對葉片外表邊界層開展的影響，但并沒有給出與流場親密相關(guān)的氣動聲場信息。Moreau等通過實驗給出了齒形尾緣構(gòu)造對低雷諾數(shù)條件下平板氣動聲場的影響，得出降噪效果與Strouhal數(shù)和齒形波長有關(guān)的結(jié)論。然而，采用Howe理論獲得的降噪效果與實驗測量值有較大的差異。以上研究主要是提取了仿生生物對象特有的某一單元構(gòu)造特征，并應(yīng)用于風(fēng)機葉片設(shè)計，但并未考慮各種特征共同作用的結(jié)果。本文采用大渦模擬和Lighthill聲學(xué)理論對多翼離心風(fēng)機進展了仿生葉片流場和聲場的數(shù)值模擬，分析了仿生葉片的降噪機理。最后，將設(shè)計的仿生葉片引入到多

6、翼離心風(fēng)機，通過實驗研究了不同葉片前后緣仿生構(gòu)造參數(shù)對多翼離心風(fēng)機的風(fēng)量、風(fēng)壓和噪聲的影響。1數(shù)值計算方法1.1大渦模擬基于LES將尺度較大的湍流運動通過非定常Navier-Stokes方程進展求解。采用濾波函數(shù)對非定常不可壓縮連續(xù)方程和Navier-Stokes方程進展處理，由此得到方程8是在聲學(xué)模擬理論的根底上，通過考慮流體中運動固體邊界與流體作用而誘發(fā)噪聲得到的，方程等號右邊三項分別代表流體體位移引起的噪聲、流體邊界上脈動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。對于本文計算，流動是不可壓縮的，單極子和四極子聲源項可忽略不計。2葉片多元耦合仿生設(shè)計由于吸油煙

7、機所用多翼離心風(fēng)機的設(shè)計流量15.6m3/min對應(yīng)的葉輪進口氣流速度與蒼鷹正常的空中飛行速度接近，所以葉片前緣波形構(gòu)造與葉片尾緣齒形構(gòu)造可確定為等厚度單圓弧葉片耦元，再通過耦元屬性分析建立耦元的可拓模型，將蒼鷹翼翅前緣和尾緣獨有的構(gòu)造應(yīng)用于多翼離心風(fēng)機的葉片仿生設(shè)計。研究發(fā)現(xiàn)，蒼鷹翅膀長度約400mm，寬度約200mm，面積Ap=8104mm2。圖1為蒼鷹翅膀的構(gòu)造分析圖。蒼鷹翅膀尾緣的鋸齒形構(gòu)造分別由齒寬、齒高、周期來描繪，齒高hp約為1018mm，齒寬dp約為715mm，周期ep約為1020mm；蒼鷹翅膀前緣的波形構(gòu)造采用波長和振幅來描繪，波長約為25100mm，振幅約為520mm。如圖

8、2所示，本文多翼離心風(fēng)機原型葉片為等厚度單圓弧葉片。該葉片寬度wm為24mm，長度lm為68mm，葉片面積Am=1632mm2?；趲缀蜗嗨品敲?，蒼鷹翅膀面積與風(fēng)機葉片面積之比kA=Ap/Am49，因此仿生構(gòu)造線性長度之比k1=kA1/2=7。圖3為基于以上分析設(shè)計獲得的多元耦合仿生葉片。仿生葉片尾緣齒高hm約1.52.5mm，齒寬dm約12mm，周期em約1.53mm；風(fēng)機前緣波長為3.515mm，振幅為0.73mm。圖4為設(shè)計參數(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。對于原型葉片的單流道計算模型，選取整個葉輪流動區(qū)域的1/6

9、0葉片數(shù)為60作為單流道流動區(qū)域，流道人口、出口處帶有延伸段，以保證流動的穩(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滑移邊界條件；對于仿生葉片計算模型，除葉片前后緣與原型葉片有所不同之外，其余設(shè)置均與原型葉片一樣。3.2數(shù)值模擬3.2.1網(wǎng)格劃分 計算時采用了分塊網(wǎng)格劃分方法，入口區(qū)域、葉道區(qū)域、出口區(qū)域采用六面體構(gòu)造化網(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展了網(wǎng)格加密處理。圖6為原型葉片與仿生葉片的網(wǎng)格無關(guān)性驗證結(jié)果。由圖6可以看出，當(dāng)網(wǎng)格數(shù)分別為1.824106和2.194106時，出口壓力根本不變。因此，本文計算時原型葉片和仿生葉片的網(wǎng)格數(shù)分別取為1.

10、824106和2.194106。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。3.2.2計算模型及控制方程 在定常流動計算中，湍流采用Realizable k-模型，壓力速度耦合采用SIMPLE算法，湍流動能、湍流耗散項、動量方程的離散采用二階迎風(fēng)格式。定常流動計算收斂后，以定常計算結(jié)果作為非定常計算的初始值，三維非定常流動計算采用LES進展，計算獲得的非定常流動結(jié)果將作為FW-H方程的輸入項進展氣動噪聲計算。關(guān)于翼型數(shù)值計算方法和數(shù)值模型的有效性在文獻中已得到驗證。3.3原型葉片計算3.3.1原型葉片的流場計算結(jié)果及分析 圖9為原型葉片外表壓力分布云圖。由于葉片前

11、緣受到了來流的沖擊，所以葉片前緣端口處存在高壓區(qū)域，壓力最大值可達32.88Pa；在葉片吸力面靠近尾緣的區(qū)域存在較大的負壓，且沿著葉片弦向逐漸改變，在接近尾緣端面時負壓到達-69.12Pa。由此可見，在葉片尾緣區(qū)存在著逆壓梯度，在低雷諾數(shù)的流動狀態(tài)下，逆壓梯度是引起邊界層別離的一個重要因素。單圓弧直葉片沿葉展方向的主流區(qū)在各個截面上的流動狀態(tài)根本一樣，為了減小壁面對流動的影響，可將觀測面設(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別離和明顯的旋渦脫落現(xiàn)象。通過觀察發(fā)現(xiàn)，葉片尾緣端面和吸力面尾緣處周期性地產(chǎn)

12、生了旋渦，并隨著時間的推移交替脫落。圖12提醒了1個周期內(nèi)葉片尾緣旋渦的產(chǎn)生和脫落過程。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，隨著時間的推移，初始旋渦逐漸遠離葉片尾端，同時在吸力面尾緣處產(chǎn)生了第2個旋渦且逐漸向尾端挪動；當(dāng)初始旋渦逐漸消失后，第2個渦向尾端緩慢挪動并有脫落的趨勢，在此過程中第3個渦逐漸產(chǎn)生，如此交替循環(huán)，展示出了一個完好的尾緣旋渦脫落周期。最終，旋渦產(chǎn)生及脫落的周期為0.293ms，旋渦脫落頻率為3420Hz?；谝陨戏治?，原型葉片流場的主要問題是葉片前緣受到來流的沖擊，葉片尾緣處存在著周期性的尾渦脫落。3.3.2原型葉片的噪聲計算結(jié)果及分析 計算時選取葉片外

13、表壓力脈動作為原型葉片的噪聲源。圖13為計算時原型葉片外表的壓力脈動示意。由圖13可以看出，葉片外表壓力在-31.2-29.6Pa之間波動，波動周期與旋渦脫落頻率相對應(yīng)，為0.293ms?？梢姡~片外表的壓力隨著旋渦的脫落而周期性變化。圖14為原型葉片的噪聲計算頻譜。由圖14可以看出：聲壓在頻率為3420Hz時存在峰值，約為58dB，此基頻與尾緣旋渦脫落頻率對應(yīng)；在倍頻為6840Hz處存在第2個峰值，約為38dB。計算所得原型葉片的A計權(quán)聲壓為58.9dB。噪聲計算結(jié)果說明，影響原型葉片噪聲有2個關(guān)鍵要素：1個是作為遠場噪聲聲源的葉片外表壓力脈動，其隨旋渦脫落而周期性波動，并受葉片前緣氣流的沖

14、擊和尾緣負壓區(qū)分布的影響較大；另1個是葉片尾緣的旋渦脫落，旋渦脫落頻率與葉片外表的壓力脈動及低頻噪聲的大小嚴密相關(guān)。3.4仿生葉片計算3.4.1仿生葉片的流場計算結(jié)果及分析 針對原型葉片，引入多元耦合仿生設(shè)計進展了數(shù)值計算，從而獲得了仿生葉片外表壓力分布，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構(gòu)造，極大地緩解了葉片前緣受到的氣流沖擊，且在高壓區(qū)域根本消失，所以葉片外表壓力最大值由原型的32.88Pa下降為30.07Pa。盡管葉片尾緣的負壓區(qū)域仍然存在，但壓力由原型葉片的-69.12Pa下降為-50.52Pa，這對葉片尾緣區(qū)域的邊界層別離有所

15、抑制。圖16為多元耦合仿生葉片單流道的渦核區(qū)域。由圖16可以看出，渦核區(qū)域主要集中在齒形構(gòu)造的齒尖和齒中，在兩齒之間的齒根區(qū)幾乎沒有發(fā)現(xiàn)旋渦脫落。為了進一步提醒葉片尾緣的流動狀態(tài)，本文選取了3個具有代表性的截面S1、S2、S3進展流動分析。圖17為仿生葉片單流道計算模型觀測面位置示意，其中S1為齒尖觀測面，S2為齒中觀測面，S3為齒根觀測面。圖18為葉片尾緣處3個觀測面上的速度流線。由圖18可以看出：在S1上，同時存在3個旋渦渦1、渦2、渦3，渦1位于葉片尾緣端部，渦2范圍較大且位于葉片吸力面靠近尾緣處，渦3處于渦1下游且距葉片約1.2mm處；在S2上，3個旋渦仍然存在渦1、渦2、渦3，但相對

16、位置均有所變化，渦1較渦1沿x方向偏移約1.1mm，渦3位置幾乎不變但與渦1之間的間隔 增加，渦2較之渦2范圍有所縮小，同時偏離葉片壁面約0.4mm；在S3上，旋渦幾乎消失，流動狀態(tài)更加平穩(wěn)。因此，葉片尾緣的齒形仿生構(gòu)造改變了旋渦脫落的同步性，削弱了旋渦脫落的連續(xù)性，進而改善了流動性能。 3.4.2仿生葉片的噪聲計算結(jié)果及分析 本文仍然選取葉片外表的壓力脈動作為噪聲源。圖19為仿生葉片外表的壓力脈動示意。由圖19可以看出，壓力波脈動范圍由-31.2-29.6Pa縮小至-30.9-29.5Pa，壓力脈動幅度的降低抑制了仿生葉片的氣動噪聲。圖20為仿生葉片與原型葉片的噪聲頻譜比照。由圖20可以看出

17、：多元耦合仿生葉片的聲壓在3240、6480Hz處存在峰值，分別為56、36dB，較原型葉片均有所下降；仿生葉片的基頻為3240Hz，較原型葉片的基頻3410Hz有所下降。這說明采用葉片尾緣仿生構(gòu)造，不僅改變了旋渦脫落的頻率，而且降低了基頻及倍頻處的低頻噪聲。根據(jù)計算，仿生葉片的A計權(quán)聲壓為56.8dB，相對于原型葉片下降了2.1dB。綜上所述，基于多元耦合仿生設(shè)計的多翼離心風(fēng)機葉片的改進設(shè)計，一方面降低了葉片外表的壓力脈動，另一方面削弱了葉片尾緣旋渦脫落的連續(xù)性，使得旋渦脫落頻率下降，葉片的氣動噪聲降低。4多翼離心風(fēng)機實驗4.1實驗設(shè)計圖21為仿生葉輪構(gòu)造。圖22為6種仿生葉片設(shè)計結(jié)果。通過

18、改變齒形尾緣的構(gòu)造參數(shù)，獲得了3種仿生葉片尾緣構(gòu)造，即大齒形尾緣、中齒形尾緣和小齒形尾緣，分別用葉片序號1、2、3表示；通過改變波形前緣的構(gòu)造參數(shù)，獲得了3種仿生葉片前緣構(gòu)造，即大波形前緣、中波形前緣和小波形前緣，分別用葉片序號4、5、6表示。表1為仿生葉片前緣和尾緣的構(gòu)造參數(shù)。4.2實驗方法4.2.1氣動性能實驗 根據(jù)?GB/T 17713-1999外排式吸油煙機空氣性能實驗方法?建立了風(fēng)機氣動性能實驗測量裝置，如圖23所示。風(fēng)機出風(fēng)口通過連接器與空氣性能實驗裝置相連。通過連接器的氣流依次經(jīng)過十字整流器、擴散段后進入減壓筒，再經(jīng)調(diào)解器從變直徑孔板流出。這里需要說明的是，由于本文的多翼離心風(fēng)機

19、是為吸油煙機研發(fā)的，因此對風(fēng)機氣動性能和噪聲測試均按照吸油煙機用多翼離心風(fēng)機的實驗測試要求進展。4.2.2噪聲實驗 噪聲實驗按照?GB/T 17713-1999吸油煙機噪聲實驗方法?在半消聲室中進展。采用全球包絡(luò)法進展噪聲測定，如圖24所示。風(fēng)機位于半消聲室中央，4個測試點A、B、C、E均布于半徑為1.414m的球外表與低于葉輪中心1m的程度平面的交界處。4.3實驗結(jié)果表2為仿生葉片與原型葉片的風(fēng)機性能實驗測量結(jié)果。由表1可以看出，采用仿生葉片的風(fēng)機噪聲較原型風(fēng)機均有所降低。與原型葉片多翼離心風(fēng)機相比，仿生葉片1葉片3的風(fēng)機風(fēng)量均有所增加，隨著葉片前緣波形構(gòu)造尺寸的減小，風(fēng)量增量越大。風(fēng)機風(fēng)壓根本在356Pa左右，葉片1和葉片3的風(fēng)機風(fēng)壓略有降低，葉片2的風(fēng)機風(fēng)壓略有進步，但不管采用哪種尺度的前緣和尾緣仿生葉片，多翼離心風(fēng)機噪聲都有所降低，其中葉片2的風(fēng)機噪聲下降最為明顯，相對于原型風(fēng)機，噪聲下降了1.3dB。與原型葉片多翼離心風(fēng)機相比，仿生葉片4葉片6的風(fēng)機噪聲均有所降低，葉片4的風(fēng)機