單圓弧等厚葉片前后緣多元耦合仿生設計及降噪機理研究

劉小民,趙嘉,李典

(西安交通大學能源與動力工程學院,710049,西安)

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單圓弧等厚葉片前后緣多元耦合仿生設計及降噪機理研究

劉小民,趙嘉,李典

(西安交通大學能源與動力工程學院,710049,西安)

采用計算流體力學(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機氣動性能和噪聲特性的影響。基于逆向工程設計方法,通過提取蒼鷹翼翅前后緣典型結構特征,設計了一種前緣波形結構耦合尾緣齒形結構的仿生葉片,同時對仿生葉片和多翼離心風機用單圓弧等厚度葉片的氣動性能及流動和噪聲特性進行了數值分析,通過比較揭示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結構可改變葉片尾緣脫落渦結構和頻率、前緣的非光滑波形結構可減小葉片表面脈動以及氣流對葉片前緣的沖擊等結果。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A計權聲壓級降低了2.1 dB。6種仿生葉片應用于多翼離心風機的實驗研究表明:仿生葉片前后緣結構設計參數會影響多翼離心風機的風量、風壓和噪聲;采用多元耦合仿生葉片,風機噪聲最大下降1.5 dB,而風機的風量和風壓基本不變。

多翼離心風機;多元耦合仿生設計;葉片;降噪;數值分析

多翼離心風機具有流量系數大、壓力系數高、噪聲低、尺寸小等特點,被廣泛應用于吸油煙機、空調等。葉輪是多翼離心風機的重要組成部件,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,都是產生風機氣動噪聲的根源[1]。Younsi等通過數值求解非定常雷諾時均Navier-Stokes方程和k-ε切應力湍流模型,研究了多翼離心風機內轉子與蝸殼的相互作用及其對風機噪聲的影響[2]。王嘉冰發現來流速度和進口氣流角較小會導致葉片前緣吸力面邊界層分離[3]。周建華通過可視化絲線法測量了葉輪內部復雜的流動狀況,發現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機氣動噪聲的主要根源[4]。Ken用熱線探針研究了葉輪出口處的流動狀況,發現邊界層分離、氣流紊亂是主要的中低頻噪聲源[5]。由此可見,葉片前后緣的改進對于改善風機性能、降低風機噪聲具有重要的意義。

近年來,隨著仿生學的發展,研究者們通過提取自然界生物在進化過程中產生的獨有的降噪特征結構對葉片表面、葉片前緣和尾緣進行了仿生設計。劉慶萍實驗發現,非光滑結構的仿生葉片、條紋型表面仿生葉片以及仿生鋸齒前緣葉片的A聲級噪聲較原型葉片均有所降低[6]。劉小民等的多翼離心風機齒形結構仿生設計表明,尾緣鋸齒結構可改變葉片流場噪聲峰值的分布,降低葉片峰值噪聲[7]。Oerlemans通過實驗測量發現,在低頻段采用仿生葉片的風機噪聲比原型風機降低了0.6～3.2 dB,高頻段噪聲卻有所增加[8]。Jones實驗研究表明,前緣鋸齒結構葉片的噪聲較原型葉片降低了1.4 dB,但氣動性能有所降低[9]。任露泉指出,前緣圓弧齒狀非光滑結構能夠有效延遲翼型附面層分離,降低翼型表面的壓力脈動,從而達到降低氣動噪聲的目的[10]。Stephan等試圖通過速度脈動和主頻變化來揭示齒形結構對葉片表面邊界層發展的影響,但并沒有給出與流場密切相關的氣動聲場信息[11]。Moreau等通過實驗給出了齒形尾緣結構對低雷諾數條件下平板氣動聲場的影響,得出降噪效果與Strouhal數和齒形波長有關的結論[12]。然而,采用Howe理論[13-14]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結構特征,并應用于風機葉片設計,但并未考慮各種特征共同作用的結果。

本文采用大渦模擬(large eddy simulation,LES)和Lighthill聲學理論對多翼離心風機進行了仿生葉片流場和聲場的數值模擬,分析了仿生葉片的降噪機理。最后,將設計的仿生葉片引入到多翼離心風機,通過實驗研究了不同葉片前后緣仿生結構參數對多翼離心風機的風量、風壓和噪聲的影響。

1 數值計算方法

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方程進行求解。采用濾波函數對非定常不可壓縮連續方程和Navier-Stokes方程進行處理,由此得到

(1)

(2)

(3)

(4)

采用Smagorinsky-Lilly亞網格應力模型[15],可將亞網格尺度與網格尺度的相互作用類比于布朗運動的分子黏性,即

(5)

(6)

(7)

式中:Ls為網格的混合長度;ka為von Kármán常數;d為第一層網絡離開壁面的最小距離;V為計算單元的體積;Cs為Samagorinsky常數。對大部分流體流動的數值計算,為了減少亞網格應力的擴散影響,Cs=0.1[16]是比較理想的。

1.2FW-H方程

在進行三維非定常湍流流動LES的基礎上,采用FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)方程對氣動聲場進行了求解,以描述流場與移動壁面相互作用產生的氣動噪聲[17-18],即

(8)

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

方程(8)是在聲學模擬理論的基礎上,通過考慮流體中運動固體邊界與流體作用而誘發噪聲得到的,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計

由于吸油煙機所用多翼離心風機的設計流量(15.6 m3/min)對應的葉輪進口氣流速度與蒼鷹正常的空中飛行速度接近,所以葉片前緣波形結構與葉片尾緣齒形結構可確定為等厚度單圓弧葉片耦元,再通過耦元屬性分析[19]建立耦元的可拓模型,將蒼鷹翼翅前緣和尾緣獨有的結構應用于多翼離心風機的葉片仿生設計。研究發現,蒼鷹翅膀長度約400 mm,寬度約200 mm,面積Ap=8×104mm2。圖1為蒼鷹翅膀的結構分析圖。蒼鷹翅膀尾緣的鋸齒形結構分別由齒寬、齒高、周期來描述,齒高hp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構采用波長和振幅來描述,波長約為25～100 mm,振幅約為5～20 mm。

圖1 蒼鷹翅膀結構分析圖

如圖2所示,本文多翼離心風機原型葉片為等厚度單圓弧葉片。該葉片寬度wm為24 mm,長度lm為68 mm,葉片面積Am=1 632 mm2。基于幾何相似法則,蒼鷹翅膀面積與風機葉片面積之比kA=Ap/Am≈49,因此仿生結構線性長度之比kl=(kA)1/2=7。圖3為基于以上分析設計獲得的多元耦合仿生葉片。仿生葉片尾緣齒高hm約1.5～2.5 mm,齒寬dm約1～2 mm,周期em約1.5～3 mm;風機前緣波長為3.5～15 mm,振幅為0.7～3 mm。圖4為設計參數示意圖。

圖2 原型葉片 圖3 多元耦合仿生葉片

圖4 仿生葉片設計參數示意圖

3 仿生、原型葉片的數值模擬

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域的1/60(葉片數為60)作為單流道流動區域,流道入口、出口處帶有延伸段,以保證流動的穩定性,流道兩側設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 葉片單流道計算模型

3.2 數值模擬

3.2.1 網格劃分 計算時采用了分塊網格劃分方法,入口區域、葉道區域、出口區域采用六面體結構化網格,相鄰區域設置了公用的交接界面,葉片壁面及葉片前后緣進行了網格加密處理。圖6為原型葉片與仿生葉片的網格無關性驗證結果。由圖6可以看出,當網格數分別為1.824×106和2.194×106時,出口壓力基本不變。因此,本文計算時原型葉片和仿生葉片的網格數分別取為1.824×106和2.194×106。圖7和圖8分別為原型葉道網格及仿生葉片的前后緣網格,壁面處網格滿足y+≤1。

圖6 網格無關性驗證

圖7 原型葉片流道網格

(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格

3.2.2 計算模型及控制方程 在定常流動計算中,湍流采用Realizablek-ε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格式。定常流動計算收斂后,以定常計算結果作為非定常計算的初始值,三維非定常流動計算采用LES進行,計算獲得的非定常流動結果將作為FW-H方程的輸入項進行氣動噪聲計算。關于翼型數值計算方法和數值模型的有效性在文獻[20]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流的沖擊,所以葉片前緣端口處存在高壓區域,壓力最大值可達32.88 Pa;在葉片吸力面靠近尾緣的區域存在較大的負壓,且沿著葉片弦向逐漸改變,在接近尾緣端面時負壓達到-69.12 Pa。由此可見,在葉片尾緣區存在著逆壓梯度,在低雷諾數的流動狀態下,逆壓梯度是引起邊界層分離的一個重要因素。

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在各個截面上的流動狀態基本相同,為了減小壁面對流動的影響,可將觀測面設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分離和明顯的旋渦脫落現象。通過觀察發現,葉片尾緣端面和吸力面尾緣處周期性地產生了旋渦,并隨著時間的推移交替脫落。圖12揭示了1個周期內葉片尾緣旋渦的產生和脫落過程。

圖10 原型葉片單流道模型觀測面

圖11 葉片觀測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生了第2個旋渦且逐漸向尾端移動;當初始旋渦逐漸消失后,第2個渦向尾端緩慢移動并有脫落的趨勢,在此過程中第3個渦逐漸產生,如此交替循環,展示出了一個完整的尾緣旋渦脫落周期。最終,旋渦產生及脫落的周期為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個周期

基于以上分析,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果及分析 計算時選取葉片表面壓力脈動作為原型葉片的噪聲源。圖13為計算時原型葉片表面的壓力脈動示意。由圖13可以看出,葉片表面壓力在-31.2～-29.6 Pa之間波動,波動周期與旋渦脫落頻率相對應,為0.293 ms。可見,葉片表面的壓力隨著旋渦的脫落而周期性變化。

圖13 計算時原型葉片表面的壓力脈動示意

圖14 原型葉片噪聲頻譜

3.4 仿生葉片計算
3.4.1 仿生葉片的流場計算結果及分析 針對原型葉片,引入多元耦合仿生設計進行了數值計算,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構,極大地緩解了葉片前緣受到的氣流沖擊,且在高壓區域基本消失,所以葉片表面壓力最大值由原型的32.88 Pa下降為30.07 Pa。盡管葉片尾緣的負壓區域依然存在,但壓力由原型葉片的-69.12 Pa下降為-50.52 Pa,這對葉片尾緣區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域

圖17 仿生葉片單流道計算模型觀測面位置示意

(a)S1

(b)S2

(c)S3圖18 葉片尾緣處3個觀測截面上的速度流線

圖19 仿生葉片表面的壓力脈動示意

圖20 仿生葉片與原型葉片噪聲頻譜對比

4 多翼離心風機實驗

4.1 實驗設計

圖21為仿生葉輪結構。圖22為6種仿生葉片設計結果。通過改變齒形尾緣的結構參數,獲得了3種仿生葉片尾緣結構,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結構參數,獲得了3種仿生葉片前緣結構,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結構參數。

(a)仿生齒形尾緣

(b)仿生波形前緣圖21 仿生葉輪結構

圖22 6種仿生葉片設計結果

葉片序號尾緣參數hm/mmdm/mmem/mm前緣參數波長/mm振幅/mm120182568302201825680732018253407425233068075201825680761513206807

圖23 風機性能實驗測試裝置

4.2 實驗方法
4.2.1 氣動性能實驗 根據《GB/T 17713—1999外排式吸油煙機空氣性能實驗方法》建立了風機氣動性能實驗測量裝置,如圖23所示。風機出風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過十字整流器、擴散段后進入減壓筒,再經調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機是為吸油煙機研發的,因此對風機氣動性能和噪聲測試均按照吸油煙機用多翼離心風機的實驗測試要求進行。
4.2.2 噪聲實驗 噪聲實驗依照《GB/T 17713—1999吸油煙機噪聲實驗方法》在半消聲室中進行。采用全球包絡法進行噪聲測定,如圖24所示。風機位于半消聲室中央,4個測試點A、B、C、E均布于半徑為1.414 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 全球包絡法示意

4.3 實驗結果

表2為仿生葉片與原型葉片的風機性能實驗測量結果。由表1可以看出,采用仿生葉片的風機噪聲較原型風機均有所降低。

與原型葉片多翼離心風機相比,仿生葉片4～葉片6的風機噪聲均有所降低,葉片4的風機風量和風壓均有所下降,噪聲下降最小,葉片5的風機風量和風壓都有所提高,噪聲下降了約0.9 dB,葉片6的風機氣動性能最好,噪聲下降最大,為1.5 dB。

綜上分析,本文設計的多元耦合仿生葉片的多翼離心風機,相對風量和風壓最優的葉片為中尺度波形前緣結構耦合了小尺度齒形尾緣結構,實驗測量結果也證實了該結構葉片的多翼離心風機的風量和風壓基本不變,而噪聲下降程度較大。

5 結 論

采用數值計算方法揭示了多元耦合仿生設計葉片的流場特性及降噪機理,并將不同仿生設計葉片引入到了多翼離心風機設計之中,通過實驗研究了仿生葉片前緣和尾緣結構參數對多翼離心風機的風量、風壓和噪聲的影響,主要結論如下。

(1)對多翼離心風機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域,尾緣存在負壓分離區域,同時受逆壓梯度的作用,葉片尾緣也存在著周期性旋渦脫落的現象。由此可見,多翼離心風機降噪的關鍵在于如何改善尾緣流動,降低葉片表面的壓力脈動。

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

(3)與原型多翼離心風機相比,采用小齒形尾緣結構耦合波形前緣結構的仿生葉片,風機噪聲下降了1.5 dB,而風量和風壓基本不變。

關于不同工況下仿生葉片對多翼離心風機噪聲和效率的影響以及對不等厚、非圓弧型仿生葉片降噪機理和降噪效果的研究都需要進一步研究。

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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。 作者簡介:劉小民(1971—),男,教授。 基金項目:高等學校博士學科點專項科研基金資助項目(20120201110064);陜西省科學技術研究發展計劃資助項目(2014K06-24)。

時間: 2015-01-05

網絡出版地址: 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