CN1042970C - 多叶片风扇叶片形状的确定方法 - Google Patents

Abstract

一种确定多叶片风扇叶片形状的方法，具有这种叶片的风扇能提高风扇效率而降低气流噪声，该方法包括按定义NACA翼形截面中线及厚度分布方程确定该叶片的翼型中心线和上、下表面，以及按下列方程分别确定该中心线最大纵坐标的步骤：Ta＝2m/p

其中，Ta为进气边角，m为中线的最大纵坐标，而P为最大纵坐标的弦向位置。

Description

多叶片风扇叶片形状的确定方法

本发明涉及各种空调机上用的一种多叶片风扇，特别是能提高风扇效率并降低气流噪声的多叶片风扇叶片形状的确定方法。

多叶片风扇如图1所示，一般包括风扇1，风扇1具有环绕风扇转轴而布置的叶片2，叶片2做成相对旋转方向R朝前弯曲的形状。

空气沿叶片的轮廓由前缘A流经叶片2再到出气边B。

此时，翼弦C内的气流按翼弦轮廓而深深地下斜，尽管气流有惯性，但是，翼弦D外边的气流被隔开，形成不连续的流动。

这种间断流动引起速度跌落，且因阻力的形成而降低效率。

在下游区，在叶片2外端所形成的截面2a处，由于空气涡流区所形成的小涡流会产生噪声。

本发明的目的是提供一种多叶片风扇叶片形状的确定方法，具有这种叶片的多叶片风扇能避免动能损失，减小因气流间断所形成的涡流，从而提高风扇效率。

本发明另一个目的是提供能降低空气流动噪声的多叶片风扇叶片形状的确定方法。

这些及其它目的通过下述方案完成：

根据NACA方程所定义的翼形截面的中线和厚度分布确定风扇叶片翼形中心线及上、下表面，并根据方程Ta=2m/p(Ta：进气边角，p：最大纵坐标的弦向位置)确定翼形中心线的最大纵坐标(m)。

在本发明多叶片风扇的叶片上，翼型中心线按照下述方程1)和2)确定，翼型中心线上任何位置x处垂直于切线方向的翼型中心线上的厚度分布是按方程3)确定的，翼型中心线的最大纵座标按方程4)确定：

y_c=m/p²·(2px-x²)(0≤x≤p)                …1)

y_c=m/(1-p)²·{(1-2p)+2px-x²}(p≤x≤1)     …2)

其中，y_c为翼型中心线的坐标y；

m为翼型中心线的最大纵坐标；

p为最大纵坐标的弦向位置；

(此时，以弦长作为一个单元)

X为弦长横坐标。 $\±y_t=t/0.20\·(0.29690\sqrt{x}-0.12600x-0.35160x^2$ $-0.28430x^3-0.10150x^1)---3)$

其中，y_t为位置x处垂直于切线的厚度纵坐标；t为最大厚度。

Ta=2m/p                                   …4)

其中，T_a为进气边角。

采用NACA翼形截面的中线和厚度分布而设计的本发明多叶片风扇的叶片形状，不会干涉沿流线流动的气流。排除了紊流中可观察到的涡流区的产生，并使流动能量损失降至最小，从而提高了多叶片风扇的风扇效率。而且高频带的气流噪声因消除了涡流区而导以降低。

图1是传统多叶片风扇结构示意图。

图2是本发明多叶片风扇结构示意图。

图3是本发明多叶片风扇叶片采用NACA4位数族(NACAfour-digit series family)的翼形截面结构示意图。

图4是本发明多叶片风扇的叶片几何关系示意图。

图5是本发明多叶片风扇流速测试结果曲线图。

图6是本发明多叶片风扇噪声特性曲线图。

当今通用的飞机机翼形截面主要采用NACA翼形截面(NACA-National Advisory Committee Aeronautics，国家航空顾问委员会)，它可以通过翼型中心线(中线)和厚度分布的结合而获得。

本发明的多叶片风扇乃是通过应用该NACA翼形截面、特别是4位数翼形截面的翼型中心线及厚度分布而获得。

图2示出了本发明多叶片风扇的结构。其中叶片11环绕一个多叶片风扇10的转轴布置。

图3示出本发明通过采用NACA4位数翼形截面获得的一个多叶片风扇叶片的详细形状，其中该NACA4位数翼形截面的翼型中心线可应用于本发明的叶片翼型中心线，该翼型中心线通过下列方程1)和2)获得：

y_c=m/p²·(2px-x²)(0≤x≤p)               …1)

y_c=m/(1-p)²·{(1-2p)+2px-x²}(p＜x≤1)    …2)

在此，进气边及出气边分别是翼型中心线的前端和后端，而弦线是连接进气边和出气边的直线，并且

y_c为翼型中心线21的坐标y；

m为翼型中心线的最大纵坐标，并用弦长的几分之一来表示；

P为最大纵坐标的弦向位置；

(此时以弦长作为一个单元)

x为弦向横坐标。

NACA4位数翼形截面中的翼型中心线21上任意位置x处垂直于切线的翼型中心线上的厚度分布由下列方程表达： $\±y_t=t/0.20\·(0.29690\sqrt{x}-0.12600x-0.35160x^2$ $-0.28430x^3-0.10150x^4)---3)$

其中，y_t为位置x处垂直于切线方向的厚度纵坐标值，t为最大厚度值。

同时，如图4所示，利用NACA4位数翼形截面的翼型中心线及厚度分布所得到的本发明多叶片风扇叶片的几何参数具有下列关系：

当Tb=β₂-90°-θ                             …4)

Ta+T_b=δ                                     …5)综合以上方程4)和5)可得：

Ta=δ+90°+θ-β₂                            …6)

其中，如图4所示，γ₁为该多叶片风扇的内径，γ₂为外径，β₁为叶片进口角，β₂为叶片出口角，δ为转折角，T_a为进气边角，T_b为出气边角，θ为叶片安装角，α为分度角。

按该多叶片风扇的实验结果，在上述方程6)中，这些几何参数的最佳值范围如下：

β₂=165°～170°

δ=90°～93°

θ=20°～25°

因此，所述T_a的最佳值则由方程6)确定为43°至30°(0.75～0.52弧度)。

当翼型中心线前端22的倾斜度与进气边角T_a相同时，则下列方程7)成立：

在翼型中心线21的计算中，m和p值是重要参数，因此在m和p值确定过程中，如果p值正常范围取值为0.25至0.45时，按图5中所示的实验结果确定为0.35至0.4时，且如果确定Ta为0.75-0.52弧度时，则可由方程7)很容易地得出m值。

如此，翼型中心线21可由方程1)和2)确定。

一旦翼型中心线由方程1)和2)确定之后，叶片的上表面23和下表面24则可由厚度分布方程3)确定。

如前所述，本发明的这种多叶片风扇叶片结构中，采用了主要用于低速飞机机构翼形截面设计的NACA4位数翼形截面的翼型中心线和厚度分布，这样，沿翼形截面的几何形状而经过叶片11的气流，不会造成该翼弦内、外侧任何边界层上气流的间断，进而不会引起紊流。

特别是因为该叶片11尖锐的后端25不提供涡流区产生的机会，所以有可能降低气流噪声。

图5示出了本发明多叶片风扇叶片用于室内空调器时的流速试验结果，并表示了流速在p为0.35和0.4的状况，从图中可以看出，p=0.35和p=0.4时，流速特别高。

图6示出了本发明多叶片风扇叶片用于室内空调器上时的噪声特性曲线，从中可见传统设计的多叶片风扇噪声特性曲线A及本发明多叶片风扇的噪声特性曲线B，特别是在高频带内，本发明多叶片风扇的噪声水准可降低1.6分贝(dB)左右。

尽管上述发明的描述，是有关根据NACA4位数翼形截面设计的一种叶片的描述，但它并不限于按4位数翼形截面设计这种叶片，NACA5位数族及NACA6位数族的翼型截面也适合于本发明。

还是在这些示例中，该多叶片风扇叶片的设计中，叶片的上、下表面可在多叶片风扇设计的重要几何参数m和p确定之后按各自每族的厚度分布方程确定。

虽然本发明业已对具体实施例进行了描述，不言而喻，在前述的启示下本领域内的普通技术人员会做出众多变化和改变的方案。但是，所有这些变化与改变的方案都会落到后叙的权利要求所限定的构思范围之内。

Claims (3)

1．一种确定多叶片风扇叶片形状的方法，其特征是，它包括以下步骤：

按下列方程1)和2)确定一条翼型中心线；按下列方程3)确定在该翼型中心线上任意位置x处垂直于切线的该翼型中心线上的厚度分布；以及按下列方程4)确定该翼型中心线的最大纵坐标：

y_c=m/p²·(2px-x²)(0≤x≤p)                 …1)

y_c=m/(1-p)²·{(1-2p)+2px-x²}(p＜x≤1)      …2)其中，y_c为翼型中心线的坐标y，

m为翼型中心线的最大纵坐标，

p为最大纵坐标的弦向位置，

(此时，将弦长作为一个单元)

x为弦向横坐标， $\±y_t=t/0.2\·(0.29690\sqrt{x}-0.12600x-0.35160x^2$ $-0.28430x^3-0.10150x^4)---3)$

其中，y_t为在位置x处垂直于切线方向的厚度的纵坐标，而t为最大厚度，

Ta=2m/p                                …4)

其中，T_a为进气边角。

2．按权利要求1所述的确定多叶片风扇叶片形状的方法，其特征是，所述p等于0.35至0.40，所述Ta等于0.75至0.52弧度，且由下列方程确定：

Ta=δ+90°+θ-β₂

其中，δ为转折角，θ为叶片安装角，β₂为叶片出口角。

3．按权利要求2所述的确定多叶片风扇叶片形状的方法，其特征是，所述δ等于90°至93°，所述θ等于20°至25°，以及β₂等于165°至170°。

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