一种基于NACA翼型的多翼离心通风机叶片设计方法与流程

本发明涉及多翼离心通风机叶轮的方法设计，具体涉及一种基于naca翼型的多翼通风机叶片的设计方法。

背景技术：

多翼离心风机是一种广泛应用在工业与民用通风领域的流体机械。多翼离心风机的结构特点是整体体积小，叶轮宽径比大、内外径比大、叶片数量多，性能特点是压力系数高，流量系数大，噪声比较低，因此是空调装置的首选。但由于风机应用量的巨大，伴随着能量的消耗也是巨大的。当前，随着全球能源短缺问题的日趋严重，人们对节能减排问题也越来越重视。因此，设计出高效率的风机对节约能源有十分重要的实际意义，本发明专利通过提出优化的设计方法设计叶片，提高其效率。

多翼离心风机现有的叶轮优化设计主要有两个方面，一个是调整各个叶轮参数的变化，如进口角度，出口角度，叶片数，宽径比、内外径比从而寻求最好的组合达到提高效率降低噪声的目的；另外一种就是设计不同叶轮叶片型线以及采用不同的叶型，通过数学方法进行组合设计从而达到设计目的。

技术实现要素：

本发明的目的是提供一种风机叶片的设计方法，以控制叶片流道内的边界层分离、二次流及涡流等问题，以提升风机的气动性能。本发明提供了一种基于naca翼型的多翼通风机叶片的设计方法，具体内容如下：

为达到上述目的，本发明所述的基于naca翼型的多翼通风机叶片的设计方法用于多翼离心风机中，包括叶片本体，其中，叶片本体横截面为某naca翼型横截面轮廓线，叶片本体横截面的骨线为单圆弧线段，叶片本体的横截面中弧线的圆心位置、圆弧半径及圆弧中心角参考离心通风机的前弯叶型设计理论的经验公式确定。

叶片本体中弧线进口安装角β1为60°-80°，叶片本体中弧线出口安装角β2为140°-160°。

naca翼型叶片横截面轮廓外形的前缘对应叶片本体的前缘，naca翼型横截面轮廓外形的尾缘对应叶片本体的尾缘。

所述翼型叶片以横截面外轮廓为naca翼型而拉伸而成，其中，翼型相对厚度为e为naca翼型上弧面、下弧面的垂直距离，b为翼型的弦长。

所述翼型的升阻比在一定的攻角范围内，其值在50～100之间且平稳，其中，升力系数为阻力系数为升阻比

所述叶片应当保持一定数值的升阻比例，即所选取的翼型其前缘半径应当大，且其相对弯度也应当大，即其可保持升阻值比例较高。

本发明所述基于naca翼型的多翼离心通风机叶片的设计方法包括以下步骤：

1)构建翼型轮廓的曲线方程，对叶片的内径r1、外径r2、叶片骨线的前缘尾缘连线距离l的确定，然后根据翼型坐标方程拟合绘制基于naca翼型的横截面轮廓的初始外形，再根据多翼离心通风机上的安装尺寸对基于naca翼型横截面轮廓的初始外形进行装配。

2)根据多翼离心通风机的前弯叶型设计方法确定叶片本体的中弧线，再根据叶片本体的中弧线将叶片基于naca翼型横截面的初始外形进行弯曲，使弯曲后的基于naca翼型横截面的初始外形的中弧线与叶片本体的中弧线重合，将弯曲后的基于naca翼型横截面轮廓的初始外形进行拉伸，得到基于naca翼型叶片。

以翼型的前缘的上弧线与下弧线的交叉点作为原点构建x-y坐标系，其中，x轴方向为翼型前缘尾缘的连线，y轴为翼型前缘的上弧线与下弧线的交叉点的垂直线，则翼型轮廓的曲线方程为：

其中，r为中弧线的半径，为中弧线的圆心角。

本发明具有以下有益效果：

本发明所述的基于naca翼型的叶片设计方法在具体的操作时，叶片本体的横截面为翼型轮廓线，其吸取翼型的流线外形，使叶片流道内的气动阻力下降，提升风机的气动性能，并且由于采用翼型叶片，其具有改善叶片流道内的流动特性，如边界层分离、二次流等现象；以及在采用多翼离心通风机的前弯叶型设计方法确定叶片本体的中心角、进出口角的前提下采用翼型叶片，因此应用此设计方法的多翼离心通风机较传统多翼离心通风机具有更好的气动特性，另外，由于叶片之间形成的流道为加速流道，因此气体在流道内为加速流动状态，可以减少流道内的涡流，以达到提升风机效率、提升风机压力的目的。根据此设计方法设计的离心通风机，在实际测试中，本发明所述的叶片较原型机效率提升值为5％～7％，压力提升值为23.07％～28.50％。

附图说明

当结合附图考虑时，通过参照下面的详细描述，能够更好地理解本发明以及容易了解其中的优点，但此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本发明的一部分，本发明的示意性实例及说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定，其中：

图1为翼型曲线方程示意图；

图2为本发明叶片横截面轮廓外形图；

图3为本发明叶片结构示意图；

图4为用于本发明的多翼离心通风机叶轮结构示意图；

图5为本发明的二维横截面轮廓结构示意图；

图6为本发明的叶道截面宽度示意图。

图中：1为叶片本体，2为叶片压力面，3为叶片吸力面。

具体实施方式

下面结合附图，用实例来进一步说明本发明。但这个实例仅是说明性的，本发明的保护范围并不受这个实例的限制。

根据翼型理论，在长期的机翼的研究中已经设计出多样的及完善的翼型结构，这些外形及结构广泛的应用于航空、能源等领域。其优秀的外形曲线能够有效地减小飞机、旋转机械等的流动阻力。在风机设计中，选用较大升阻比系数翼型的风机具有优秀的气动性能，离心通风机的设计中选用薄翼型作为其叶片横截面轮廓线，其气动性能表现优秀，当叶片的翼型最大相对厚度在距叶片前缘30％时，离心通风机的气动特性最优，能够增大风机流量、压力，以及叶片流道设计为加速流道，从入口到出口的过程中其速度为加速状态，可以较好的改善流道内的流动状况，以此提高离心通风机的效率，本发明正是基于上述原理设计而成的。

参考图2、图3与图4，本发明所述的naca翼型叶片用于多翼离心通风机中，包括叶片本体1，其中，叶片本体1横截面为naca翼型轮廓线外形，叶片本体1横截面的中弧线为单圆弧外形，叶片本体1横截面中弧线的圆心位置、圆弧半径及圆弧中心角根据多翼离心通风机前弯叶型设计方法进行确定，叶片本体1的压力面2为naca翼型轮廓线的下弧线，叶片本体1的吸力面3为naca翼型轮廓线的上弧线，具体的，所述叶片本体1的压力面2及吸力面3的型线为翼型曲线方程所确定，其翼型相对厚度应当控制在一定的百分比之内，其相对弯度应当尽可能的大。

叶片本体1中naca翼型轮廓线的中弧线的进口安装角β1为60°-80°，叶片本体1中naca翼型轮廓线的中弧线出口安装角β2为140°-160°，在图5实例中，中弧线进口安装角β1为66°，中弧线出口安装角β2为153°，圆弧半径为11.25mm，圆弧中心角为102.5°。

参考图1、图3及图5叶片本体1中的叶片横截面轮廓线为naca翼型轮廓线，翼型的前缘对应叶片本体1的前缘，翼型的尾缘对应叶片本体1的尾缘；

本发明所述基于naca翼型的多翼离心通风机叶片的设计方法包括以下步骤：

1)根据翼型轮廓曲线方程，建立翼型的初始轮廓线，根据翼型曲线方程建立的数据点进行拟合，构建完整的翼型曲线的外轮廓线，根据多翼离心风机上叶片的安装尺寸对naca翼型叶片的初始外形进行比例缩放，以配合不同尺度下的风机蜗壳；

2)确定叶片的内径r1、外径r2、叶片骨线的前缘尾缘连线距离l，根据根据多翼离心风机的前弯叶型设计方法确定叶片本体1的中弧线，以及中弧线的半径、圆心角；再根据叶片本体1的中弧线将叶片naca翼型轮廓线的中弧线弯曲，使得弯曲后的基于naca翼型叶片的中弧线与叶片本体1的中弧线重合，以此轮廓线作为风机叶片的轮廓进行拉伸。

本次实例中，设定翼型的弦长为20mm，以翼型的上弧线及下弧线在前缘的交点作为构建x-y坐标系的原点，其中，x轴方向为翼型前缘尾缘的连线，y轴为翼型前缘的上弧线与下弧线的交叉点的垂直线，则翼型轮廓的曲线方程为：

其中，r为中弧线的半径，为中弧线的圆心角。

参考图6，叶片流道截面内的宽度从入口处至出口处不断减小，即气体在流道内流动时其为加速状态，可以有效地清除叶片流道内的涡流，以提高效率。

以上实例的说明只是用于帮助理解本发明的核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处，综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。