(19)国家知识产权局 (12)发明 专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请 号 202210756091.6 (22)申请日 2022.06.29 (71)申请人 中国计量大 学 地址 310018 浙江省杭州市下沙高教园学 源街258号 (72)发明人 霍雨彤　宿彬　杨宗良　张凯　 (51)Int.Cl. G06F 30/17(2020.01) G06F 30/20(2020.01) G06F 119/14(2020.01) (54)发明名称 一种基于NACA翼型的起旋整流设计方法 (57)摘要 本发明涉及一种基于NACA翼型的起旋整流 设计方法， 用于管道气体整流中， 安装在流量计 管道入口， 起旋整流包括叶片本体， 三层固定圆 环和蜂窝整流器。 其中， 叶片本体横截面为NACA 翼型的轮廓线， 叶片本体横截面中弧线的圆心位 置、 圆弧半径及圆弧中心角根据风机的前弯叶型 设计方法进行确定， 所述的NA CA翼型能够在降低 压损前提下提高对气流的旋转力度， 提高对气流 的起旋整流效果。 起旋整流设计分为三个区域， 通过计算流体力学仿真模拟调整各区域通风面 积使三个区域流量大致相同。 所有叶片有同一中 心轴， 中心轴上有多片整流叶片， 所述整流片边 缘轮廓与测试管道内壁形状大致适配， 两个圆环 部分叶片起旋方向相反， 可 以有效旋转气流。 整 流器厚度为1/5直径， 从整流片的起始端端到终 止端， 整流片宽度逐渐收窄,过渡段整流片宽度 陡降。 其优点是， 在不影响流量计管道长度的同 时有较好的整流效果， 对存在上游阻流件情况下的整流比较适用。 权利要求书1页 说明书3页 附图3页 CN 115034019 A 2022.09.09 CN 115034019 A 1.一种基于NACA翼型的起旋整流， 其特征在于， 用于气体管道整流中， 包括叶片本体其 中叶片本体横截面的吸力面一侧型线为NACA翼型的上弧线， 叶片 本体横截面的压力面一侧 型线为NACA翼型的下弧线， 叶片本体的横截面为NACA翼型的曲线方程的轮廓线， 叶片本体 横截面的中弧线为单圆弧形状， 叶片本体横截面中弧线的圆心位置、 圆弧半径及圆弧中心 角根据翼型设计方法进行确定 。 2.一种基于NACA翼型的起旋整流， 其特征在于， 整流段分为三个区域， 各部分流量大致 相同， 可通过计算流体力学仿真得到各区域合适的面积， 基于NACA翼型设计的起旋叶片可 通过圆周列阵得到圆环 区域的起旋整流器， 外环和内环的翼型方向相反， 可以使气流充分 旋转， 中间部分为空白区域， 三股气流进行起旋整流。 3.根据权利 要求1所述的基于NACA翼型的叶片， 其特征在于， 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 本体的尾缘角 度。 4.根据权利要求1所述的基于NACA翼型的叶片， 所述 叶片本体以NACA翼型外轮廓线而 拉伸而成， 其中， 翼型相对厚度为图1NACA 翼型上弧面、 下弧面的垂直距离， 4 为翼型的弦长 。 5.根据一种权利要求1所述基于NACA翼型的多翼离心通风机叶片设计方法， 其特征在 于， 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， 根据管道整流器安装尺寸对NACA翼型叶片的 初始外形进行比例缩放， 以配合 不同尺度下的管道； 2)确定叶片的前缘半径r、 叶片骨线的前缘尾缘连线距离， 根据翼型前弯叶型设计方法 确定叶片 本体的中弧线， 以及中弧线的半径、 圆心角； 再根据叶片本体的中弧线将叶片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 本体的中弧线 重合， 以此轮廓线作为叶片的轮廓进行拉伸。 6.根据权利要求1所述的所述基于NACA翼型的起旋整流设计方法， 其特征在于， 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。 7.根据权利要求1所述的所述基于NACA翼型的起旋整流设计方法， 其特征在于， 通过两 个翼型曲线拉伸放样， 再进行弯曲操作可 得到各种弧度的叶片本体。 8.根据权利要求2所述的起旋整流区域， 其特征在于， 三个区域进气端截面由进入流量 决定， 对气流主要起旋转作用， 中间区域进气无整流， 可以使中心区域气流速度保持稳定， 内外环两个区域的起旋整流方向相反可以使速度合力与中心区域趋于一致， 使气流与经过 整流的气流形成涡旋， 涡旋相互抵消 合力成水平方向， 对存在上游阻流件或者复杂管道整 流会有较好的效果。权　利　要　求　书 1/1 页 2 CN 115034019 A 2一种基于NACA翼 型的起旋整流设计方 法 技术领域 [0001]本发明专利涉及气体整流器技术领域， 具体涉及一种基于NACA翼 型的起旋整流设 计方法。 背景技术 [0002]在对管道内气体流量测量时， 流体在管道中处于湍流状态时流体流动将变得不稳 定， 流速的微小变化容易 发展、 增强， 形成紊乱、 不规则的湍流流场， 因此通常会在管道内加 装整流器， 使流体流过整流器后， 流速分布状况得到改善。 传统的整流器多为一块整流板， 在上面开多个导 流孔。 [0003]在进行气体流量测量时， 传统的整流器的开孔结构不合理， 并且传统的整流器整 流效果比较差， 造成流量计的测量误差比较大， 此时需要高效整流器来进 行整流， 降低流量 测量误差。 [0004]在进行气体流量测量时， 实际应用中会存在上游阻流件等特定情况， 比如上游弯 管或阀门， 三通管道 等。 为了克服流体扰动对测量结果的影响， 提供了基于NACA翼型的起旋 整流设计方法， 将翼型设计理论应用于气体整流装置中。 发明内容 [0005]本发明的目的是提供一种起旋整流叶片的设计方法， 以控制叶片流道内 的边界层 分离、 二次流及涡 流等问题， 以提升整流效果。 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： [0006]在为达到上述目的， 本发明所述的基于NACA翼型的起旋整流叶片的设计方法用于 气体整流中， 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翼型前弯 叶型设计理论的经验公式确定 本发明专利一个 较佳实施例中。 [0007]基于NACA翼 型的起旋整流设计， 主要是通过设计不同叶片型线以及采用不同的叶 型拉伸弯曲， 通过 数学方法进行组合设计从而达 到设计目的。 [0008]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。 [0009]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 型相对厚度为图1 中(1)为NACA翼型上弧面、 下弧面的垂直距离， (4)为翼型的弦长 。 [0010]本发明所述基于NACA 翼型的起旋整流设计方法包括以下步骤： [0011]1)构建翼型轮廓的曲线方程， 叶片的前缘半径为图1中(6)， 叶片骨线的前缘尾缘 连线距离(4)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， 再根据管道的安装尺寸对基于NACA 翼型横截面轮廓的初始外形进行装配。 [0012]2)根据翼型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翼型横截面的初始说　明　书 1/3 页 3 CN 115034019 A 3