[0001] 本发明涉及叶轮机械技术领域，尤其涉及一种多翼离心风机的陷窝结构及多翼离心风机。

[0002] 在国民生产生活中，随着经济和科技的发展，多翼离心风机得到了大力发展，其多应用于工厂、矿井、建筑物的通风、排尘；锅炉和工业炉窑的通风和引风；空气调节设备和家用设备中的冷却和通风；谷物的烘干和选送；风洞风源和气垫船的充气和推进等。多翼离心风机拥有流量系数大，压力系数高，结构紧凑以及尺寸小等优点的同时也具有耗电量大，噪声污染严重的问题。因此，降低噪声和减轻噪声污染是多翼离心风机研发的迫切要求之一。

[0003] 多翼离心风机噪声分为气动噪声，机械噪声和电机噪声，其中气动噪声是多翼离心风机噪声的主要来源。对于多翼离心风机来说，任何用于降低噪声、减少损失的方法都可能改善其性能。目前已有的噪声控制研究包括对叶轮参数的优化，比如改变叶片进口角，出口角，内外径之比，叶片数目及利用仿生翼形叶片；也包括利用倾斜涡舌或阶梯蜗舌或者改变涡舌结构，例如采用内凹式涡舌、翼形涡舌，新型的圆弧涡舌等方法。在降噪方面，由于出口气流对涡舌冲击较为剧烈，同时气流在叶轮外缘与涡舌之间流动复杂容易产生分离和旋涡，所以涡舌对多翼离心风机性能和噪声特性影响十分明显。在倾斜蜗舌设计中，由于蜗壳前后盘在蜗舌处存在一定的轴向速度梯度，气体容易在蜗舌处形成二次流动，额外产生较剧烈的旋涡从而导致较大流动损失。而阶梯蜗舌构成的蜗壳型线不是常规的对数螺线，其结构复杂且蜗壳型线的曲率连续性降低，气体流动的不连续降低了多翼离心风机总压和流量，进而导致多翼离心风机气动性能降低。改变蜗舌结构方法是从重新设计的角度通过改变风机原有的结构达到降噪目的，这不仅需要较大的降噪成本，而且大范围改变多翼离心风机外部结构可能还会导致多翼离心风机风量变化。

[0004] 根据上述提出的技术问题，供一种多翼离心风机的陷窝结构及多翼离心风机，通过调整陷窝的造型方式及布置位置得到带有陷窝结构涡舌的多翼离心风机，最终减小多翼离心风机噪声，提高多翼离心风机气动性能。本发明采用的技术手段如下：

[0005] 一种多翼离心风机的陷窝结构，至少一个陷窝设置在所述风机主体的蜗舌上，通过陷窝不同的形状、数量和所处位置的组合，对气流冲击涡舌导致的噪声产生抑制作用。

[0006] 进一步地，所述陷窝为球体。

[0007] 进一步地，以蜗舌中心为原点建立空间直角坐标系，初始球面方程：

[0008] x2+y2+z2＝h2

[0009] 其参数方程为：

[0010]

[0011]

[0012]

[0013] 其中，θ为球面上任意一点与原点连线在xoy平面的投影线与x正半轴沿逆时针方向之间的夹角，θ范围为[0,2π]， 为球面上任意一点与原点连线与z轴正半轴之间的夹角，范围为[0,π]，初始球心为蜗舌中心，h为陷窝的高度，也是陷窝的半径；

[0014] 通过改变z轴坐标值来确定陷窝球心相对于蜗舌的位置，若球是中心在(0,0,z0)，球面方程为：

[0015] x2+y2+(z‑z0)2＝h2

[0016] 其极坐标下方程为：

[0017] x＝h sinu cosv

[0018] y＝h sinu sinv

[0019] z＝z0+h cosu

[0020] 此时，0≤u≤π，‑π≤v≤π。

[0021] 其中u为球面上任意一点与原点连线在xoy平面的投影线与x正半轴沿逆时针方向之间的夹角；v为球面上任意一点与原点连线与z轴正半轴之间的夹角。

[0022] 当蜗舌上设置多个陷窝时，不同陷窝之间相对位置由最外侧陷窝球心与蜗舌中心的距离L和球形陷窝球心与相邻左右陷窝球心的距离R确定，当参数L、R取不同值时，陷窝的数量和位置也不同。

[0023] 进一步地，所述陷窝为六面体。

[0024] 进一步地，在空间直角坐标系中，以蜗舌中心为原点O建立线性方程：

[0025] 当x1＝a时，

[0026] 0＜y1≤U

[0027] C1≤z≤C2

[0028] 当a＜x2≤0时，

[0029] y2＝0

[0030] y3＝U

[0031] C1≤z≤C2

[0032] 当0＜x3≤b时，

[0033] y4＝kx

[0034] kb≤y5≤U

[0035] y6＝U

[0036] C1≤z≤C2

[0037] 其中，令六面体陷窝中心ON坐标为 通过改变a和b的值来改变陷窝的宽度和高度，|C2‑C1|为陷窝z轴方向的长度，当C2＝‑C1时，初始六面体陷窝中心为蜗舌中心；

[0038] 在六面体面上任意一点Qk的坐标为(xk,yk,z)，当xk在不同的范围内取值时，yk也在对应的区间内取值；

[0039] k为OQk两点连接而成的直线在xoy面投影直线的斜率，通过改变斜率k值来改变陷窝倾斜角度，从而控制陷窝造型；

[0040] 当蜗舌上设置多个陷窝时，不同陷窝之间相对位置由最外侧陷窝中心与蜗舌中心的距离L和六面体形陷窝中心与相邻左右陷窝中心的距离R确定，当参数L、R取不同值时，陷窝的数量和位置也不同。

[0041] 进一步地，所述陷窝基于贝塞尔曲线法构筑。

[0042] 进一步地，贝塞尔曲线基于起始点、转折点、终止点、两个相互分离的中间点来构造陷窝造型；

[0043] 在xoy平面中，A点为起始点，B点为终止点，C点为转折点，D点和E点为两个中间点，通过移动F点来控制贝塞尔曲线形状；

[0044] A点坐标为(x0，y0)，B点坐标(x1，y1)，C点坐标(x2，y2)，D点坐标(x3，y3)，E点坐标(x4，y4)，F点坐标(x(t)，y(t)；

[0045] 连接A点和B点得D点坐标：

[0046] x3＝t(x1‑x0)+x0＝tx1+(1‑t)x0

[0047] y3＝t(y1‑y0)+y0＝tY1+(1‑t)y0

[0048] 连接B点和C点得E点坐标：

[0049] x4＝t(x2‑x1)+x1＝tx2+(1‑t)x1

[0050] y4＝t(y2‑y1)+y1＝ty2+(1‑t)y1

[0051] 连接D点和E点得F点x坐标：

[0052]

[0053] t的范围为[0，1]；

[0054] 其中 为贝塞尔多项式函数，与坐标轴无关；因此可以扩展为三维坐标系中F点任意方向和阶数的贝塞尔公式：

[0055]

[0056] 本发明还公开上述多翼离心风机陷窝结构应用的多翼离心风机。

[0057] 在多翼离心风机中，陷窝的存在在一定程度上会对气流冲击涡舌导致噪声产生起到较好的抑制作用。可以根据具体情况调整陷窝相对于涡舌的位置，通过陷窝不同的形状，数量和位置的组合，进一步实现改型涡舌对于流场结构和气动参数的影响。

[0058] 在涡舌处增加陷窝方法可以减轻出口气流对涡舌的撞击，改善气体在叶轮与涡舌间隙流动情况，减少气体回流，分离和旋涡的产生，进而降低多翼离心风机噪声，减弱多翼离心风机振动。经研究，构造陷窝后蜗舌产生的噪声降低值最大为2dB。

[0059] 本发明具有以下优点：

[0060] 1、本发明提供的多翼离心风机涡舌设计，考虑到多翼离心风机中噪声和分离损失带来的影响，通过添加陷窝结构可减轻气流在蜗舌处的回流和分离进而减少气流流动损失以及减弱蜗舌噪声。

[0061] 2、本发明提供的多翼离心风机涡舌设计，利用构造陷窝可以在蜗舌与叶轮之间的最小间隙不变基础上进行陷窝造型方式的改变，同时在现有的蜗舌造型上设置陷窝不仅较大程度保留了蜗壳对数螺线造型，还增大了叶轮出口气流撞击蜗舌的距离，减弱了蜗舌位置的非定常压力脉动。因此，在多翼离心风机性能基本不变的基础上实现气流非定常流动对蜗舌周期性拍打和撞击的缓解。

[0062] 3、本发明提供陷窝涡舌设计，通过分别调整陷窝造型，数量和位置，更清晰地对比改变前后不同情况下的气流流动情况，使陷窝减弱蜗舌噪声同时减轻对叶轮内部气流流动的影响，减少叶轮内部旋涡产生进而减弱叶轮噪声，提高叶轮做功效率，从而降低多翼离心风机损失，提高多翼离心风机出口总压，增大多翼离心风机效率。附图说明

[0063] 为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图做以简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

[0064] 图1为本发明多翼离心风机结构示意图。

[0065] 图2为本发明实施例中蜗舌中线上一个球形陷窝区域图。

[0066] 图3为本发明实施例中蜗舌中线上三个球心间隔20mm球形陷窝区域图。

[0067] 图4为本发明实施例中蜗舌中线上五个球心间隔25mm球形陷窝区域图。

[0068] 图5为本发明实施例中蜗舌中线上一个六面体形陷窝区域图。

[0069] 图6为本发明实施例中蜗舌中线上三个六面体体心间隔15mm球形陷窝区域图。

[0070] 图7为本发明实施例中蜗舌中线上五个六面体体心间隔20mm球形陷窝区域图。

[0071] 图中：1、蜗壳；2、出口；3、进口；4、叶轮；5、叶片；6、蜗舌；7、集流器；8、陷窝。

[0072] 为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

[0073] 一种多翼离心风机的陷窝结构，至少一个陷窝设置在所述风机主体的蜗舌上，通过陷窝不同的形状、数量和所处位置的组合，对气流冲击涡舌导致的噪声产生抑制作用。

[0074] 实施例1

[0075] 本实施例中，所述陷窝为球体。

[0076] 以蜗舌中心为原点建立空间直角坐标系，以便于归纳特征参数并获得其影响规律，初始球面方程：

[0077] x2+y2+z2＝h2

[0078] 其参数方程为：

[0079]

[0080]

[0081]

[0082] 此时，θ为球面上任意一点与原点连线在xoy平面的投影线与x正半轴沿逆时针方向之间的夹角，θ范围为[0,2π]， 为球面上任意一点与原点连线与z轴正半轴之间的夹角，范围为[0,π]。其中，初始球心为蜗舌中心，h为陷窝的高度，也是陷窝的半径；

[0083] 通过改变z轴坐标值来确定陷窝球心相对于蜗舌的位置，若球是中心在(0,0,z0)，球面方程为：

[0084] x2+y2+(z‑z0)2＝h2

[0085] 其极坐标下方程为：

[0086] x＝h sinu cosv

[0087] y＝h sinu sinv

[0088] z＝z0+h cosu

[0089] 此时，0≤u≤π，‑π≤v≤π

[0090] 其中u为球面上任意一点与原点连线在xoy平面的投影线与x正半轴沿逆时针方向之间的夹角；v为球面上任意一点与原点连线与z轴正半轴之间的夹角。

[0091] 当蜗舌上设置多个陷窝时，不同陷窝之间相对位置由最外侧陷窝球心与蜗舌中心的距离L和球形陷窝球心与相邻左右陷窝球心的距离R确定，当参数L、R取不同值时，陷窝的数量和位置也不同。

[0092] 如图2所示，L＝R＝0mm，h＝5mm时，采用一个球形规格的陷窝，多翼离心风机蜗舌区域噪声峰值降低，高噪声区面积缩小同时与蜗壳通道较窄的蜗舌部分噪声分布均匀，即能达到减弱蜗舌噪声的目的；

[0093] 如图3所示，L＝R＝20mm，h＝5mm时，采用三个球心间隔20mm球形规格的陷窝，多翼离心风机出口速度值近似不变，速度分布较均匀，即速度梯度变小，达到了不仅保证了叶轮效率基本不变，还使多翼离心风机出口稳定出风的目的；多翼离心风机总压平均值变化不大，总压最大值和最小值绝对值均降低，高压区和低压区范围均缩小，总压分布均匀，说明总压梯度降低，出口均匀性提高，说明不仅多翼离心风机整体效率基本不变，还降低了因为出口处单侧不稳定出风产生的噪声；蜗舌高噪声区域分布均匀，噪声梯度减小，气流经过叶轮与蜗舌狭窄流道时的噪声减弱。

[0094] 如图4所示，L＝50mm，R＝25mm，h＝5mm时，采用五个球心间隔25mm球形规格的陷窝，多翼离心风机整体效率基本不变，蜗舌噪声分布均匀，噪声梯度较小，蜗壳扩压部分噪声明显减弱，出口处因为单侧不稳定出风产生的噪声减弱；叶轮噪声分布对称，高噪声区域面积减小，噪声峰值降低，且叶轮右下方噪声较原型明显降低，气流在叶轮内部流动时噪声明显减小，同时出口气流速度平均值增大，低速区范围明显减小，速度分布均匀，速度变化缓慢，即速度梯度变小，不仅提升了叶轮效率，还提高了多翼离心风机出口出风的稳定性；特别是在蜗壳侧板靠近蜗舌上方位置，气流速度均匀增大，说明较大速度的气流能够克服静压梯度不利影响，从而增大回流阻力，减弱蜗舌噪声；静压分布更均匀，出口总体静压梯度减小，高静压区位于远离蜗舌的蜗壳侧板处，分布对称并且范围扩大，说明蜗壳扩压作用增大，气流有更多的动能转化为压力能，即多翼离心风机性能提高。

[0095] 实施例2

[0096] 本实施例中，所述陷窝为六面体。

[0097] 在空间直角坐标系中，以蜗舌中心为原点建立线性方程：

[0098] 当x1＝a时，

[0099] 0＜y1≤U

[0100] C1≤z≤C2

[0101] 当a＜x2≤0时，

[0102] y2＝0

[0103] y3＝U

[0104] C1≤z≤C2

[0105] 当0＜x3≤b时，

[0106] y4＝kx

[0107] kb≤y5≤U

[0108] y6＝U

[0109] C1≤z≤C2

[0110] 其中，令六面体陷窝中心ON坐标为 通过改变a和b的值来改变陷窝的宽度和高度，|C2‑C1|为陷窝z轴方向的长度，当C2＝‑C1时，初始六面体陷窝中心为蜗舌中心；

[0111] 在六面体面上任意一点Qk的坐标为(xk,yk,z)，当xk在不同的范围内取值时，yk也在对应的区间内取值；

[0112] k为OQk两点连接而成的直线在xoy面投影直线的斜率，通过改变斜率k值来改变陷窝倾斜角度，从而控制陷窝造型；

[0113] 当蜗舌上设置多个陷窝时，不同陷窝之间相对位置由最外侧陷窝中心与蜗舌中心的距离L和六面体形陷窝中心与相邻左右陷窝中心的距离R确定，当参数L、R取不同值时，陷窝的数量和位置也不同。

[0114] 如图5所示，L＝R＝0mm，h＝5mm时，采用一个六面体规格的陷窝，蜗舌噪声值降低同时叶轮噪声值明显减弱，且噪声梯度减小，噪声分布均匀，改善了多翼离心风机噪声情况。

[0115] 如图6所示，L＝R＝15mm，h＝5mm时，采用三个体心间隔15mm六面体规格的陷窝，叶轮上方噪声分布较均匀，叶轮下方噪声明显减弱，噪声梯度减小，当气流经过叶轮与蜗舌狭小通道时产生的噪声明显减小。

[0116] 如图7所示，L＝40mm，R＝20mm，h＝5mm时，采用五个体心间隔20mm六面体规格的陷窝，叶轮高噪声区分布较为对称，且噪声峰值降低，气流在叶轮内部的噪声明显减弱，同时叶轮上方与蜗舌靠近区域气体流动噪声减弱。蜗舌高噪声区域缩小，噪声分布较均匀。而且多翼离心风机出口气流总压分布更均匀，气流总压梯度明显减小，多翼离心风机出风稳定性增大；气流总压平均值增大，说明多翼离心风机损失降低和效率提高。

[0117] 实施例3

[0118] 本实施例中，所述陷窝基于贝塞尔曲线法构筑。

[0119] 贝塞尔曲线控制点的权重和位置来改变线条的形状，贝塞尔曲线基于起始点、转折点、终止点、两个相互分离的中间点来构造陷窝造型，当中间点滑动时，贝塞尔曲线的形状会发生变化；

[0120] 在xoy平面中，A点为起始点，B点为终止点，C点为转折点，D点和E点为两个中间点，通过移动F点来控制贝塞尔曲线形状；

[0121] A点坐标为(x0，y0)，B点坐标(x1，y1)，C点坐标(x2，y2)，D点坐标(x3，y3)，E点坐标(x4，y4)，F点坐标(x(t)，y(t)；

[0122] 连接A点和B点得D点坐标：

[0123] x3＝t(x1‑x0)+x0＝tx1+(1‑t)x0

[0124] y3＝t(y1‑y0)+y0＝ty1+(1‑t)y0

[0125] 连接B点和C点得E点坐标：

[0126] x4＝t(x2‑x1)+x1＝tx2+(1‑t)x1

[0127] y4＝t(y2‑y1)+y1＝ty2+(1‑t)y1

[0128] 连接D点和E点得F点x坐标：

[0129]

[0130] 其中 为贝塞尔多项式函数，与坐标轴无关；因此可以扩展为三维坐标系中F点任意方向和阶数的贝塞尔公式：

[0131]

[0132] 如图1所示，本发明还公开上述多翼离心风机陷窝结构应用的多翼离心风机。多翼离心风机在结构上主要包括涡壳1，进口2，出口3，叶轮4，叶片5，蜗舌6，集流器7，电机等部件，其中电机外置，与风机一般是通过轴连接。多翼离心风机在叶轮方面有两种：前向叶轮和后向叶轮。前向叶轮的优点为压力系数较大，叶轮直径较小，噪音低，但缺点为效率较低，即在流量和转速一定时，前向叶片产生的压力大，所需叶轮直径小，但效率一般较低；后向叶轮则相反，即后向叶片所产生的压力小，所需叶轮直径大，但效率一般较高。如果对多翼离心风机的压力要求较高，而转速又受到限制，往往选用前向叶片。本例要求出口压力要大，尺寸小，加工工艺简单，成本低，可靠性高，故叶轮采用强前向圆弧多翼离心叶片。为了制造方便，叶片一般为圆弧形，同时为尽可能减少叶道内涡区的形成，提高多翼离心式风机效率，叶片流道宜采用等速流道或加强流道，即叶片中心角需要小于90°。集流器是将气体导向叶轮，考虑实际情况本例选圆锥形集流器。

[0133] 当气流流进多翼离心风机时，多翼离心风机的叶片旋转时会产生离心作用，由于多翼离心风机内部气流受蜗壳形状的限制，气流在蜗壳内会沿着蜗壳型线作螺旋运动，当气流流经风机出口时一部分气流正常流出，而另一部分气流会因为惯性作用顺着叶轮旋转的切线方向运动直接撞击在蜗舌上，导致蜗舌区域的空气流动相比较于其他位置的空气流动更复杂，同时振动更剧烈，产生更大的损失和噪声。多翼离心风机噪声主要由机械噪声，气动噪声和电机噪声组成，其中气动噪声对多翼离心风机影响较大，降噪是本发明减少损失的任务，因此在涡舌处构造陷窝8体现出噪声指标上很明显的优势。

[0134] 最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。