负压环境下飞轮造雾系统雾化特性试验研究

高冠涛，刘志超，温小萍，方长顺，杜振雷

(河南理工大学 机械与动力工程学院，河南 焦作 454000)

0 引 言

随着工农业发展，高产高效的大型设备大量投入到生产场所，致使环境粉尘质量浓度升高明显[1-2]。例如矿井井下的大型掘进设备，使矿井下粉尘质量浓度越来越高，不仅给生产安全带来较大威胁，而且对一线生产人员的身体健康也造成直接危害[3-4]。本文所分析的飞轮造雾系统可以用于矿业采掘和爆破现场，实现降尘的目的。当前，大多数生产场所选用水雾化降尘对粉尘进行治理，因此，水雾化技术的研究具有重要意义。刘波等[5]对负压吸气式雾化装置做了试验研究，该装置利用射流液滴的卷吸效果降尘，验证了负压吸气式雾化装置降尘效果的高效性；余翠兰等[6]把雾化器和发生池组合到一起，利用负压雾化的作用制备气体，发现该装置效果主要取决于负压的大小，压强越低，制备效率越高；徐绯等[7]对滑行状态下的飞机轮胎溅水问题做了探究，发现机轮滑跑速度对轮胎溅水角度影响显著，证实了机轮速度对溅水情况存在影响；刘志超等[8-9]对正压环境下的飞轮造雾雾化特性进行了试验研究，发现风速和飞轮转速的改变对雾滴平均直径都有影响，而风速影响要大于飞轮转速的影响。

本文主要针对负压环境下飞轮造雾系统的影响因素和雾化指标进行试验研究。利用CFD软件对流场进行模拟，分析系统负压区域的存在，为试验分析提供方向。围绕飞轮造雾系统中负压环境下飞轮个数和转速对系统雾化特性的影响，搭建实验台，测量雾滴索泰尔平均直径、雾通量和雾场最大射程，以明确飞轮造雾系统的相关指标，为以后的飞轮造雾系统优化设计工作提供一定参考。

1 飞轮造雾系统

搭建的飞轮造雾系统由3大部分组成，如图1所示。

造雾部分主要由飞轮、电动机、进气口、空气压缩机、水槽、风道和导流板组成。电动机带动飞轮转动，可通过调节电动机频率控制飞轮转速，多台空气压缩机同时向系统侧面进气口压入气流，导流板将引入气流集中作用在系统关键位置。

供水部分由储水箱、供水泵和控制阀组成。储水箱中的水由供水泵供入造雾部分内部，控制阀可控制水流量大小，使水面不至于从水槽溢出。

1-导流板；2-飞轮；3-水槽；4-传动带；5-电动机；6-空气压缩机；7-进气口；8-风道；9-储水箱；10-供水泵；11-控制阀；12-LS-2000分体式激光粒度仪(激光发射箱)；13-LS-2000分体式激光粒度仪(激光接收箱)；14-计算机

测量部分主要由LS-2000分体式激光粒度仪(激光发射箱、激光接收箱)、计算机和相关计算处理软件组成。

在风道壁设置8个进气口，由多台空气压缩机供气，在系统内部形成负压区域。飞轮固定在转动轴上，系统侧面可以打开用以拆卸飞轮，从而改变飞轮个数。电动机带动飞轮逆时针转动，可以提供不同的转速。飞轮下方设有水槽，用于容纳由储水箱和供水泵供入的水。飞轮下方圆周浸入水槽水面以下，当飞轮高速转动时由于摩擦力和黏性力的作用，飞轮圆周表面会附有一层水膜，转动的飞轮将水膜带离水面，由于离心力的作用水膜会脱离飞轮进入风道，破碎成为液丝或液滴。进入风道的液丝或液滴受到气流的剪切力作用，形成直径更小的雾滴，雾滴随风流输出系统。

2 轮周上液膜受力分析

如图2所示，飞轮逆时针旋转，对随飞轮旋转的液膜进行受力分析，其受力情况可简化为沿飞轮法向的压力P和沿飞轮切向的黏性力τ，其中压力P可以分解为水平力Px和水平力Py，而Px可以形成向前方向的喷溅，Py对水体向下挤压可以形成侧面方向的喷溅，黏性力τ使水膜附在飞轮圆周表面，最后形成卷甩喷溅，这也是本系统所利用的重要部分。

图2 轮周上液膜受力分析图

3 模型建立与仿真分析

3.1 模型建立与网格划分

如图3所示，利用ANSYS ICEM软件建立飞轮造雾系统三维简化模型。

图3 飞轮造雾系统三维模型

本模型根据飞轮造雾系统的主要结构画出三维简化模型，主要模拟负压区域的形成，模型包括系统进口、导流板、飞轮、水槽、进气口、风道和系统出口。模型x轴长度为950 mm，y轴长度为350 mm，z轴长度为350 mm。

利用ANSYS ICEM软件对系统模型进行网格划分，如图4所示。由于系统内部结构和边界条件的复杂性，采用非结构性网格划分该模型。划分时，建立4层边界层网格，以提高计算的准确性。因为进气口及其周围是关键位置，对其进行网格加密细化。

图4 模型网格划分

3.2 参数设置

选择合适的FLUENT软件模型。因为本仿真模型是完全湍流流场，且不存在强旋流流动，所以选择标准к-ε模型就可以满足仿真要求[10-12]。标准к-ε模型控制方程为

Gκ+Gb-ρε-YM，

(1)

(2)

(3)

(4)

式中：ρ为密度，kg/m3；k为湍流动能，J；ε为湍流动能耗散率；μt为湍流黏性系数；Gk为平均速度梯度引起的湍流动能，J；C1ε,C1ε,Cμ,δE,δε为模型常量，分别为1.44，1.92，0.09，1.0和1.3。

3.3 仿真分析

模型边界条件设置如表1所示。

表1 边界条件的设置及定义

经过FLUENT计算和CFD-Post处理后,得到结果如图5～6所示，图5为在系统模型XY平面上选取Z=0 mm的切面，显示经过计算后空气在该切面上的压力云图；图6为YZ平面上选取X=450 mm、X=700 mm和X=900 mm 3个切面，显示经过计算后空气在这3个切面上的压力云图。

图5 中间切面上的压力云图

如图5所示，中间面显示,风道下游相较于其他区域形成了负压区域，该区域位于进气口下游、水槽后方，是飞轮逆时针旋转将水膜经初次破碎后卷甩进入的重要区域，在该区域内破碎后的水膜进行二次破碎。如图6所示，3个截面压力分布不相同，由平面1(Plane1)到平面3(Plane3)是负压区域发展形成的过程，平面1只有少部分处于负压值，平面2已经大部分处于负压值，平面3则已经全部处于负压值，与图5显示结果相契合。

图6 3个切面上的空气压力图

这种形成负压的方法与比较常见的负压形成方法原理相同，均为负压引流法，见文献[5]和[6]。经过数值模拟，在风道下游段可以形成负压，为试验提供了进行方向。搭建实验平台后，在风道下游段验证了负压的存在。

4 试 验

4.1 试验设置

在实验工厂进行试验，周围无风，尽量保持在气流无剧烈流动环境下进行。温度为环境温度，选择水源为自来水，飞轮按照均匀间隔排列。设置飞轮转速分别为600，900，1 200，1 500，1 800 r/min，飞轮个数以1个飞轮开始，逐次递增到4个飞轮。试验现场如图7所示。

图7 试验现场图

利用LS-2000分体式激光粒度仪测量雾滴索泰尔平均直径(SMD)，SMD是雾场所有雾滴体积之和与所有雾滴表面积之和的比，其公式如式(5)[13]所示。SMD越小表示雾化效果越好。

(5)

式中：DSMD为索泰尔平均直径；Ni为雾滴颗粒个数；di为雾滴直径。

4.2 试验结果与分析

雾滴SMD随飞轮转速及个数的变化情况如图8所示。以1个飞轮工况为例，当转速600 r/min时，测量的雾滴SMD为195.4 μm；转速提高到900 r/min时，雾滴SMD减小至186.9 μm；转速继续提高至1 200 r/min时，雾滴SMD达到最小，为88.6 μm；当转速继续提高至1 500 r/min，雾滴SMD明显增大，达到131.1μm，而转速达到最大转速1 800 r/min时，雾滴SMD继续增大。这说明，当转速逐渐提高时，雾滴SMD逐渐减小，雾化效果越来越好，转速提高至1 200 r/min时，雾滴SMD达到了最小，雾化效果也最好；转速高于1 200 r/min，雾滴SMD逐渐增大，雾化效果变差。不同飞轮个数情况下，随着飞轮转速的提高，雾滴SMD均呈现出先减小后增大的变化趋势。图8也显示出同一飞轮转速工况下，飞轮个数的变化对雾滴SMD的影响较小。

图8 飞轮转速对雾滴SMD的影响

图9所示为雾通量随飞轮转速的变化曲线。以1个飞轮的工况为例，在飞轮转速600 r/min时，雾通量为6.7 mL·m-2·s-1；转速900 r/min时，雾通量为8.5 mL·m-2·s-1；转速1 200 r/min时，雾通量达到9.3 mL·m-2·s-1；转速增至1 500 r/min时，雾通量为11.4 mL·m-2·s-1；转速增至1 800 r/min，雾通量达到12.7 mL·m-2·s-1。雾通量随转速的增大而增大的趋势明显，基本呈现线性增大的变化规律。这是因为由于飞轮转速的增大，圆周表面的线速度增大，使单位时间内圆周表面过水面积增大，所以导致单位时间内被带离水面的水膜量增大，最终表现为雾通量随转速的增大而增大。

图9 雾通量与飞轮转速的关系

图10所示为雾通量随飞轮个数的变化曲线。在相同飞轮转速条件下，雾通量随着飞轮个数的增多而增大。这是因为相对于1个飞轮而言，2个飞轮工况时，同种条件下单位时间内被带离水面的水膜量基本上就是1个飞轮时的2倍，所以变化曲线基本呈现倍级增大的趋势。

图10 雾通量与飞轮个数的关系

图11为飞轮转速与最大射程的关系曲线。最大射程与飞轮转速的变化关系不尽相同，但总的变化趋势是随飞轮转速的增大先减小后增大。从图11中还可以看出，最大射程与飞轮个数变化关系并不明显。

图11 射程与飞轮转速的关系

5 结 论

(1)负压环境下，该系统雾滴SMD随飞轮转速的变化呈现出先减小后增大的变化关系，在飞轮转速为1 200 r/min时，雾滴SMD达到最小，为88.6 μm，这种变化与实验系统结构有关系；雾滴SMD与飞轮个数变化关系不明显。

(2)雾通量与飞轮转速及飞轮个数变化关系明显，雾通量随着飞轮转速增大而增大，随着飞轮个数增多而增大，且飞轮个数影响更明显。

(3)最大射程随飞轮转速的增大呈现出先减小后增大的变化趋势，最大射程与飞轮个数变化关系不明显。