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第1篇

關(guān)鍵詞：回轉(zhuǎn)式空氣預(yù)熱器 折算壓差 清潔因子

中圖分類號：TM621.2 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A 文章編號：1007-3973（2013）005-046-02

1 前言

回轉(zhuǎn)式空氣預(yù)熱器是位于鍋爐尾部煙道的低溫受熱面，相比于管式空氣預(yù)熱器，回轉(zhuǎn)式空預(yù)器具有結(jié)構(gòu)緊湊，節(jié)省鋼材與場地，安裝布置方便等優(yōu)點(diǎn)，因而在大型電站鍋爐中被廣泛采用。但是由于其結(jié)構(gòu)的特殊性，造成容易發(fā)生積灰，過量的積灰將造成傳熱惡化，增大阻力，嚴(yán)重時會造成受熱面堵塞，使鍋爐出力下降甚至造成停爐事故。

實(shí)踐發(fā)現(xiàn)，相比于鍋爐的其他受熱面，回轉(zhuǎn)式空氣預(yù)熱器的運(yùn)行狀況受積灰影響更為明顯，而且需要進(jìn)行更多的吹灰，因此及時的對回轉(zhuǎn)式空氣預(yù)熱器受熱面進(jìn)行吹灰清掃操作，對維持其正常運(yùn)行是非常重要的。傳統(tǒng)的吹灰操作是按照運(yùn)行規(guī)程規(guī)定，定時定量進(jìn)行吹灰，同時，在必要的時候可根據(jù)運(yùn)行人員憑借經(jīng)驗對吹灰頻率進(jìn)行微調(diào)。這種吹灰方式主觀因素影響大，缺乏可操作性。不適當(dāng)?shù)拇祷页藭拇罅康恼羝?，造成熱量浪費(fèi)外，還會損傷受熱面，縮短其壽命。因此空預(yù)器受熱面積灰狀態(tài)監(jiān)測對優(yōu)化吹灰操作是非常有必要的。

監(jiān)測積灰狀態(tài)的核心是受熱面清潔因子的計算，本文結(jié)合空預(yù)器的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，建立了清潔因子計算模型，使用某燃煤電站330MW鍋爐運(yùn)行數(shù)據(jù)進(jìn)行驗證，結(jié)果顯示該模型能反映空氣預(yù)熱器積灰狀態(tài)，同時指出了現(xiàn)有吹灰策略存在過吹和吹灰不及時現(xiàn)象。

2 折算壓差模型

運(yùn)行經(jīng)驗表明，空預(yù)器吹灰前后煙氣溫度變化不大，利用傳熱特性來計算清潔因子難以反映積灰狀態(tài)。回轉(zhuǎn)式空預(yù)器的結(jié)構(gòu)決定了，積灰后，其流通截面變小，煙氣流速加快，受熱面壁面粗糙度變大，流動阻力增加。因此，通過流動特性計算清潔因子是可行的。

3 模型驗證和分析

某330MW燃煤電廠使用兩臺型號為LAP10320/2300的回轉(zhuǎn)式空氣預(yù)熱器，每臺空預(yù)器均配有兩臺吹灰器，一臺位于煙氣入口（蒸汽），一臺位于煙氣出口（雙介質(zhì)）。每臺吹灰器上均配有半伸縮式吹槍，使用過熱蒸汽或過熱蒸汽和高壓水作為吹灰介質(zhì)。運(yùn)行規(guī)程規(guī)定，每個運(yùn)行班（6個小時）吹灰兩次。

從機(jī)組歷史數(shù)據(jù)庫中隨機(jī)抽取一天的數(shù)據(jù)對模型進(jìn)行驗證，選取該日期前后各5天中計算得到的最小折算壓差作為空預(yù)器在清潔狀態(tài)下的折算壓差進(jìn)行清潔因子計算。一天中清潔因子的計算結(jié)果見圖1，可以發(fā)現(xiàn)，在清潔因子較小，即積灰比較嚴(yán)重的時候進(jìn)行吹灰，清潔因子有較為明顯的上升，之后慢慢回落。在清潔因子較大的情況下，回落速度較快，之后隨著積灰增加，空預(yù)器受熱面上的灰被煙氣帶走的速率增加，飛灰落到受熱面上的速率和被帶走的速率趨于一致，積灰速率變慢，清潔因子下降趨勢減緩，模型計算結(jié)果基本符合預(yù)期。

研究發(fā)現(xiàn)，現(xiàn)有的吹灰策略并不經(jīng)濟(jì)，出現(xiàn)了吹灰過多和積灰嚴(yán)重時不及時吹灰現(xiàn)象。從圖1可以看出，在1：25和2：54進(jìn)行的兩次吹灰時間間隔過短，此時受熱面積灰較少，吹灰效果并不明顯；8：22和13：20的兩次吹灰則由于吹灰時間間隔較長，受熱面上積灰較多，吹灰前后清潔因子有較大的提高，吹灰效果明顯，但是空預(yù)器長時間工作在積灰嚴(yán)重的工況下，可能從某些方面影響了機(jī)組運(yùn)行的安全性和經(jīng)濟(jì)性。

鍋爐在運(yùn)行過程中，受到各種不穩(wěn)定因素的作用以及熱工參數(shù)測量設(shè)備存在較大測量誤差，盡管加入了取平均等濾波處理，計算清潔因子存在小范圍的波動和部分異常的變化趨勢仍不可避免，需要對模型進(jìn)一步完善。同時在積灰監(jiān)測的基礎(chǔ)上，如何建立安全經(jīng)濟(jì)的吹灰規(guī)程也是需要進(jìn)一步研究的問題。

4 結(jié)論

折算壓差模型可以幫助運(yùn)行人員直觀地監(jiān)測回轉(zhuǎn)式空氣預(yù)熱器受熱面的積灰狀態(tài)，指導(dǎo)其進(jìn)行安全經(jīng)濟(jì)的吹灰，避免過吹，造成蒸汽浪費(fèi)和設(shè)備磨損或吹灰不及時，影響設(shè)備運(yùn)行。

參考文獻(xiàn)：

第2篇

1熱點(diǎn)因子計算方法

熱點(diǎn)因子計算方法主要有3種：乘積法、統(tǒng)計法和混合法。乘積法是指把反應(yīng)堆內(nèi)可能出現(xiàn)的各種最不利因素連乘起來；該方法過于保守，不利于提高反應(yīng)堆的經(jīng)濟(jì)性。統(tǒng)計法是指把反應(yīng)堆內(nèi)可能出現(xiàn)的各種不利因素的變化看出按統(tǒng)計規(guī)律分布，然后再按統(tǒng)計規(guī)律去綜合各參數(shù)對計算參數(shù)的影響；這樣的計算結(jié)果有一定的超過設(shè)計限值的概率，在一定程度上不利于反應(yīng)堆的安全。混合法是介于上述兩種方法之間的一種方法，它把與元件加工、裝配等有關(guān)的參數(shù)當(dāng)做統(tǒng)計分布，這些參數(shù)先按統(tǒng)計法處理得出一個熱點(diǎn)因子，然后再與其他熱點(diǎn)因子連乘，最后得到一個總的熱點(diǎn)因子。為了保證反應(yīng)堆的安全，同時提高反應(yīng)堆的經(jīng)濟(jì)性，混合法是最好的分析方法。本文采用混合法對多層套管元件的工程熱點(diǎn)因子敏感性分析。

2HFETR熱點(diǎn)因子計算

2.1燃料元件熱工分析

燃料元件盒表面的名義壁溫可表示成。

2.2工程因子

為了對貯存水池的散熱能力進(jìn)行計算，必須對貯存水池內(nèi)的現(xiàn)有熱源進(jìn)行統(tǒng)計，給出不同儲存歷史的乏燃料元件剩余釋熱。選用“魏格納-韋”經(jīng)驗公式對水池內(nèi)的乏燃料元件剩余釋熱計算。王家豐等于1979年根據(jù)元件加工標(biāo)準(zhǔn)、有關(guān)的熱工水力試驗結(jié)果及運(yùn)行定值等確定了HFETR的熱點(diǎn)因子[1]（簡稱為“1979版”）。根據(jù)現(xiàn)目前反應(yīng)堆運(yùn)行測量技術(shù)、HFETR燃料組件技術(shù)條件[2-6]、HFETR熱工計算方法[7-8]等方面，提出一套新的工程因子（簡稱為“2013版”）?！?013版”對不確定的參數(shù)沿用以往的值，與1979年的工程因子的比較見表1。

2.3計算結(jié)果比較及分析

2.3.1各層燃料元件最高壁溫計算結(jié)果比較以HFETR85-II爐各燃耗步中最大盒功率的燃料元件為分析對象，反應(yīng)堆運(yùn)行功率為75MW。設(shè)定一次水入口水溫45℃，燃料元件入口平均流速6.74m/s。首先利用HFETR帶肋多層套管元件流場及溫度場數(shù)值模擬程序CASH計算得出燃料元件名義參數(shù)，再以此為輸入，利用GCYZ程序?qū)θ剂显跍氐墓こ桃蜃訙厣M(jìn)行計算。兩套不同的工程因子附加溫升及各層燃料元件最高壁溫見表2。由計算結(jié)果可以看出，修正后的工程因子加溫升較以前降低，平均小6.02℃，而最大壁溫處的工程因子附加溫升可降低6.83℃?？梢钥闯?，以往所考慮的工程因子是偏保守的。

2.3.2HFETR85-II爐燃料元件熱工計算比較根據(jù)物理計算結(jié)果，計算出不同燃耗棒位下的熱盒元件運(yùn)行功率下壁面最高溫度，以及根據(jù)HFETR元件穩(wěn)態(tài)工況下的熱工設(shè)計準(zhǔn)則，計算出不同燃耗棒位下當(dāng)燃料元件包殼最高溫度達(dá)到190℃時，熱盒元件及相應(yīng)的HFETR堆芯允許運(yùn)行功率（表3）。表3中PB為元件盒功率。為反應(yīng)堆最大允許功率。由計算結(jié)果可以看出，修正工程因子后不同燃耗棒位下的熱盒元件運(yùn)行功率下壁面最高溫度的工程因子附加溫升較以前降低約5.8℃，各不同燃耗棒位下HFETR堆芯允許運(yùn)行功率提高約5MW。

3結(jié)束語

第3篇

關(guān)鍵詞：氣動力；工程估算；自動處理；Matlab應(yīng)用

1 前言

在飛機(jī)研制設(shè)計方案初期，由機(jī)初步設(shè)計方案的參數(shù)需要經(jīng)常調(diào)整，而通過風(fēng)洞試驗和數(shù)值計算獲取飛機(jī)氣動力參數(shù)比較耗時，難以在較短時間內(nèi)跟上參數(shù)調(diào)整的步伐，工程估算方法能夠快速得出飛機(jī)不同氣動布局的主要?dú)鈩犹匦?，以便通過反復(fù)迭代來對方案進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計，因此工程估算在這期間占有比較重要的地位。然而，當(dāng)前使用的工程估算的計算方法已經(jīng)嚴(yán)重落后，沒有最大限度展現(xiàn)出它在飛機(jī)方案設(shè)計階段所具有的優(yōu)勢，其中主要問題在于：

1.1 目前采用的工程估算方法耗費(fèi)的時間太長：工程估算的計算公式主要來源于大量風(fēng)洞試驗結(jié)果和前人經(jīng)驗總結(jié)，大部分屬于半經(jīng)驗公式，計算過程中很多的氣動參數(shù)要查閱圖表，根據(jù)目前型號飛機(jī)的工程估算來看，提供一套完整的飛機(jī)氣動導(dǎo)數(shù)，至少要查300個左右的圖表，一個熟練的設(shè)計人員將近75%的時間耗費(fèi)在查圖取數(shù)上面，極大浪費(fèi)了人力。

1.2 計算的結(jié)果累積誤差較大：查表取數(shù)的過程中，圖表網(wǎng)格稀疏，數(shù)據(jù)取值存在誤差，并且不同設(shè)計人員從圖上讀到的數(shù)據(jù)也存在差異，而飛機(jī)的氣動導(dǎo)數(shù)是相互聯(lián)系相互影響的，前面導(dǎo)數(shù)的計算誤差對后續(xù)導(dǎo)數(shù)的計算有很大的影響，這種誤差的積累造成計算結(jié)果精度較差。

1.3 計算結(jié)果重復(fù)性不高：一方面，由于計算公式?jīng)]有固化，因而同一總體參數(shù)下不同期的計算結(jié)果可能存在差異，另一方面，同一設(shè)計人員在不同時間的查圖所得數(shù)據(jù)也存在差異。

出現(xiàn)這些問題的根源就是沒有形成一套完整的自動化處理軟件或者計算程序，結(jié)合目前的實(shí)際情況，文章基于Matlab等一些工程應(yīng)用軟件，提出一種方便、有效、快速實(shí)現(xiàn)對飛機(jī)氣動力工程估算自動處理的方法。

2 實(shí)現(xiàn)工程估算程序化處理的方案流程

計劃方案如圖1。

圖1 工程估算程序化處理方案的流程示意圖

方案流程說明：第一步，建立整體方案的標(biāo)準(zhǔn)化庫，由于整個方案實(shí)現(xiàn)的子程序和涉及的飛機(jī)氣動力參數(shù)很多，為了便于設(shè)計人員相互協(xié)作并且使程序調(diào)用參數(shù)方便，在方案實(shí)施開始階段要統(tǒng)一規(guī)定數(shù)據(jù)存儲方式、各全局變量符號的定義、功能函數(shù)的命名方式等。第二步，開始對所有的曲線圖表數(shù)字化，每條曲線存儲為二維數(shù)組，同一圖表的曲線統(tǒng)一存儲在一個結(jié)構(gòu)變量名下，最后根據(jù)命名規(guī)則存儲為數(shù)據(jù)文件。第三步，編寫查圖所需參數(shù)的子函數(shù)，調(diào)用圖表數(shù)據(jù)文件并根據(jù)曲線形態(tài)編寫插值函數(shù)，然后存儲為標(biāo)準(zhǔn)的M文件；然后根據(jù)飛機(jī)氣動特性分類，根據(jù)參考公式和適用范圍，編寫每部分的子函數(shù)。第四步，對主程序的主要部分分別定義，做到計算狀態(tài)、參數(shù)輸入、計算方式的定義都通俗易懂，然后對程序各部分調(diào)試，驗證程序運(yùn)行無誤并且沒有沖突。第五步，對結(jié)果輸出格式進(jìn)行描述，調(diào)用曲線繪圖等功能。第六步，后期處理工作，主要是編寫可視化界面，方便結(jié)果的輸入和輸出，對飛機(jī)的氣動特性有更直觀的描述。

3 實(shí)現(xiàn)過程

3.1 圖表曲線的數(shù)據(jù)化處理

由于工程估算需要查閱大量圖表，因此首先解決的是聯(lián)合getdata、Excel、Matlab軟件的功能實(shí)現(xiàn)圖表曲線的數(shù)據(jù)化過程：利用getdata軟件主要利用它的自動取點(diǎn)功能，Excel可以將取到的數(shù)據(jù)點(diǎn)進(jìn)行單調(diào)排序，利用Matlab讀取數(shù)據(jù)并存儲統(tǒng)一格式。以飛機(jī)機(jī)翼零升阻力估算時的升力面修正因子的經(jīng)驗曲線為例，它是馬赫數(shù)和機(jī)翼最大厚度線后掠角的函數(shù)，數(shù)據(jù)化建模的過程如下：

3.1.1 把圖像保存為.BMP位圖文件，然后導(dǎo)入getdata軟件，利用getdata軟件定義好縱橫坐標(biāo)，利用它的自動取點(diǎn)功能把每條曲線轉(zhuǎn)化成二維數(shù)組。得到的二維數(shù)組一定保證X坐標(biāo)為單調(diào)函數(shù)（可以借助EXCEL的升序排列功能）。

3.1.2 在Matlab中建立圖表數(shù)據(jù)的結(jié)構(gòu)變量，例如：curve（M1，M2，M3，M4），假設(shè)M1， M2， M3， M4分別表示M1=0.25，M2=0.6，M3=0.8，M4=0.9的四條曲線，通過把取點(diǎn)得到的四個二維數(shù)組分別賦值給curve.M1，curve.M2，curve.M3，curve.M4。

3.1.3 利用Matlab的SAVE功能將結(jié)構(gòu)變量存儲為數(shù)據(jù)文件，例如：save curveXXX.mat curve（具體運(yùn)用時可根據(jù)圖表編號來命名，方便查找）以便以后的程序直接調(diào)用取值。

3.2 建立曲線取值的子函數(shù)

建立圖表數(shù)據(jù)庫后，還要從數(shù)據(jù)庫中準(zhǔn)確查找所對應(yīng)的參數(shù)，才能達(dá)到精確取值的目的，根據(jù)2.1節(jié)建立的數(shù)據(jù)文件，如果給出最大厚度線后掠角？撰t/c，max和馬赫數(shù)M，這就需要從curveXXX.mat文件中檢索出所對應(yīng)的RLS值。由于原始圖表里面只有四條曲線，相對應(yīng)只有四個二維數(shù)組，如果要查找任意馬赫數(shù)下的RLS，那么唯一的辦法就是插值，插值的具體方法可以用兩點(diǎn)線性插值，三點(diǎn)線性插值或者非線性插值，選用什么方法根據(jù)曲線形態(tài)來決定。如果這些都寫到主程序，那么會造成不易修改而且容易出錯，為避免程序臃腫，可以使用Matlab的特色功能，建立一個曲線取值的功能函數(shù)。這個功能函數(shù)（M文件）可以供任何子函數(shù)調(diào)用。

3.3 創(chuàng)建分塊函數(shù)

根據(jù)飛機(jī)氣動力工程估算主要內(nèi)容，可以根據(jù)飛機(jī)的氣動特性分類建立分塊函數(shù)，如升力特性、阻力特性、俯仰力矩特性等；也可以根據(jù)飛機(jī)部件來定義，例如機(jī)翼氣動特性、機(jī)身氣動特性、尾身組合體氣動特性等。分塊函數(shù)是互不干擾，可以互相調(diào)用彼此結(jié)果。以升力特性計算為例，其創(chuàng)建過程為：

3.3.1 定義函數(shù)function[Cy0，Cymax，C■■，？琢0，…]=ShengLiTeXing（bA，l，S，…），其中括號里面Cy0，Cymax，C■■，？琢0表示函數(shù)返回值，也就是要計算的氣動導(dǎo)數(shù)方面輸出，可根據(jù)需要進(jìn)行添加；小括號里面bA，l，S表示變量名，也就是需要輸入的飛機(jī)總體參數(shù)。

3.3.2 編寫各氣動導(dǎo)數(shù)的計算過程，例如需要查圖1的曲線數(shù)值，那么可以直接調(diào)用子函數(shù)RLS=curve（M，？撰t/c，max）讀取數(shù)據(jù)。

3.3.3 將計算的各參數(shù)結(jié)果統(tǒng)一存在規(guī)定格式的文件中，方便其它函數(shù)調(diào)用數(shù)據(jù)。

3.4 主程序運(yùn)行示意圖

前面建立很多各部分子函數(shù)和分塊函數(shù)，其主要目的是簡化主程序行數(shù)，方便輸入，方便讀寫，復(fù)雜部分均寫成了函數(shù)，讓沒有使用過Matlab的設(shè)計人員也能夠嫻熟調(diào)用函數(shù)并進(jìn)行計算，以圖2為例，主程序僅包含四個部分內(nèi)容：

3.4.1 標(biāo)號1部分的主要功能是進(jìn)行計算空間的內(nèi)存清理和所有計算方法的來源（參考資料），這部分不需要改動，僅供分析計算結(jié)果時參考；

3.4.2 標(biāo)號2部分是計算狀態(tài)輸入和說明，包含飛行馬赫數(shù)、飛行高度、大氣運(yùn)動粘性系數(shù)等，和所要計算的飛機(jī)飛行狀態(tài)密切相關(guān)；

3.4.3 標(biāo)號3部分主要是飛機(jī)主要幾何參數(shù)輸入，例如機(jī)翼形狀參數(shù)，機(jī)身外形參數(shù)以及尾翼外形參數(shù)等，此處要求參數(shù)盡可能簡化，中間參數(shù)不需要輸入，具體輸入?yún)?shù)需求根據(jù)計算內(nèi)容而定。

3.4.4 標(biāo)號4部分為主要的計算內(nèi)容，根據(jù)需要計算的氣動導(dǎo)數(shù)來調(diào)用相關(guān)函數(shù)，也可以在此對所需要的氣動導(dǎo)數(shù)進(jìn)行輸出。例如，需要查看全機(jī)的C■■，那么僅需要輸入C■■即可在Matlab主程序的運(yùn)行狀態(tài)欄即可看到C■■的輸出結(jié)果。

4 界面可視化

根據(jù)前三節(jié)實(shí)現(xiàn)了氣動力工程估算的自動處理的整個過程，并且程序也能夠被不熟悉Matlab的人員操作使用，但存在參數(shù)輸入不方便，容易對總體參數(shù)的輸入產(chǎn)生錯誤，并且輸出結(jié)果不便查找（需要對照符號表查找計算的導(dǎo)數(shù)符號）數(shù)值，輸出不直觀等問題。因而，需要對整個方案進(jìn)行后期的可視化封裝，這不僅使界面明了清晰，并且還可以對計算結(jié)果進(jìn)行特定處理，更加直觀體現(xiàn)飛機(jī)的氣動特性。

4.1 參數(shù)輸入功能：建立參數(shù)輸入對話界面，通過中文文字說明，參數(shù)輸入過程將不再需要和符號一一對應(yīng)，這不僅減小了人為的輸入錯誤，也提高了效率。

4.2 計算與數(shù)據(jù)輸出： 參數(shù)輸入完成以后，即可點(diǎn)擊開始計算，默認(rèn)狀態(tài)下時將把可能計算的所有氣動導(dǎo)數(shù)完全計算，實(shí)際編寫程序時可加入對特定的導(dǎo)數(shù)進(jìn)行計算。計算完成后可以將計算結(jié)果按已設(shè)定好的數(shù)據(jù)格式進(jìn)行輸出。

5 結(jié)束語

飛機(jī)氣動力工程估算是飛機(jī)氣動布局設(shè)計的一項重要工作，它的發(fā)展關(guān)系飛機(jī)氣動布局設(shè)計的時間和成本。文章通過Matlab軟件，提供了一種飛機(jī)氣動力工程估算程序化自動處理方法，對存在的主要技術(shù)問題提供了解決的辦法。這種工程估算程序化自動處理方法在XXX飛機(jī)氣動力工程估算的過程中實(shí)現(xiàn)部分應(yīng)用，體現(xiàn)出了高效、快捷的特點(diǎn)，并且計算結(jié)果的重復(fù)性精度很高。不足之處是功能還不是很強(qiáng)大。參考國內(nèi)外同行在這方面的經(jīng)驗，基于文章基礎(chǔ)，可以在后續(xù)工作將逐步加入結(jié)果分析、參數(shù)優(yōu)化設(shè)計等功能，為設(shè)計人員提供一個較為完善的計算處理軟件。

參考文獻(xiàn)

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作者簡介：陳春鵬，男，工程師，研究方向：飛機(jī)氣動力設(shè)計。