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第1篇

關鍵詞：回轉式空氣預熱器 折算壓差 清潔因子

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

1 前言

回轉式空氣預熱器是位于鍋爐尾部煙道的低溫受熱面，相比于管式空氣預熱器，回轉式空預器具有結構緊湊，節省鋼材與場地，安裝布置方便等優點，因而在大型電站鍋爐中被廣泛采用。但是由于其結構的特殊性，造成容易發生積灰，過量的積灰將造成傳熱惡化，增大阻力，嚴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。

實踐發現，相比于鍋爐的其他受熱面，回轉式空氣預熱器的運行狀況受積灰影響更為明顯，而且需要進行更多的吹灰，因此及時的對回轉式空氣預熱器受熱面進行吹灰清掃操作，對維持其正常運行是非常重要的。傳統的吹灰操作是按照運行規程規定，定時定量進行吹灰，同時，在必要的時候可根據運行人員憑借經驗對吹灰頻率進行微調。這種吹灰方式主觀因素影響大，缺乏可操作性。不適當的吹灰除了會消耗大量的蒸汽，造成熱量浪費外，還會損傷受熱面，縮短其壽命。因此空預器受熱面積灰狀態監測對優化吹灰操作是非常有必要的。

監測積灰狀態的核心是受熱面清潔因子的計算，本文結合空預器的結構特點，建立了清潔因子計算模型，使用某燃煤電站330MW鍋爐運行數據進行驗證，結果顯示該模型能反映空氣預熱器積灰狀態，同時指出了現有吹灰策略存在過吹和吹灰不及時現象。

2 折算壓差模型

運行經驗表明，空預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。回轉式空預器的結構決定了，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的回轉式空氣預熱器，每臺空預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）。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。運行規程規定，每個運行班（6個小時）吹灰兩次。

從機組歷史數據庫中隨機抽取一天的數據對模型進行驗證，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器在清潔狀態下的折算壓差進行清潔因子計算。一天中清潔因子的計算結果見圖1，可以發現，在清潔因子較小，即積灰比較嚴重的時候進行吹灰，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，模型計算結果基本符合預期。

研究發現，現有的吹灰策略并不經濟，出現了吹灰過多和積灰嚴重時不及時吹灰現象。從圖1可以看出，在1：25和2：54進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，但是空預器長時間工作在積灰嚴重的工況下，可能從某些方面影響了機組運行的安全性和經濟性。

鍋爐在運行過程中，受到各種不穩定因素的作用以及熱工參數測量設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，需要對模型進一步完善。同時在積灰監測的基礎上，如何建立安全經濟的吹灰規程也是需要進一步研究的問題。

4 結論

折算壓差模型可以幫助運行人員直觀地監測回轉式空氣預熱器受熱面的積灰狀態，指導其進行安全經濟的吹灰，避免過吹，造成蒸汽浪費和設備磨損或吹灰不及時，影響設備運行。

參考文獻：

第2篇

1熱點因子計算方法

熱點因子計算方法主要有3種：乘積法、統計法和混合法。乘積法是指把反應堆內可能出現的各種最不利因素連乘起來；該方法過于保守，不利于提高反應堆的經濟性。統計法是指把反應堆內可能出現的各種不利因素的變化看出按統計規律分布，然后再按統計規律去綜合各參數對計算參數的影響；這樣的計算結果有一定的超過設計限值的概率，在一定程度上不利于反應堆的安全。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、裝配等有關的參數當做統計分布，這些參數先按統計法處理得出一個熱點因子，然后再與其他熱點因子連乘，最后得到一個總的熱點因子。為了保證反應堆的安全，同時提高反應堆的經濟性，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因子敏感性分析。

2HFETR熱點因子計算

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行計算，必須對貯存水池內的現有熱源進行統計，給出不同儲存歷史的乏燃料元件剩余釋熱。選用“魏格納-韋”經驗公式對水池內的乏燃料元件剩余釋熱計算。王家豐等于1979年根據元件加工標準、有關的熱工水力試驗結果及運行定值等確定了HFETR的熱點因子[1]（簡稱為“1979版”）。根據現目前反應堆運行測量技術、HFETR燃料組件技術條件[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”）。“2013版”對不確定的參數沿用以往的值，與1979年的工程因子的比較見表1。

2.3計算結果比較及分析

2.3.1各層燃料元件最高壁溫計算結果比較以HFETR85-II爐各燃耗步中最大盒功率的燃料元件為分析對象，反應堆運行功率為75MW。設定一次水入口水溫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值模擬程序CASH計算得出燃料元件名義參數，再以此為輸入，利用GCYZ程序對燃料元件壁溫的工程因子溫升進行計算。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℃。可以看出，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物理計算結果，計算出不同燃耗棒位下的熱盒元件運行功率下壁面最高溫度，以及根據HFETR元件穩態工況下的熱工設計準則，計算出不同燃耗棒位下當燃料元件包殼最高溫度達到190℃時，熱盒元件及相應的HFETR堆芯允許運行功率（表3）。表3中PB為元件盒功率。為反應堆最大允許功率。由計算結果可以看出，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堆芯允許運行功率提高約5MW。

3結束語

第3篇

關鍵詞：氣動力；工程估算；自動處理；Matlab應用

1 前言

在飛機研制設計方案初期，由機初步設計方案的參數需要經常調整，而通過風洞試驗和數值計算獲取飛機氣動力參數比較耗時，難以在較短時間內跟上參數調整的步伐，工程估算方法能夠快速得出飛機不同氣動布局的主要氣動特性，以便通過反復迭代來對方案進行優化設計，因此工程估算在這期間占有比較重要的地位。然而，當前使用的工程估算的計算方法已經嚴重落后，沒有最大限度展現出它在飛機方案設計階段所具有的優勢，其中主要問題在于：

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

1.2 計算的結果累積誤差較大：查表取數的過程中，圖表網格稀疏，數據取值存在誤差，并且不同設計人員從圖上讀到的數據也存在差異，而飛機的氣動導數是相互聯系相互影響的，前面導數的計算誤差對后續導數的計算有很大的影響，這種誤差的積累造成計算結果精度較差。

1.3 計算結果重復性不高：一方面，由于計算公式沒有固化，因而同一總體參數下不同期的計算結果可能存在差異，另一方面，同一設計人員在不同時間的查圖所得數據也存在差異。

出現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，結合目前的實際情況，文章基于Matlab等一些工程應用軟件，提出一種方便、有效、快速實現對飛機氣動力工程估算自動處理的方法。

2 實現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，建立整體方案的標準化庫，由于整個方案實現的子程序和涉及的飛機氣動力參數很多，為了便于設計人員相互協作并且使程序調用參數方便，在方案實施開始階段要統一規定數據存儲方式、各全局變量符號的定義、功能函數的命名方式等。第二步，開始對所有的曲線圖表數字化，每條曲線存儲為二維數組，同一圖表的曲線統一存儲在一個結構變量名下，最后根據命名規則存儲為數據文件。第三步，編寫查圖所需參數的子函數，調用圖表數據文件并根據曲線形態編寫插值函數，然后存儲為標準的M文件；然后根據飛機氣動特性分類，根據參考公式和適用范圍，編寫每部分的子函數。第四步，對主程序的主要部分分別定義，做到計算狀態、參數輸入、計算方式的定義都通俗易懂，然后對程序各部分調試，驗證程序運行無誤并且沒有沖突。第五步，對結果輸出格式進行描述，調用曲線繪圖等功能。第六步，后期處理工作，主要是編寫可視化界面，方便結果的輸入和輸出，對飛機的氣動特性有更直觀的描述。

3 實現過程

3.1 圖表曲線的數據化處理

由于工程估算需要查閱大量圖表，因此首先解決的是聯合getdata、Excel、Matlab軟件的功能實現圖表曲線的數據化過程：利用getdata軟件主要利用它的自動取點功能，Excel可以將取到的數據點進行單調排序，利用Matlab讀取數據并存儲統一格式。以飛機機翼零升阻力估算時的升力面修正因子的經驗曲線為例，它是馬赫數和機翼最大厚度線后掠角的函數，數據化建模的過程如下：

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

3.1.2 在Matlab中建立圖表數據的結構變量，例如：curve（M1，M2，M3，M4），假設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，通過把取點得到的四個二維數組分別賦值給curve.M1，curve.M2，curve.M3，curve.M4。

3.1.3 利用Matlab的SAVE功能將結構變量存儲為數據文件，例如：save curveXXX.mat curve（具體運用時可根據圖表編號來命名，方便查找）以便以后的程序直接調用取值。

3.2 建立曲線取值的子函數

建立圖表數據庫后，還要從數據庫中準確查找所對應的參數，才能達到精確取值的目的，根據2.1節建立的數據文件，如果給出最大厚度線后掠角？撰t/c，max和馬赫數M，這就需要從curveXXX.mat文件中檢索出所對應的RLS值。由于原始圖表里面只有四條曲線，相對應只有四個二維數組，如果要查找任意馬赫數下的RLS，那么唯一的辦法就是插值，插值的具體方法可以用兩點線性插值，三點線性插值或者非線性插值，選用什么方法根據曲線形態來決定。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。這個功能函數（M文件）可以供任何子函數調用。

3.3 創建分塊函數

根據飛機氣動力工程估算主要內容，可以根據飛機的氣動特性分類建立分塊函數，如升力特性、阻力特性、俯仰力矩特性等；也可以根據飛機部件來定義，例如機翼氣動特性、機身氣動特性、尾身組合體氣動特性等。分塊函數是互不干擾，可以互相調用彼此結果。以升力特性計算為例，其創建過程為：

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

3.3.2 編寫各氣動導數的計算過程，例如需要查圖1的曲線數值，那么可以直接調用子函數RLS=curve（M，？撰t/c，max）讀取數據。

3.3.3 將計算的各參數結果統一存在規定格式的文件中，方便其它函數調用數據。

3.4 主程序運行示意圖

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

3.4.1 標號1部分的主要功能是進行計算空間的內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，僅供分析計算結果時參考；

3.4.2 標號2部分是計算狀態輸入和說明，包含飛行馬赫數、飛行高度、大氣運動粘性系數等，和所要計算的飛機飛行狀態密切相關；

3.4.3 標號3部分主要是飛機主要幾何參數輸入，例如機翼形狀參數，機身外形參數以及尾翼外形參數等，此處要求參數盡可能簡化，中間參數不需要輸入，具體輸入參數需求根據計算內容而定。

3.4.4 標號4部分為主要的計算內容，根據需要計算的氣動導數來調用相關函數，也可以在此對所需要的氣動導數進行輸出。例如，需要查看全機的C■■，那么僅需要輸入C■■即可在Matlab主程序的運行狀態欄即可看到C■■的輸出結果。

4 界面可視化

根據前三節實現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，但存在參數輸入不方便，容易對總體參數的輸入產生錯誤，并且輸出結果不便查找（需要對照符號表查找計算的導數符號）數值，輸出不直觀等問題。因而，需要對整個方案進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果進行特定處理，更加直觀體現飛機的氣動特性。

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

4.2 計算與數據輸出： 參數輸入完成以后，即可點擊開始計算，默認狀態下時將把可能計算的所有氣動導數完全計算，實際編寫程序時可加入對特定的導數進行計算。計算完成后可以將計算結果按已設定好的數據格式進行輸出。

5 結束語

飛機氣動力工程估算是飛機氣動布局設計的一項重要工作，它的發展關系飛機氣動布局設計的時間和成本。文章通過Matlab軟件，提供了一種飛機氣動力工程估算程序化自動處理方法，對存在的主要技術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飛機氣動力工程估算的過程中實現部分應用，體現出了高效、快捷的特點，并且計算結果的重復性精度很高。不足之處是功能還不是很強大。參考國內外同行在這方面的經驗，基于文章基礎，可以在后續工作將逐步加入結果分析、參數優化設計等功能，為設計人員提供一個較為完善的計算處理軟件。

參考文獻

[1]飛機設計手冊總編委會.飛機設計手冊（第六冊）[M].北京：航空工業出版社，2002.

[2]董辰輝.MATlAB2008 全程指南[M].北京：電子工業出版社，2009.

[3]譚浩強.C++面向對象程序設計[M].北京：清華大學出版社，2009.

[4]達恩?亨賽爾曼.精通Matlab[M].西安：李人厚，等譯.西安交通大學，1997.

作者簡介：陳春鵬，男，工程師，研究方向：飛機氣動力設計。