开式转子发动机对转桨扇性能建模研究

对转桨扇开式转子发动机性能计算的难点在于对转桨扇部件的性能计算。传统方法是将对转桨扇简化处理为涡轮螺桨进行计算,但精度较低。本文基于传统涡轮螺桨性能模拟方法,考虑前排桨扇出口气流对后排桨扇的影响,对前、后排桨扇进行独立建模,建立了开式转子发动机对转桨扇部件级性能计算模型,并使用美国NASA风洞试验数据进行验证。结果表明,对转桨扇性能模型计算精度较高,采用此模型可较准确地模拟不同设计参数和不同控制规律下的对转桨扇性能,并评估其对开式转子发动机总体性能的影响。     

开式转子发动机对转桨扇匹配特性研究

先进开式转子发动机均采用了高推进效率的对转桨扇。虽然对转桨扇不是发动机热力循环参数,但是其提供了绝大部分的推力,对开式转子发动机的性能优劣起着关键的制约作用。本文采用对转桨扇性能计算模型,考虑了输入总功率、前后排桨扇功率分配比例、前后排桨扇直径比例等几个关键因素,对对转桨扇的匹配特性进行了研究,为开式转子发动机核心机和对转桨扇的最优化匹配设计提供依据。     

国外桨扇技术发展概况

首先梳理了国外桨扇设计方法及风洞试验验证情况,并从已有的研究结果中归纳出,在巡航马赫数超过0.70条件下,先进对转桨扇的推进效率可达85.0%以上,且基本解决了气动设计问题,噪声水平也得到明显降低。其次介绍了国外桨扇发动机验证机或型号的桨扇部件研制进展,以及相关地面或飞行试验验证情况。最后分析了未来国际上桨扇发动机的研制趋势。可为我国未来对转桨扇技术的发展提供参考。     

开式转子发动机对转桨扇设计

高推进效率的对转桨扇是开式转子发动机最关键的部件之一。国外航空强国对其开展了大量的CFD计算分析及试验验证工作,优化气动性能,降低噪声等级,以满足适航标准;国内目前尚缺乏对开式转子对转桨扇设计技术和CFD分析的相关研究。本文在现有压气机设计技术的基础上,改进CFD设计分析方法,探索设计出开式转子发动机的对转桨扇,并进行了三维定常流场分析。通过与国外文献研究结果的分析对比,初步验证了本文设计和计算结果的合理性。     

桨扇设计中的气动和声学优化

本文从现代先进桨扇设计的特点出发,评述了应用于螺桨风扇气动,声学设计和优化中的各种方法。从优化的观点出发,对桨扇设计参数的选择原则和参数选择对性能的影响进行了分析评述,从而指出了存在的问题和进一步发展的方向。着重强调了优化方法在桨扇设计中应用的前景和通过优化可能产生的性能改进。      

桨扇气动设计问题

本文综述了桨扇气动计算方法的发展,讨论了桨扇的气动设计过程和超临界叶型设计问题,并提出了发展桨扇应注意之点。      

拉力式对转桨扇发动机的建模与性能评估

为了分析桨扇发动机的总体性能,为桨扇发动机的预研工作提供方案,建立了一种三轴拉力式对转桨扇发动机的仿真模型,将桨扇发动机看成桨扇和涡轴发动机匹配的结构。桨扇建模基于相似原理,从单排桨扇的气动性能入手,并考虑了桨扇轮毂的影响以及前后排对转桨扇的相互影响和空气流道的收缩,模型与实验数据的误差在2%以内。核心机建模采用三轴涡轴部件级模型。基于该模型进行了桨扇发动机的性能评估。结果表明,桨扇和进气道的耦合作用对发动机性能影响很小,可以忽略。桨扇轴距半径比对发动机性能有一定影响,可以设置在0.4~0.6以内。前后排桨距角始终保持为56°,当高度增加时,总推力下降、sfc上升。当马赫数增加时,总推力先下降再上升,sfc先上升后下降。桨距角是重要的性能调节参数,4°的桨距角变化量可以带来64%的推力变化。     

桨扇近场噪声的FFT算法

Hanson的升力而理论是进行桨扇近场谐波噪声预测的最有效的方法,在Hanson的原始公式中,对波数的无穷积分非常复杂。本文介绍一种利用快速傅立叶变换(FFT)计算Hanson公式的方法,通过一次FFT就可以得到平行桨扇轴线任一表面上的噪声分布。本文详细讨论了FFT算法的计算公式和计算中的技术问题。通过对桨扇噪声的实际计算表明,这种方法非常适应于桨扇噪声分布场的计算和分析,计算结果与实验值相符。     

桨扇发动机性能仿真建模与初步分析

为了获得更高的推进效率和更低的耗油率及CO2排放，本文采用变定压比热的方法建立了桨扇发动机的性能仿真模型．计算和分析了设计点飞行高度、飞行马赫数、动力涡轮膨胀比和桨扇效率变化对发动机设计性能的影响。     

对转桨扇三维流场特性数值研究

对转桨扇（Contra-rotating propfan,CRP）是下一代民用航空推进备选方案开式转子发动机最重要的气动部件,其气动性能对整机性能影响显著。本文对不同进距比下的对转桨扇三维流场进行数值模拟,结合压气机及螺旋桨相关理论分析了对转桨扇内部流场及其滑流区涡结构和滑流特征。结果表明,对转桨扇后排流动特征及性能参数变化幅度均超过前排。对转桨扇实际进口气流角受到轮毂附面层、诱导速度、抽吸效应的共同影响,可根据不同叶高位置轴向速度的分布规律判断三种影响分别起主导作用的位置。在对转桨扇滑流区中,桨尖涡是导致损失的主要原因,径向涡量衰减比周向和轴向涡量衰减更快。对转桨扇滑流在径向上影响至3.5倍叶高位置。气流出后排桨扇后会持续加速直至静压达到环境压力,加速区域长度约为5倍桨扇半径。     

桨叶表面压力分布和螺桨性能的升力面算法

本文提供了一种根据升力面理论计算螺旋桨桨叶表面压力分布和螺旋桨性能的数值方法。这种方法适用于具有任意桨叶数、任意形状的螺旋桨。对两算例的计算结果和实验结果作了比较 ,符合很好     

螺旋桨性能的自由尾涡分析法计算

采用自由尾涡分析方法, 把螺旋桨的尾涡模型分为近涡区和远涡区两部分, 计算了在不同进距比情况下的螺旋桨性能。在小进距比的重载情况, 螺旋桨尾涡的收缩对螺旋桨的性能影响较大。根据升力线理论采用自由尾涡分析方法考虑尾涡收缩, 改进了小进距比情况下的计算结果, 使得在所有情况下螺旋桨性能的计算结果和实验结果符合很好。      

ANALYTICAL APPROACH TO AERODYNAMIC CHARACTERISTICS OF THE HELICOPTER ROTOR WITH ANHEDRAL TIP SHAPE

Ｍｏｄｉｆｉｅｄｂｌａｄｅｔｉｐｓｈａｐｅｓｃａｎｐｒｏｖｉｄｅａｄｄｉｔｉｏｎａｌｂｅｎｅｆｉｔｉｎｒｏｔｏｒａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ,ａｎｄｔｈｅｒｅｓｅａｒｃｈｅｓｏｎｎｅｗｂｌａｄｅｔｉｐｓｈａｖｅｂｅｎｃｏｎｄ...     

转子叶栅非同步振荡发声特性研究

轴流压气机转子叶片排振荡疲劳失效是常见的气动弹性失稳问题。当转子叶栅处于非同步振荡状态下时,压气机管道内部将伴随着异常噪声的产生,这类噪声的频率既不是分布在叶片通过频率及其谐波上,也不是分布在转子轴频率及其谐波上,同时也不满足简单多普勒效应。为了解释这种异常噪声现象,以三维升力面理论为基础,讨论叶片对其附近流体施加非定常载荷的发声问题,给出了转子叶栅振荡异常发声问题的物理解释,建立了声场频率及模态特性与转子声源特性的直接关系式,并给出了频率特性不同于叶片通过频率且不符合简单多普勒效应的完整解释。在此基础上,通过机理性实验研究证实了该模型的正确性。实验结果表明,理论预测声场的频率和周向模态特性与实验结果完全一致。     

升力面方法在冲压空气涡轮性能计算中的应用

应用现代螺旋桨升力面元方法计算冲压空气涡轮的气动性能,叶片采用单层涡模型,尾涡采用与Goldstein假设一致的刚性尾涡,将螺旋马蹄尾涡视为开口涡环以便于编程。对一个模型冲压空气涡轮作数值计算,在小负荷和较大负荷工况下风能利用系数均与实验值符合的较好,涡元控制点的诱导速度和环量分布合理。      

可压升力面理论桨扇气动设计反问题方法

结合桨扇几何与流动特征讨论了其两大类设计方法的特点，研究了基于可压升力面理论的一种桨扇气动设计反问题方法.相比于传统螺旋桨升力面设计方法，其在旋转坐标系中小扰动线性化假设下严格处理了桨叶旋转、流动压缩性、宽弦大后掠桨叶和桨叶间相互作用，体现了桨扇有轮毂而无机匣的特征.给出了桨扇设计中载荷-下洗角、厚度-下洗角核函数表达式，与机翼核函数的对比验证了其准确性，给出了其在升力面弦向积分和展向积分中的处理方式.讨论了反问题中各设计分布参数的给定方式，特别是最佳载荷分布的给定.构造了一种修正反问题设计中流动损失影响的损失模型.给出了设计算例，数值分析了该设计方法的准确性.研究表明，在跨声速区，反问题给定的弦向载荷分布与数值模拟的存在一定差异，这主要由该设计方法线性化假设与跨声速流动非线性的差别造成.反问题得出的基元功率系数分布、总体性能参数与数值模拟的吻合较好.      

具有后掠桨尖的旋翼气动特性计算方法

基于直同定常飞行状态旋翼尾迹的周期特性,给出了计算旋翼自由尾迹的方法和公式。将该方法和桨叶二阶升力线模型结合,建立了一个新的适用于后掠、尖削及其组合形状的旋翼气动特性计算的分析模型。该模型,对后掠桨尖的ＵＨ－６０Ａ旋翼在悬停时的桨叶载荷分布进行了计算,恙相应的试验结果作了对比。对于尖削奖尖,以ＵＨ－１旋翼为算例同定常将其矩形桨尖改变为尖削形状,通过矩形和尖削计算结果的对比,分析了尖削对旋翼气动特性     

航空发动机叶片失效分析中的共性问题

综述了航空发动机叶片失效分析的基本思路和方法。从强调叶片失效分析的力学背景出发 ,提出了设计上的不足是叶片失效的根本原因 ;分析了叶片制造加工质量与故障叶片之间的辨证关系 ;论述了叶片工作寿命与叶片失效的相关性。在失效分析方法上 ,指出了现行理论计算所存在的局限性 ,强调了动态测试分析对故障定性的重要作用。     

机翼-副翼-调整片的非定常气动力和颤振计算

本文应用偶极子格网法对一个机翼-副翼-调整片颤振模型进行了三元非定常气动力和颤振计算,还研究了网格数目对结果收敛性的影响。计算结果表明本方法具有较好的收敛性,和试验结果相比较表明本方法有一定的工程精度,在飞机设计中能用于操纵面-调整片构型的非定常气动力和颤振计算。     

使用高阶逆风通量差分裂格式的悬停旋翼流场数值模拟

为减少Jameson二阶中心差分有限体积法导致的旋翼尾迹的数值耗散,将三阶逆风格式(MUSCL)与通量差分裂方法相结合,建立了一个三维雷诺平均N-S方程数值模拟悬停状态旋翼流场的方法。为了充分考虑旋翼尾迹对流场的影响,采用周期性边界条件和由动量理论导出的远场边界条件。为进一步减少尾迹数值耗散和便于添加上述边界条件,采用了嵌套网格方法。然后,进行了算例计算,给出了桨叶表面的压强分布,与可得到的试验数据及二阶中心差分方法的计算结果进行了对比,并针对几种不同桨尖形状的旋翼悬停流场进行计算,数值结果显示:后掠桨尖可减弱超临界流动。此外,还计算和分析了旋翼下方不同位置上的涡量分布。计算结果表明,本文方法能够有效地减少旋翼尾迹的数值耗散。