涵道螺旋桨桨叶涡强度分布计算

本文依据开式螺旋桨理论 ,涵道后缘的库塔条件以及微元涡丝的诱导方程 ,建立了涵道螺旋桨叶片涡强度分布的计算模型并进行了数值计算。结果显示 ,涵道螺旋桨桨叶涡强度在桨尖处达到最大     

函道螺旋桨设计方法研究

由于函道和螺旋桨互相干扰的复杂性,函道螺旋桨的设计需要较长时间。本文提出了一种在函道螺旋桨初步设计阶段确定桨叶外形的简便方法。首先,根据动量理论计算通过桨盘的流量,再由工程经验估算桨盘前后的压差增量,然后运用叶素理论设计桨叶的几何形状。为了验证该方法的可行性,加工了桨叶和函道,并进行风洞实验。结果表明,设计值与实验测量值吻合较好,说明该方法实用、有效,采用该方法可以加快函道螺旋桨设计过程。     

一种涵道螺旋桨的简便设计方法

由于涵道和螺旋桨互相干扰的复杂性,通常涵道螺旋桨的设计需要较多经验和较长时间。提出一种将动量定理、轴流式通风机相似理论和旋转机械叶素理论相结合的工程方法,该方法应用在涵道螺旋桨初步设计阶段,可快速确定桨叶和涵道初始外形。首先根据动量理论计算通过桨盘的流量,再由轴流通风机相似理论确定桨盘直径与轮毂比,然后运用叶素理论设计桨叶的几何形状。风洞实验结果表明：该设计方法实用、有效,从而可以加快涵道螺旋桨设计过程。     

地效翼船用涵道螺旋桨的设计试验

以涵道螺旋桨取代开式螺旋桨,既满足了小型地效翼船起飞状态的推力需求,也在一定程度上弥补了开式螺旋桨叶尖打水的缺陷。本文建立了涵道螺旋桨桨叶的涡强度分布模型,以涵道螺旋桨的涡强度分布函数代替描述开式螺旋桨涡强度分布的Prandtl动量损失函数,将最小能量损失的设计方法推广到涵道螺旋桨的设计,从而建立了一套完整的涵道螺旋桨的工程设计方法。设计模型的风洞实验结果同理论计算基本吻合,证明了设计方法的可行性。      

螺旋桨升力线理论的匹配渐近展开法分析

在固连于螺旋桨桨叶的非惯性坐标系中,对大展弦比叶片的螺旋奖建立了升力线模型。在匹配渐近展开法分析中引入一假想速度位,导出固连坐标系中的控制方程、边界条件和Ｂｅｒｎｏｕｌｌｉ方程。由匹配渐近展开法的分析表明,在螺旋桨的进距比不是太小的情况下,螺旋桨的升力线理论在固连于螺旋桨桨叶的非惯性坐标系中仍然成立。     

桨叶三维有限元应力分析

某型螺旋桨叶坐标系及约束条件,某型螺旋桨叶片均匀安装在整体桨毂上,叶型剖面重心基本上与桨叶径向Z轴线重合,以飞行的反向定为X轴,桨叶旋转平面为Y-Z。桨叶的边界约束条件较方便,只需将桨叶根部剖面1-1沿径向固定即可,为使在其他方向不致移动,在此剖面上的任意一点同时固定三个方向的位移。      

NH90的特点及其采用的先进技术

一、NH90的一般描述 1.旋翼桨叶翼型为法国航宇公司和法国航空空间研究院研制的QA3族翼型,桨叶呈12％至9％尖削、0.95R外桨尖呈抛物线形。4片复合材料桨叶由泡沫充填的2个玻璃纤维盒形梁的NIDA蜂窝后段件组成。用导电漆复盖的碳和玻璃纤维蒙皮使雷达信号特征最小。桨叶前缘有防腐蚀镍包条并把除冰系统罩在内。NH90复合材     

新概念、新产品、新技术荟萃

X3直升机寻找市场 欧直公司的X3复合旋翼高速直升机在航展进行了首次公开的飞行表演,该机在中程双发AS365“海豚”直升机的基础上发展而来,2台涡轴发动机分别驱动安装在机身两侧的5桨叶螺旋桨,     

桨尖与壁面间隙对涵道螺旋桨气动性能的影响

基于滑移网格模型,通过求解三维非定常N-S方程,分析涵道螺旋桨力学特性和流场分布规律,研究了桨尖与涵道壁面距离,对涵道螺旋桨气动性能的影响.随着桨尖与壁面距离的增大,涵道内桨叶背风面压力逐渐增大,迎风面压力变化不大,使得螺旋桨拉力逐渐增大;涵道内壁面桨盘前低压区压力增大逐渐增大,桨盘后高压区压力逐渐减小,使得涵道附加推...     

桨尖间隙和双桨间距对涵道螺旋桨气动性能的影响

采用基于非结构网格的滑移网格技术,对悬停状态下涵道螺旋桨流场进行了非定常Euler方程数值模拟,分别考查了桨尖间隙和双桨间距对涵道螺旋桨气动性能的影响.桨尖间隙比的变化范围取为0~1.37%,双桨间距变化范围取为0.25~0.65倍的桨叶半径.研究发现:随着桨尖间隙增大,涵道螺旋桨拉力降低,功率载荷减小;桨尖间隙比存在一个临界值,约为1.10%,在该值附近,桨尖泄漏涡显著增强,引起涵道和螺旋桨的拉力分配关系剧烈变化,涵道拉力占总拉力的比值下降10.27%,系统气动性能迅速恶化;大间隙下桨尖泄漏流表现出较强的非定常现象.增大双桨间距可以提高共轴双桨涵道的气动效率,但是因为涵道对螺旋桨滑流的改善作用,这种影响并不显著,气动力的相对变化量在3%以内.     

航空涡桨发动机螺旋桨叶探伤新工艺

一项适用安—12、安—24、安—26、安—30等型飞机并可推广应用于国产运—7飞机螺旋桨叶原位探伤的AB—72螺旋桨桨叶带漆超声波探伤新工艺,最近由中国民航成都飞机维修工程公司研究成功。过去超声波探伤检查桨叶时,操作人员必须将螺旋桨从飞机上拆下,     

某型直升机复合材料桨叶振动特性分析

针对某型直升机复合材料桨叶,在对其结构进行简化的情况下,利用ABAQUS有限元软件建立了简化的桨叶六面体有限元模型。用该模型计算了额定旋转速度下的振动频率及模态,在此基础上,通过调整桨叶大梁、蒙皮、抗扭盒形件、大梁内抗扭层和后缘条的材料及几何参数,分析调整前后桨叶各阶固有振动频率的变化情况。结果表明,调整大梁和蒙皮对桨叶挥舞弯曲固有频率的改变较为有效;调整大梁、后缘条和蒙皮对桨叶摆振弯曲固有频率的改变较为有效;调整抗扭盒形件、蒙皮和大梁对桨叶扭转固有频率的改变较为有效。     

外部轴向激励作用下螺旋桨桨叶动应变频域变化特性试验研究

为了研究外部轴向激励作用对螺旋桨桨叶动应变频域特性的影响,采用应变片和特制的水下数据采集仪对七叶大侧斜螺旋桨桨叶动应变的频域变化特性进行了试验测量研究。试验结果显示,在非均匀来流条件下,螺旋桨桨叶动应变的频域特性能明显反映出非均匀流场的主角频特征与螺旋桨轴频的耦合振动特性。在螺旋桨桨叶的三个不同径向位置处,桨叶的动应变频域变化特性均能够反映出螺旋桨的轴频及其谐频特征。其中,0.6倍螺旋桨半径位置处的动应变特性最为明显,0.8倍螺旋桨半径位置处次之,0.4倍螺旋桨半径位置处的变化最小;当激励频率fe=42Hz和fe=60Hz的两个外部轴向激励分别作用于螺旋桨-轴系时,螺旋桨桨叶动应变频域均会对其产生一个频率响应,其响应频率与激励频率始终保持一致。     

平流层飞艇三叶螺旋桨结构优化方法

为实现螺旋桨轻质量和高固有频率之间的权衡设计，发展了1种桨叶对称削层结构的分区优化方法。为拓宽其高效率的速度和高度范围，应采用变桨距技术，需要设计圆柱形桨叶根部。该桨叶与不同桨距角的桨毂组合装配，可实现人工变桨距，在地面试验中达到高空转速。该螺旋桨采用组合分体式桨毂布局、桨叶内部填充泡沫和碳纤维混合结构，基于NSGA-Ⅱ（non-dominated sorting genetic algorithm），完成了支座固支的桨叶铺层参数优化，得到桨叶质量和频率的Pareto解集，在±10%频率安全裕度外选取最优铺层方案，并与实物测试值对比，结果表明：桨叶质量相对误差2.09%；支座固支的单桨叶频率相对误差9.30%；桨毂固支的组合体频率相对误差2.76%，避开了工作转速共振区间，证明该结构优化方法是合理有效的。     

叶片振动应力的叶根振动监测法及实现技术

提出一种航空螺旋桨叶片振动应力监测方法—叶根振动监测法,通过监测螺旋桨振动来获得叶根振动激励,建立叶片振动计算传递矩阵模型,并由叶根激励振动计算叶片的振动响应和振动应力,进而实现对叶片振动应力的监测.叶根振动可以通过直接测量或由螺旋桨转子支承机匣监测振动换算获得.最后,通过对比桨叶振动应力的计算结果与飞行试验实测结果验证该方法.结果表明,叶根振动监测法简便、易行,可以进一步应用.      

高空长航时无人机螺旋桨后掠桨叶气动研究

由于螺旋桨高速性能欠佳,飞行速度在偏离设计点时气动效率下降很快,以螺旋桨为推进系统的高空长航时无人机难以满足快速爬升和快速机动的设计要求。针对这一问题,将桨叶后掠设计方法应用于高空长航时无人机螺旋桨上,在无后掠桨叶的基础上,分别设计了后掠角为10°、20°、30°、40°、50°五个后掠桨叶。基于周期性边界条件和多重参考系方法求解三维N-S方程,对不同后掠桨叶的气动性能进行了计算。根据计算结果,分析了无后掠螺旋桨气动性能下降的原因和后掠对桨叶气动性能的影响。研究结果表明:高空长航时无人机螺旋桨气动性能下降的原因是定桨距螺旋桨桨叶迎角随飞行速度提高而减小以及桨尖压缩效应的影响;后掠桨叶能提供更大的拉力但也需要更大的功率,当后掠角度处在30°和50°之间时,螺旋桨高速性能最好;后掠桨叶螺旋桨的气动性能受迎角变化、桨尖三维效应、桨尖激波强度、激波-附面层干扰综合影响。     

一种无人机螺旋桨安装特性预测方法

针对用风洞试验选配无人机推进式螺旋桨费用较高的问题,提出用一根螺旋桨的装机风洞试验数据来推算几何参数相同而桨叶安装角不同的一组螺旋桨的装机特性的方法。方法由风洞试验数据计算出螺旋桨桨叶的当量拉力和扭矩系数,通过调整桨叶攻角推算安装角不同的螺旋桨的推力和扭矩特性。计算结果与试验结果的对比表明方法在桨叶安装角变化较小时是准确的。     

翼上螺旋桨构型耦合气动特性及翼型优化设计

针对半环形式翼上螺旋桨构型，研究了螺旋桨-机翼耦合流场特性，并以短距起降（STOL）状态最优升阻特性为目标对机翼翼型进行全局优化。首先，针对螺旋桨-气动面耦合构型，通过动量源法与真实桨叶模型CFD的计算对比，分析动量源法用于该构型设计分析的可行性。其次，为得到有利于桨-翼耦合特征的新翼型，建立了翼上螺旋桨构型自由型面变形（FFD）参数化模型，采用遗传算法对翼上螺旋桨构型机翼翼型进行全局寻优设计，分析了优化翼型参数及流场变化规律。最后，将优化翼型用于三维半环形机翼，分析其流场特性与二维计算结果的异同，验证二维翼型优化的有效性。结果表明：真实桨叶多重参考系（MRF）方法不能准确计算翼上螺旋桨构型下的流场结构，而动量源法计算结果与真实桨叶滑移网格非定常方法较为吻合；采用二维动量源CFD方法进行翼型的遗传算法优化是有效的，受半涵道的保护，二维优化翼型的优势在三维构型中得到了有效继承；翼上螺旋桨构型的翼型优化应当着重关注翼面曲率变化，在本文计算状态下，通过增加桨盘附近翼面曲率、保持附着流动来加强Coanda效应，有效实现了气动增升，优化后机翼升力提高了22.51%，显著减弱桨盘后高压区并产生二次吸力峰值，同时保持了机翼负阻力特性。     

复合材料螺旋桨结构多目标优化设计

在螺旋桨桨叶结构设计的工程实践中,减轻重量和增加扭转刚度是两个主要目标,而复合材料的应用增加了螺旋桨结构的可设计性。以某复合材料螺旋桨为例,基于有限元方法,以桨叶的复合材料铺层数量与铺层角度为优化设计变量,以螺旋桨桨叶强度、弯曲刚度为约束条件,采用快速非支配遗传算法(NSGA-Ⅱ)对该复合材料螺旋桨进行多目标优化设计。得到了关于两个目标函数的帕累托解集,即综合考虑桨叶质量与扭转刚度两个指标的最优设计参数集。本文为复合材料螺旋桨的结构设计提供了一种有效的思路。     

基于桨叶角法的螺旋桨拉力确定方法研究

以SAE AIR4065A指南为基础,对计算螺旋桨拉力的桨叶角法进行了理论推导,考虑诱导速度和不同前进比的影响,对指南中简化后的桨叶角法进行了完善,从而提高了桨叶角法的准确性。以NACA CLARK-Y翼型的试验数据为基础,对改善后的桨叶角法进行了验证。验证结果表明,改善后的桨叶角法能够有效提高不同工况下螺旋桨拉力系数的预测精度。针对飞行试验的需求,提出了在试飞中应用桨叶角法确定飞机螺旋桨拉力的具体思路。