螺旋桨拉力计算验证及参数敏感性分析

本文介绍了桨叶角法理论基础并给出了计算表达式,同时考虑了诱导速度和不同前进比的影响,在此基础上给出了螺旋桨拉力的计算步骤。以某型螺旋桨缩比模型风洞试验结果为基础,对桨叶角法进行了验证。同时针对螺旋桨拉力确定试飞所测量的关键参数进行敏感性分析与评估。计算及分析结果表明,桨叶角法能够准确地预测出不同工况下的螺旋桨拉力系数,满足工程应用要求,为后续某型螺旋桨拉力确定试飞提供了理论基础。     

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。     

基于CFD 的螺旋桨拉力确定方法

针对螺旋桨拉力确定问题，以某型螺旋桨飞机为研究对象建立3 维实体模型，采用CFD 方法进行数值计算。利用分区拼 接网格对螺旋桨及飞机短舱复杂组合体进行分块处理；在此基础上基于滑移网格方法，采用雷诺平均NS（RANS）湍流模型，针对不 同高度、来流速度及桨叶角进行仿真计算。根据计算结果分析螺旋桨飞机流场特性，并以螺旋桨拉力为重点，总结了螺旋桨工作特 性随飞行Ma 和飞行高度的变化规律。结果表明：螺旋桨拉力随飞行Ma 的增大而减小，随着桨叶角的增大而增大，可为后续涡轮螺 旋桨发动机总净推力的确定方法提供技术支撑。     

航空发动机滑油压力和温度最大影响参数的一种确定方法

以初步确定的试飞中滑油压力和滑油温度影响参数集合为基准输入参数,基于大量试飞数据,采用人工神经网络方法,获得滑油压力模型和滑油温度模型的基准结果。随后,采用不同的基准输入参数子集进行人工神经网络计算,以模型计算结果与试飞结果的最大偏差、偏差分布范围作为判据,与基准结果对比,确定滑油压力和滑油温度的最大影响参数。最后,建立发动机全包线试飞、全工作状态的滑油压力和滑油温度最大影响参数确定方法。该方法对滑油系统的试飞内容规划、状态预判和安全监控等具有重要的指导作用。     

多发飞机着陆进场最小操纵速度人机闭环仿真

为了提高着陆进场最小操纵速度(VMCL)的分析预测精度,提出了一种通过人机闭环数学仿真来计算多发飞机着陆进场VMCL的方法。考虑临界发动机突然停车后拉力的衰减过程、驾驶员意识到发动机失效后采取操纵的时间延迟,以及符合VMCL验证试飞操纵特点的驾驶员模型,建立了能够真实模拟VMCL验证试飞过程及驾驶员操纵策略的某型四发螺旋桨飞机人机闭环仿真数学模型。仿真结果表明,该方法可以准确模拟VMCL验证试飞时发动机衰减特性、舵机动态特性、驾驶员反应延迟等因素的影响,以及飞机各运动参数的动态变化过程。     

航空发动机试飞关键参数趋势监控的实现及应用

为了实现航空发动机滑油压力、滑油温度、振动值在试飞中的趋势监控,采用神经网络方法对某型发动机大量试飞数据进行训练和验证,获得了这几个参数全过程较为准确的计算模型。计算模型应用于该型号另1台发动机参数趋势监控中,在应用前,利用有限架次试飞数据修正了这几个参数的计算模型,采用动态链接库形式实现计算模型与原有实时监控系统的协同工作,进行了模型计算结果和试飞结果趋势实时对比监控。结果表明:模型计算结果和试飞结果变化趋势吻合良好,说明了神经网络计算模型的准确性以及在关键参数趋势监控中的工程实用性。     

混排涡扇发动机推力确定方法研究

引入具有物理意义的混合效率作为喷管特性,用于混排涡扇发动机推力确定。基于混合室入口内外涵参数,建立数学模型计算假设内外涵气流完全混合和不混合情况的推力,同时设置相应的边界条件,用数值模拟结果作为实际推力,得到不同试验点的混合效率。采用回归分析函数得到混合效率的特性方程。实际应用中,利用测取的混合室入口参数计算完全和不完全混合时的推力,再引入混合效率确定实际推力。利用该型发动机地面台架试验数据对本计算方法进行验证,计算结果与实测推力的相对误差均在2.0%以内,满足工程试飞要求。     

关于CFD验证确认中的不确定度和真值估算

本文回顾了CFD验证、确认中不确定度的概念和研究方法,CFD的不确定度尚无表达式可以使用。本文也讨论了现在正在进行的实验验证,对各个参加验证的软件,如何作出定量的精度评价也缺乏原则。针对这些情况,我们在不改变不确定度定义的前提下,对不确定度作了新的解读,即不确定度可解读为计算值或实验值与真值准确到前n位,从而可给出不确定度的表达式和真值估算的原则。并根据大样本数据的统计理论,对真值认为接近数学期望,从而给出准确到n位真值的计算方法。这个方法,可用于计算结果的检验,例如当模型一定时,可用此法寻求计算方法的真值,对算法进行检验;如算法一定模型改变时,也可用于检验模型的可靠性。利用这种方法,在没有实验结果的情况下,也可评价各计算软件的质量。这个方法当然也可以运用处理实验数据。因为CFD中计算模型是人为建立的,虽然可以检验它的解是否正确,但与物理情况是否一致,并未得到回答。因此,开展实验验证是必需的。     

模型自由飞试验中的螺旋桨动力模拟方法研究

开展螺旋桨飞机模型自由飞失速试验需要准确地模拟螺旋桨动力状态。通过对模型自由飞失速试验 动力相似准则和螺旋桨动力模拟相似准则的分析,推导出螺旋桨飞机模型自由飞失速试验中所需要遵循的相 似准则关系;以此开展某四发螺旋桨飞机模型自由飞试验,通过控制螺旋桨转速、设计桨叶角,满足拉力系数和 前进比相等,模拟全尺寸飞机螺旋桨动力特性,获得的失速特性与飞机风洞实验结果一致。结果表明:该方法 能够准确模拟飞机失速过程的螺旋桨动力状态,可为飞机失速试飞提供重要的数据支撑,并为国内后续螺旋桨 类飞机模型自由飞试验失速试飞研究提供理论和试验方法。     

基于拼接网格的孤立螺旋桨特性研究

以某型螺旋桨为研究对象,采用CFD方法对螺旋桨滑流进行数值计算。利用分区拼接网格技术对螺旋桨旋转区域和外流场域进行网格划分及拼接;在此基础上采用雷诺平均N-S方程,雷诺应力项采用RNG k-ε湍流模型,基于滑移网格方法开展了针对不同高度、不同来流速度及桨叶角的仿真计算。仿真结果表明,数值计算的螺旋桨特性数据与风洞实验数据整体趋势吻合度好,满足工程应用要求,可为后续安装条件下螺旋桨的拉力研究提供参考依据。     

结合不确定度的发动机模型辨识气路诊断

针对航空发动机气路诊断中测量参数个数小于待诊断参数个数的不适定问题,利用了发动机平衡技术,结合非线性的发动机数学模型,并综合考虑了测量参数的不确定度和理论模型部件性能的不确定度,建立了一种结合不确定度的发动机气路故障诊断辨识算法——变分加权最小二乘法,并将该算法应用于某发动机的诊断分析中.结果表明:运用该方法可分析出测量数据和模型计算数据之间的差别,同时,利用所得的故障参数修正量修正原发动机数学模型,使模型计算推力与试验测量推力最大偏差由8.25%减小到1.66%,耗油率最大偏差由6.25%减小到1.50%.      

一种高效率螺旋桨设计方法

提出了一种高效率螺旋桨设计方法,该方法根据给定的飞行速度、螺旋桨转速、拉力、螺旋桨直径、桨叶数、翼型,能够计算出最大效率螺旋桨的几何特性,包括:桨叶的弦长分布、桨距角分布、效率、拉力系数、扭矩系数、功率系数.分别按爬升状态和巡航状态的工作参数设计了某型飞机的螺旋桨,得到了桨距角和弦长沿径向的分布.对螺旋桨的缩比模型(直径为0.84m)进行了风洞试验,风洞试验结果表明:螺旋桨在巡航状态的效率是83.02%,爬升状态的效率是79.13%.      

一种基于螺旋桨部件特性的螺旋桨建模方法

通过缩比法,利用螺旋桨通用部件特性获得期望研究的螺旋桨部件特性,提出了飞行速度不为零条件下的螺旋桨数学模型建模算法,同时,借鉴缩比后螺旋桨部件特性、螺旋桨定桨叶角工作性能曲线以及螺旋桨空气动力学原理,分析了静拉力状态下的螺旋桨功率系数、拉力系数、桨叶角、螺旋桨静态推力进距比阈值以及螺旋桨几何设计参数的相互作用关系,提出了静拉力状态下的螺旋桨数学模型建模算法。所述算法与Gas Turbine Simulation Program (GSP)软件仿真数据进行了数字仿真对比验证。结果表明:所提出的螺旋桨建模算法具有有效性,在前进状态下,螺旋桨拉力相对误差最大不超过6.6059×10-6，需求功率相对误差最大不超过5.5098×10-6，效率相对误差最大不超过6.6955×10-6。      

球轴承接触角测量仪的动态不确定度

考虑球轴承接触角测量仪的自身动态特性、轴承外圈的试验转速、试验加载力对测量仪测量精度的影响，建立了测量仪的动态不确定度计算模型。针对小样本试验测试结果，采用灰色理论的方法评价了球轴承接触角测量结果的不确定度。基于不确定度的分离原理，分离出测量仪的自身动态特性、外圈转速、试验加载力对测量不确定度的影响规律，建立了接触角测量的动态不确定度计算模型，并通过实际算例验证了模型。建立的测量仪动态不确定度计算模型可用于预测不同工况下的接触角测量不确定度，有助于及时对测量仪进行相应的校准，以提高接触角测量结果的精度。      

用参数辨识法进行直升机悬停性能拓展

准确计算直升机在不同飞行状态的有效气动参数对于确定直升机飞行性能具有重要意义。然而,由于复杂的旋翼空气动力现象以及直升机状态和环境条件的变化,准确预估气动参数有较大难度。为此,采用无量纲分析法建立直升机悬停状态的数学模型,首先对参数重组,确定了几个悬停状态重要参数,包括气动参数和直升机状态参数;然后,以直-9×型直升机为例,结合实际试飞数据,提出了用最小二乘法对该模型进行参数辨识的方法;最后,通过相关性分析,确定了辨识方法的可行性,并将辨识结果有效地用于直升机悬停性能拓展。结果表明,这种利用参数辨识进行性能拓展的方法是可行的,由于辨识结果是利用实际试飞数据确定的,拓展结果具有较高的可信度。这种数据处理方法可有效减少试飞周期,节约试验成本。     

双参数传热实验的液晶瞬态测量不确定度分析

以气膜冷却为例,利用多元隐函数求导的方法推导了双参数传热实验中采用液晶进行瞬态测量时的双参数不确定度计算关系式,采用不确定度传递系数研究了双参数不确定度与温度测量不确定度的关系,得到了不确定度传递系数随主流及二次流无量纲温度的变化曲线,分析了主流及二次流无量纲温度参数对双参数测量不确定度的影响.结果表明,提高主流温度或者增大两次测量中二次流的温差可以减小实验双参数测量不确定度.      

某型无人机螺旋桨的设计与气动性能分析

为了提高某型无人机(UAV)的航时,螺旋桨应该具有高的巡航效率、足够的爬升拉力。利用高效率螺旋桨设计方法设计了某型无人机的两叶木质螺旋桨,获得了螺旋桨的弦长和桨叶角分布,基于片条理论计算了螺旋桨的气动性能,进行了螺旋桨的地面静态试验。结果表明:螺旋桨性能计算结果与台架试验结果具有较好的一致性,螺旋桨性能计算的巡航效率为83.81%,巡航拉力为222.95 N。设计的两叶木质螺旋桨可以满足某型无人机的巡航效率与拉力需求。     

七叶侧斜螺旋桨设计参数对空泡性能的影响研究

为建立有效的预报螺旋桨空泡性能的方法,并基于该方法参数化分析七叶侧斜螺旋桨设计参数对空泡性能的影响,基于CFD方法建立了螺旋桨全湿流和空泡流非定常数值计算模型。通过对DTMB4381标准螺旋桨全湿流及空泡数值模拟结果与试验值的对比,验证了计算模型的准确性。通过对网格的收敛性分析,验证了收敛性并保证了计算精度。采用B样条曲线拟合方法拟合某七叶侧斜螺旋桨设计参数,通过改变控制点的值改变设计参数的分布型式。在此基础上重点分析了该七叶侧斜螺旋桨桨叶侧斜、弦长以及纵倾分布型式对螺旋桨空泡性能的影响,计算表明加大侧斜能够减小空泡面积,使空泡的随边边界向桨叶中心偏移,增大侧斜后螺旋桨平均推力较原型桨增大9.0%;增加盘面比会使空泡面积增大,但会降低螺旋桨单位面积的平均负载,增加盘面比后螺旋桨平均推力较原型桨增大11.8%;同时桨叶向压力面弯曲或向吸力面弯曲的计算都表明,一定程度的纵倾有利于改善螺旋桨的空泡性能。     

电传运输类飞机气动模型校准与验证试飞方法

针对电传运输类飞机气动模型试飞校准与验证工作中,试飞数据的高相关性导致的无法有效获取气动模型参数的问题,提出了一种通过优化设计试飞动作与试验状态,隔离相关性高的气动模型影响因素,逐步实现对气动模型参数试飞校准的方法。试飞验证结果表明,该试飞方法可有效支持气动模型试飞校准工作,且校准后的气动模型满足CCAR-60客观测试的容差要求。     

某电动飞机螺旋桨气动特性数值模拟与风洞试验

以某型电动飞机螺旋桨为研究对象,基于RANS方程和SST湍流模型的MRF方法对螺旋桨进行高精度滑流准定常数值模拟和性能计算。为了验证计算和设计的合理性,对该型螺旋桨进行了缩比模型风洞试验。试验结果表明,数值模拟计算结果与风洞试验数据吻合较好,证明该方法可为螺旋桨设计提供指导。