共查询到17条相似文献,搜索用时 140 毫秒
1.
2.
3.
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。 相似文献
4.
5.
6.
7.
目前工程上采用地面状态检测转速的方法对无人机螺旋桨性能合格与否进行判断,但实际使用中该方法的效果并不理想。以螺旋桨地面发动机测试台检验转速结果为基础,采用风洞试验方法对同一型号不同批次的螺旋桨在实际飞行状态下的气动特性进行有效测量,同时利用飞行性能仿真方法,对同一无人机匹配参试螺旋桨后的飞行性能变化情况进行比较。结果表明:螺旋桨的效率、推力系数和功率系数等气动性能与地面检测转速值并没有直接关系,即发动机地面台架试验方法在螺旋桨性能检验中应该仅起到参考作用,而非决定性作用。 相似文献
8.
9.
目前,中小型活塞动力无人机所配备的螺旋桨主要是两叶定距螺旋桨,其桨叶布局特征主要体现桨尖和桨根较窄,桨叶中部较宽,但在实际使用中发现,此类螺旋桨匹配无人机后飞行性能表现不佳。针对低速中小型活塞动力无人机,设计一种矩形薄型直桨叶二叶螺旋桨方案。将该螺旋桨方案与其他七种方案进行风洞试验,分别对各方案在零风速和巡航速度下的性能特性进行系统研究。结果表明:与其他方案相比,采用矩形桨叶设计的螺旋桨在静推力、功率、效率、拉力系数、功率系数等关键性指标上均表现出优异特性,尤其是在同样功率输入下,具有最低转速的特性,因此该方案螺旋桨具有优良的装机匹配特性。 相似文献
10.
11.
研究了单级涡轮增压活塞螺旋桨推进系统(STS)的部件法数学模型,给出了STS的联合工作方程组,给出了STS的调节方式,计算了STS的高度 速度特性.从总体及各部件的高度 速度特性方面比较了STS和双级涡轮增压活塞螺旋桨推进系统(DTS).研究表明:选择的STS调节方式可满足其设计目标,相比于DTS实际功率保持高度为12.5km,STS的实际功率保持高度可达到5.5km;在选用相同的螺旋桨和发动机的前提下,STS和DTS中各部件特性的变化规律基本一致,但STS的推进效率、单位推力耗油率、推进系统总效率在高度 速度特性图中的变化范围大大窄于DTS的. 相似文献
12.
13.
为实现对涡桨推进系统整体推进性能的数学模型模拟,以螺旋桨/桨扇作为受飞行外流条件影响的推进系统内流部件之一,引入其特性图,用跟随流量方法解决螺旋桨-自由涡轮转子与涡桨发动机燃气发生器的流量平衡、功率平衡,发展了螺旋桨-自由涡轮涡桨发动机内流特性部件法数学模型,实现了对该类涡桨系统稳态/过渡态的数值模拟。对某8MW三轴桨扇发动机的台架转速特性和飞行任务剖面特性的数值模拟结果表明:该数学模型可以较为准确模拟出包含桨叶变动桨距角、攻角等在内的外流螺旋桨/桨扇部件工作点详细参数,和高度、速度、涡轮前温度同时变化的多条件、多变量涡桨发动机的稳态/过渡态推力、推力耗油率等特性. 相似文献
14.
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。 相似文献
15.
通过对压燃式航空活塞发动机的空燃比进行需求分析,采用发动机转矩需求的逆向倒推法,从螺旋桨的转矩需求倒推至发动机总转矩需求,建立转矩需求的主控通道和前导通道的控制模式,前导通道是利用微分控制的超前特性,加快转矩控制的动态响应能力。由相关转矩需求和进气量估算模块计算后,建立了最优空燃比控制的计算方程,实时计算得到对应的每循环总喷油量。在模拟保持飞机从零海拔起飞至1 890 m的发动机最大转矩输出条件下,列举了定海拔恒转速变转矩工况和定海拔发动机外特性工况的实验分析。实验结果表明:采用最优控制理论建立的空燃比控制,既保障了过量空气系数处于合理范围1.3~3.5之内,发动机的工作效果又能达到预期目标。 相似文献
16.
17.
Accurate fuel injection control of aircraft engine can optimize the energy efficiency of UAV power system while meeting the propeller speed requirement. Traditional injection control method such as open-loop calibration causes instability of fuel supply which brings the risk of power loss of UAV. Considering that the closed-loop control of AFR can ensure a stable fuel feeding, this paper proposes an AFR control based fuel supply strategy in order to improve the efficiency of fuel-powered UAV while obtaining the required engine speed. According to the optimum fuel injection results, we implement fuzzy-PID method to control the set AFR in different situations. Through simulation and experiment studies, the results indicate that, to begin with, the calibrated mathematical model of the aircraft engine is effective. Next, this fuel supply strategy based on AFR control can normally realize the engine speed regulation, and the applied control algorithm can eliminate the overshoot of AFR throughout all the working progress. What is more,the fuel supply strategy can averagely shorten the response time of the engine speed by about two seconds. In addition, compared with the open-loop calibration, in this work the power efficiency is improved by 9% to 33%. Last but not the least, the endurance can be improved by 30 min with a normal engine speed. This paper can be a reference for the optimization of UAV aircraft engine. 相似文献