关键设计参数对摆线桨气动性能影响

以西北工业大学自行研制的摆线桨飞行器为研究对象,对简化的二维摆线桨模型进行了非定常数值模拟.在数值模拟模块中,桨叶的公转及俯仰振荡运动采用弹簧近似光滑模型和局部重划模型相结合的动网格技术来处理.重点研究了关键设计参数对摆线桨气动性能的影响,结果表明:随着桨叶数的增加,悬停气动效率提高;随着翼型厚度增加,推力变大,气动功耗减小;桨叶俯仰轴位置位于桨叶弦向中部位置时的功率载荷最大,悬停气动效率最高;随着最大俯仰角增大,气动功耗逐渐增加,悬停气动效率降低;当桨叶上、下半周最大俯仰角之和一定时,采用上半周最大俯仰角小的设置时,推力和气动功耗较大,悬停气动效率也更高.      

桨叶实度及轴间距对摆线桨气动特性影响研究

悬停状态下,设计参数和摆线桨间距离对摆线桨的气动特性有较大影响。首先通过算例验证滑移网格计算方法应用于摆线桨悬停状态下气动力计算的准确性,然后研究摆线桨在不同半径、弦长和桨叶数时的气动参数特性,最后计算分析不同距离时,摆线桨间的气动干扰特性。结果表明:随着半径增大,桨叶气动力和单位面积上载荷均增大;弦长越大,气动力越大,桨叶单位面积上载荷反而越小;4叶片摆线桨产生的气动力比3叶片和6叶片大,而3叶片的桨叶载荷最大;合力偏转角分别随转速和实度的增大而减小;随着摆线桨间距离的增加,气动力损失系数和合力偏转角均减小。     

基于升力面自由尾迹的直升机旋翼悬停性能参数影响研究

 最大悬停效率(FM_max)作为衡量旋翼悬停性能的常用指标,反映了旋翼能达到的最大悬停效率,但不能反映旋翼在一定桨叶载荷范围内保持高悬停效率的能力,本文给出了旋翼悬停保持能力的定义.为更准确地反映桨叶涡量分布,建立了基于升力面理论的桨叶气动模型;考虑有弯度翼型的影响,将涡量布置于翼型中弧线,随后基于自由尾迹模型、耦合刚性桨叶挥舞运动方程、翼型动态失速模型以及二阶精度时间步进格式建立了升力面自由尾迹方法.通过计算模型旋翼在不同桨尖马赫数下的悬停效率,并与试验数据对比,验证了方法的准确性.相比于升力线自由尾迹方法,建立的升力面自由尾迹分析方法能显著提高旋翼悬停效率计算精度.最后分析旋翼关键设计参数对悬停性能的影响,得到设计参数影响旋翼悬停保持能力的新规律.     

基于LB动态失速模型的摆线桨气动性能计算方法

在Mcnabb摆线桨计算模型的基础上,提出了基于LB动态失速模型的改进的气动力计算模型。该模型可以计入叶片分离流动和叶片翼型升阻特性的影响,从而提高摆线桨悬停状态下的气动力计算精度。将计算结果与悬停时不同条件下的摆线桨的实验结果和原计算模型进行了对比,结果表明,所提出的计算模型具备很高的计算精度,可以用于摆线桨悬停状态下的气动性能设计与分析。通过对计算结果的分析,揭示了摆线桨具备高气动效率的部分机理。     

四轴滚翼飞行器悬停状态纵向气动干扰研究

为了研究四轴滚翼飞行器悬停状态的纵向气动干扰特性,首先说明了四轴滚翼飞行器的基本构成以及布局形式,然后验证了基于滑移网格技术的二维CFD建模应用于摆线桨气动力计算的准确性,最后计算分析了悬停状态时,四轴滚翼飞行器摆线桨纵向两两之间的气动干扰特性。结果表明:在悬停状态时,对于单个摆线桨而言,随着转速的增大,合力的偏转角逐渐减小,升力明显增大;随着间隔距离和转速的增大,两个摆线桨之间的纵向气动干扰逐渐减小,每一个摆线桨的升力损失逐渐减小;摆线桨纵向两两之间的气动干扰主要体现在方位角60°～300°的桨叶上。     

微小型摆线桨气动特性数值研究

对微小型摆线桨模型进行了理论分析,确定了一种常见的桨叶绕自身轴旋转运动的规律。由于摆线桨产生的气动力主要来自于桨叶自转带来的动态升力,通过NACA0012翼型低雷诺数动态失速过程的数值模拟和实验对比,验证了采用嵌套网格技术的非定常N-S方程数值解法的准确性。通过对摆线桨二维非定常流场的计算和分析,得到了在悬停和前飞状态下,摆线桨产生气动力的大小、方向以及气动效率与桨叶运动规律的关系。然后分析了不同数量桨叶之间的相互干扰,发现3~4片桨叶较为合适。最后对三维摆线桨流场进行了仿真模拟,发现在转速不变的情况下,随着前进比J的增加,摆线桨产生的矢量推力大小变化不大,但方向变化明显。     

改进型CLOR桨尖旋翼气动特性试验研究及数值分析

 通过风洞试验及数值模拟对具有改进型CLOR(CLOR-Ⅱ)桨尖的旋翼悬停和前飞状态气动特性开展研究。在CLOR桨尖旋翼试验及数值分析的基础上,考虑旋翼非定常流场特点,兼顾旋翼悬停和前飞气动性能,对旋翼桨叶的气动外形进行了改进,主要包括采用多种翼型优化配置以综合改善旋翼前行侧压缩性及后行侧桨叶失速特性,并考虑旋翼前飞状态对其桨叶动力学特性的需求,重新设计了桨尖前后缘的外形。在风洞中分别对3种旋翼进行多种状态条件下的试验研究,为从流动细节上获得不同桨尖旋翼的气动特性差别,采用计算流体力学(CFD)方法对试验状态进行了数值模拟对比。对更高转速状态进行模拟,结果表明相对于其他两种旋翼,CLOR-Ⅱ桨尖旋翼在改善跨声速特性和提高失速迎角等方面具有明显优势,而且综合提高了旋翼悬停和前飞气动性能。     

大型民机翼型变弯度气动特性分析与优化设计

为了提高飞机巡航过程中升力系数、马赫数变化后的气动效率,大型民用运输机开始采用机翼变弯度技术。以典型远程宽体客机翼型为例,研究了翼型后缘变弯度对气动性能与压力分布的影响。利用代理模型建立了不同巡航设计工况下,翼型后缘弯度与气动性能的关系。以此为基础,提出了基于代理模型的大型民机翼型变弯度设计优化方法。算例研究表明,在给定巡航升力系数与马赫数下,该方法可以预测出翼型的最佳弯度,从而改善非设计点气动性能。该方法对大型民机机翼变弯度构型设计工作有一定的工程意义。     

抛物线后掠桨尖旋翼悬停气动特性试验及理论分析研究

对一种新型桨尖旋翼开展了悬停状态气动特性的试验和理论分析研究.该旋翼桨叶截面选择OA翼型配置,桨尖为抛物线后掠加下反形式.首先,在旋翼台上测量了该旋翼在不同总距条件下的桨叶表面压强分布,并与数值计算的结果进行了对比.为进一步分析旋翼桨尖形式对悬停气动特性的影响,本文还计算了带不同下反角桨尖形式旋翼在相同工作状态下的桨叶表面压力分布.综合试验及理论分析结果,得到了一些有意义的结论.     

涵道风扇布局参数对其气动特性的影响研究

基于Navier-Stokes方程开展了不同气动布局参数下的涵道风扇非定常气动特性数值模拟研究。首先,结合滑移网格方法建立了适用于涵道风扇流场求解的数值模拟方法,并基于NASA涵道风扇试验模型开展了气动性能计算验证。随后,基于所建立的CFD方法开展了涵道风扇气动布局参数对其气动特性的影响研究,揭示了悬停状态下桨尖间隙和桨盘/涵道轴向相对位置对涵道风扇流场与气动性能的影响规律。结果表明：较大的桨尖间隙对桨尖涡的抑制作用减弱,导致涵道风扇的气动性能大幅降低,同时,桨尖涡强度的增加极大地改变了桨叶尖部的压强分布;当桨盘由基准位置向涵道出口方向移动时,涵道内的诱导速度分布发生改变,涵道唇口处气流速度降低,唇口的负压峰值下降,导致涵道拉力减小,当桨盘位置由基准位置向涵道入口移动时,桨尖涡的卷起对唇口处流动的影响加剧,导致涵道拉力明显降低。     

Aerodynamic optimization design of general parameters for cycloidal propeller in hover based on surrogate model

A surrogate-model-based aerodynamic optimization design method for cycloidal propeller in hover was proposed, in order to improve its aerodynamic efficiency, and analyze the basic criteria for its aerodynamic optimization design. The reliability and applicability of overset mesh method were verified. An optimization method based on Kriging surrogate model was proposed to optimize the geometric parameters for cycloidal propeller in hover with the use of genetic algorithm. The optimization results showed that the thrust coefficient was increased by 3.56%, the torque coefficient reduced by 12.05%, and the figure of merit (FM) increased by 19.93%. The optimization results verified the feasibility of this design idea. Although the optimization was only carried out at a single rotation speed, the aerodynamic efficiency was also significantly improved over a wide range of rotation speeds. The optimal configuration characteristics for micro and small-sized cycloidal propeller were: solidity of 0.2-0.22, maximum pitch angle of 25°-35°, pitch axis locating at 35%-45% of the blade chord length.      

轴向超声速通流串列构型弦长比对气动性能影响的数值研究

为避免高马赫数、大攻角来流引发的叶片颤振,将串列叶片技术引入到超声速通流风扇叶栅中,对其进行串列改型及气动性能研究。利用准二维数值模拟,对串列叶片前、后排叶片的弦长比参数进行了详细的对比研究。结果表明：影响气动性能的关键因素是后排叶片进口压力侧激波的落点,在本文研究条件下,随着弦长比的减小总压损失呈减小的趋势,当弦长比由0.99减小到0.43时,设计攻角下,15°折转角叶型总压损失可减小27%,30°折转角叶型总压损失可减小38%。进一步的研究表明,通过减小弦长比可有效控制后排叶片前缘斜激波在相邻叶片吸力侧的落点以实现损失降低,并且这种降低效应在小弯角叶型上比大弯角叶型更容易实现。     

进口附面层对大转角弯曲扩压叶栅气动性能的影响

在低速条件下,对不同进口附面层厚度的大折转角环形弯曲扩压叶栅进行了实验和数值研究,分析了在不同厚度的进口附面层条件下叶片弯曲对扩压叶栅气动性能的影响.结果表明,相比实验进口附面层条件,当进口附面层较薄时,在多数冲角情况下采用正弯叶片对叶栅气动性能的改善程度都有所增大,而较大正冲角时,在较大折转角叶栅中采用较大弯角的正弯曲叶片仍然引起损失激增.      

小叶片弦长对跨声轴流风扇气动性能的影响

针对某型跨声轴流风扇大小叶片转子,通过优化去除小叶片中弧线形状的影响,对比分析了最高效率点工况下小叶片弦长对转子气动性能的影响.发现小叶片前缘膨胀波可以调整大叶片壁面附面层逆压力梯度段的长度和逆压梯度的强度.正确选择小叶片前缘位置可以降低附面层损失,抑制大叶片后部分离,合理分配气动负荷.      

Influence of blade negative twist on aerodynamic performance of cycloidal propeller

In order to improve the analysis accuracy of the influence of shape parameters on the aerodynamic performance of cycloidal propeller, a set of CFD methods suitable for the simulation of the cycloidal propeller flow field based on the dynamic overset mesh and Unsteady Reynolds time average method equation were established. The characteristics of the spanwise lift distribution and surface pressure distribution in case of different negative twist were provided. The influence of the negative twist on the aerodynamic performance of cycloidal propeller was emphasized. The results showed that, the change of negative twist caused the change of azimuth for cycloidal propeller lift. The larger the absolute value of negative twist, the lower the figure of merit of the cycloidal propeller; the smaller the negative twist, the more gentle the instantaneous aerodynamic fluctuation; the influence mechanism of negative twist on the aerodynamic performance of cycloidal propeller was generated from changing the non-uniform distribution of the cycloidal propeller''s effective angle of     

高空飞艇螺旋桨优化设计与气动性能车载试验

结合某高空飞艇螺旋桨的总体设计方案要求,完成螺旋桨的优化设计以及气动性能车载试验.采用叶素动量理论作为螺旋桨气动性能的计算方法,并通过风洞试验验证了该方法的可靠性.结合遗传算法对螺旋桨的弦长和扭转角进行了优化,使螺旋桨更加高效轻质,优化后螺旋桨设计点的气动效率增加了2.3%.建立螺旋桨车载试验测控系统,可以改变试验海拔高度和大气参数,得到优化设计螺旋桨不同工况的气动性能.试验结果表明,相同转速和来流条件下,海拔越高,螺旋桨的推力和扭矩越小.海拔为3-6km时,全尺寸高空飞艇螺旋桨计算推力和扭矩与试验结果的平均相对误差分别为2.8%和9.2%,两者基本吻合,从而验证了高空飞艇螺旋桨车载试验的准确性.      

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。      

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。     

摆线桨非定常动态失速的三维效应

对摆线桨三维全尺寸模型进行了非定常数值模拟。验证了两种嵌套网格方法的可靠性与适用性,针对二维/三维情况下摆线桨非定常涡流动特性及诱导分离特性开展了数值分析,重点研究了展向气动力随方位角的分布与全局流场的诱导速度分布,并分析了尾迹捕捉精度与涡量耗散特征。结果表明:受摆线桨切向速度、展向诱导速度等三维效应影响,两种计算结果的瞬态气动力极值差值达到44%。三维动态失速涡的产生、脱落与再附明显弱于二维翼型情况,这对于摆线桨非定常气动特性有较大影响。