临近空间螺旋桨气动性能分析

基于叶素理论和儒可夫斯基涡流理论,通过求解螺旋桨合成速度、速度环量及诱导速度的非线性方程组,分析了高度为20 km的临近空间中桨叶数目、桨径长度、旋转速度及前进速度对螺旋桨气动性能的影响。结果显示:诱导速度、拉力、扭矩沿桨径的分布规律都是先增大后减小;螺旋桨拉力随桨径长度、旋转速度的增大而增大,随前进速度的增大先增大后减小且峰值在0.45 Ma左右;螺旋桨效率随桨叶数、桨径长度和旋转速度的增大而减小,随前进速度的增大先增大后减小且峰值在0.1 Ma左右。     

电动无人机动力系统建模与实验

基于叶素修正理论和三维机翼气动系数计算公式,提出了一种分析双叶定距螺旋桨的新方法.并根据外转子无刷电动机工作原理及其特性,建立起电动无人机动力系统性能特性计算的数学模型.使用该模型分析了17组不同螺旋桨和电动机的零空速实验数据,结果表明:该模型原理正确,精度较高,且具有良好的工程操作性,能够有效提高电动无人机动力参数设计的可信度和精度.      

螺旋桨目标的ISAR回波信号建模与分析

建立了一种螺旋桨回波散射点叠加模型（BSPS）。给出了基于逆合成孔径雷达（ISAR）成像的螺旋桨调制模型（IBJEM）。根据螺旋桨的ISAR回波特性,对三种有不同螺旋桨结构的桨叶回波进行了成像仿真,讨论了螺旋桨结构参数对桨叶回波特性的影响。研究结果表明：该模型有较大的实用价值。     

航空市场

英国可能继美国之后研制可变形的两栖微型航空器一名参与过美国空军研究实验室(AFRL)开展的名为变形空陆两栖平台(MMALV)的探索性研究与验证     

螺旋桨发动机飞机动力模拟试验的一种新方法

笔者从螺旋桨动力模拟试验中力矩和动力的双配平概念出发,介绍了一个新的模拟思路,改进了原来的试验方法.这个方法用一条目标曲线,几个螺旋桨桨叶角,模拟了飞机的10个飞行状态.方法简单,概念清楚.试验证明结果合理.     

滑流对飞机俯仰静稳定裕量影响及平尾优化研究

螺旋桨飞机的滑流是影响飞机气动性能的重要因素。某飞机初始方案试验数据表明:在起降构型大拉力情况下,该机存在中小迎角俯仰静不稳定现象,严重影响飞机飞行安全。为提高飞机中小迎角俯仰静稳定裕量,通过对飞机气动数据的深入研究,对俯仰静稳定裕量降低的原因进行了分析,结果表明:中小迎角出现俯仰静不稳定的主要原因是迎角变化过程中平尾进出滑流影响区,导致平尾效能出现明显变化。结合飞机布局特点,提出了降低平尾高度的方法,减小动力不利影响。经试验验证,该方法能明显改善飞机中小迎角下俯仰静稳定性,有效扩展飞机小迎角俯仰稳定范围,使其满足总体设计要求。     

涡轮螺旋桨飞机单发自转状态的运动分析

多发涡轮螺旋桨飞机单发停车,螺旋桨进入自转状态产生负拉力,这一特情必将危及飞行安全。首先说明螺旋桨自转工作状态,负拉力产生机理和随飞行速度的变化规律;然后分析螺旋桨不同工作状态下,滑流对机翼升阻力的影响,并应用螺旋桨载荷系数推算两翼升阻力差及横航向力矩,以此解决此种状态气动数据资料的不足问题;在此基础上,建立飞机全量动力学方程,根据实际舵面输入,仿真解算飞机的动态响应过程,与实际飞参数据进行对比;最后讨论分析得到此种特情影响飞行安全的主要因素是机翼升阻力差引起的横航向力矩和副翼效能减小等。研究结果对涡轮螺旋桨飞机设计阶段尽量避免特情发生和飞行阶段合理处置特情,保障安全具有借鉴意义。     

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。     

基于动态重叠网格方法的尾翼对螺旋桨滑流的影响

螺旋桨飞机产生的滑流会对其扫掠过的部件产生显著干扰，研究尾翼部件对滑流的影响有助于将滑流与尾翼的干扰进行解耦分解。采用动态重叠网格方法模拟螺旋桨定轴转动，通过求解三维非定常雷诺平均Navier-Stokes （URANS）方程，数值模拟了某螺旋桨飞机带尾翼构型的有/无滑流状态，通过试验结果对计算方法的正确性进行了验证。在此基础上，分别开展了有/无尾翼构型的滑流计算，结果表明：扣除尾翼气动力后，有/无尾翼的升阻力变化规律基本一致，俯仰力矩由于机身后体修形不同呈线性平移关系；对比有/无尾翼空间切面的速度分布云图、不同空间位置和拉力系数下的下洗角和侧洗角变化曲线，发现尾翼对滑流的影响仅局限在其周围，不同拉力系数下尾翼的干扰规律也基本类似。通过研究认为，在飞机初期设计和选型阶段，螺旋桨滑流与尾翼的相互干扰，可简化为滑流单向对尾翼产生影响，尾翼对滑流的影响可以忽略。     

考虑运行参数耦合作用的舰船轴系动力学特性研究

为分析清楚多动态因素作用下的轴系动力学特性，以保障轴系运行的可靠性和安全性，以某桨-轴-壳体为对象，建立其有限元模型，基于有限差分法和小扰动法求解各轴承油膜压力分布和油膜刚度，基于来流法求解艉部伴流场影响下的螺旋桨激振力。在此基础上，提出中间变量法，以转速为中间变量，在系统分析转速对油膜压力分布和螺旋桨激振力变化影响的基础上，研究得到转速变化下轴系整体动力学特性规律。研究结果表明：转速的增加使相邻轴承载荷差值分别降低了13398N和11102N，改善了轴系的载荷分布状态；轴系振动响应中的共振峰值受特定转速影响较大，在53.333Hz的轴向共振频率处以及14.667Hz,26Hz的横向共振频率处，轴系各参考点共振峰值的最大值出现在190r/min运行工况下。