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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
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平流层飞艇动力推进系统的分析与设计 总被引:1,自引:1,他引:0
针对平流层飞艇螺旋桨与直流无刷(DC)电动机匹配问题,建立了直流无刷电动机模型和螺旋桨模型;结合匹配设计和直流无刷电动机转速控制,在Simulink中设计了螺旋桨与直流无刷电动机控制系统仿真模型,研究飞艇在0~10m/s巡航速度下动力推进系统控制响应问题;采用图形用户界面(GUI)编写螺旋桨与直流无刷电动机匹配界面,开发了一种螺旋桨与直流无刷电动机匹配软件;得到了飞艇在0~10m/s巡航速度下,螺旋桨工作转速为535~1071r/min,动力推进系统工作效率为0.558~0.593时推进系统匹配设计的工作曲线,为高空螺旋桨与电动机的匹配设计提供了参考依据. 相似文献
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高空飞艇螺旋桨优化设计与气动性能车载试验 总被引:1,自引:1,他引:1
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. 相似文献
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提出了一种在CFD三维整机仿真中实现功率平衡的计算方法。推导确定了决定平衡关系的关键变量:涡轮前温度与物理转速。提出了基于稳态流场和功率经验关系实现功率平衡的数值迭代方法。本文将该迭代方法与CFD三维求解耦合,发展了一种可用于三维整机CFD耦合仿真的功率平衡计算方法。采用该功率平衡计算方法对MTJ-80涡喷发动机开展了三维整机CFD数值计算,实现了整机性能三维仿真与控制规律的耦合和预测。在控制燃油量不变的条件下,通过转速迭代可以实现压气机和涡轮的功率差小于0.1%,可以预测固定燃油供给量条件下所能达到的稳态运转转速。在控制转速不变的条件下,通过调节燃油量实现压气机和涡轮的功率差小于0.15%,可以预测固定转速条件下的燃油流量。数据验证结果表明:该功率平很给计算方法可以与CFD三维整机计算耦合,并且具有很强的收敛性,解决了以往整机三维性能仿真过程中的功率不平衡问题。 相似文献
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无人机总体与起飞性能匹配性设计优化 总被引:1,自引:0,他引:1
首先,提出了一种小推重比的低速螺旋桨无人机总体参数与起飞性能匹配性设计优化方法;其次,对该无人机起飞阶段的动力学和运动学特性进行了分析,明确了该无人机总体参数与起飞性能之间的最佳匹配关系,以实现无人机起飞性能的最优化;最后,通过分析得出结论:小推重比低速螺旋桨无人机总体设计参数的选取直接影响到起飞性能的优劣,“平衡”总体设计需求来发挥平台更佳的起飞性能是总体设计优化的重要内容. 相似文献
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两个设计点的螺旋桨气动性能 总被引:3,自引:0,他引:3
结合某垂直起降无人机对螺旋桨的总体设计要求,分析了同时满足两个设计点的螺旋桨设计难点,完成了对所设计螺旋桨性能要求的验证,探究了两个设计点对螺旋桨设计性能的影响及影响因素,获得对设计的指导性结论.通过CFX软件进行悬停和巡航状态下的数值计算,并与其车载试验结果进行对比,结果表明:设计螺旋桨可满足设计要求,且数值模拟与车载试验结果基本吻合,误差不超过11%.将设计螺旋桨与单个设计点的旋翼或巡航螺旋桨进行对比,分析影响因素,发现两个设计点将会降低螺旋桨在每个单独设计点的工作性能,且通过减小起飞总质量和巡航速度、增加动力系统个数和功率来缩小设计点间差异可降低设计难度和性能损失. 相似文献
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螺旋桨-自由涡轮涡桨发动机稳态/过渡态数值模拟 总被引:1,自引:1,他引:0
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
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出于对对流层软式飞艇动态受力平衡的考虑,分别从一般情况、特定任务和限制飞艇地面净重(轻)情况三个角度分析,尝试建立了飞艇设计体积与携带燃油量的数学关系模型,并利用仿真曲线相交的方法,对飞艇设计体积进行区间估算,以此作为设计目标值的依据. 相似文献
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临近空间飞艇由螺旋桨提供偏航控制力矩,空速大时操纵效率低,飞行试验中多次出现偏航通道发散,飞艇稳定性问题凸显。选用HALE-D和HiSentinel两种飞艇,通过CFD仿真方法,得到两种飞艇的静态气动参数,以强迫振荡方法获得其动导数,两种飞艇在计算角度内组合导数均为负值,模型处于阻尼状态;在此基础上,通过飞艇横向稳定性分析获得两种飞艇的稳定区间。结果表明,HALE-D飞艇的横向稳定区间大于HiSentinel飞艇,相同迎角(侧滑角)时,HALE-D飞艇的阻力较大,临近空间飞艇设计需综合考虑阻力、稳定裕度和操纵性之间的平衡。研究结果为临近空间飞艇横向稳定性分析提供了一种方法。 相似文献
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美国、德国等发达国家在大型对流层飞艇研发、应用等方面一直处于世界先进水平。介绍了目前国外大型对流层飞艇的发展现状,分析了现有大型对流层飞艇的发展特点、关键技术与未来的发展趋势。未来,大型对流层飞艇将主要向长航时、大载重、多功能、一体化等方向发展。 相似文献
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为提高非设计状态下发动机总体性能预估精度,发展了0D/2D耦合总体性能预估方法。针对某型3轴涡轮螺旋桨发动机建立了基于T-MATS平台的涡桨发动机总体性能0D仿真模型。对涡桨发动机可用功分配提出了2种优化方案。对原方案和2种优化方案的自由涡轮、尾喷管2个部件进行了2D流道和叶型设计,通过S_1流面与通流CFD计算验证了所设计部件的气动性能满足发动机总体性能指标要求。为提高非设计状态下发动机总体性能预估精度,采用0D/2D耦合总体性能预估方法分析了3种方案。结果表明:优化方案1使发动机当量耗油率在设计、巡航、地面状态分别降低2.1%、1.2%、2.0%。 相似文献
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吸气式空空导弹外形多学科一体化优化设计 总被引:1,自引:0,他引:1
针对采用整体式固冲发动机的吸气式空空导弹外形气动与推进耦合的推阻匹配设计难题,引入多学科优化设计方法提出了一种综合考虑气动/推进/质量/弹道的导弹外形多学科一体化优化设计技术。其中,气动性能预测采用代理模型技术,主要基于外形参数化建模、非结构网格技术和流场精细数值计算来自动构建气动数据库,据此建立了包含外形几何信息的气动预测代理模型,并对其预测精度进行了验证;推进性能预测采用推进求解模型,该模型根据固冲发动机理论建立,精度满足工程要求。对所建立的学科预测模型完成一体化集成后,以质点弹道仿真评估的战技指标为优化目标,对一款吸气式空空导弹进气道和翼面外形进行了优化设计,取得了推阻匹配的优化外形,优化后导弹动力射程提高10%。所提出的一体化优化设计技术,有助于吸气式空空导弹外形气动与推进耦合推阻匹配设计和提高导弹动力射程。 相似文献
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电动无人机动力系统优化设计及航时评估 总被引:4,自引:3,他引:4
为提高电动无人机续航性能,针对动力系统进行了优化设计,并提出了相应的航时评估方法.首先采用涡流理论优化设计了小型螺旋桨,再通过实验测试优化选取了与螺旋桨高效率匹配的电动机.同时,考虑到锂离子电池放电倍率及电压降低对放电时间的影响,建立了恒功率条件下电池放电时间计算模型.最后,根据优化得到的动力系统和电池计算模型,推导出有弯度机翼的电动无人机航时公式.某电动飞翼布局无人机飞行试验结果显示,优化得到的动力系统具有较高的效率,测试得到的无人机续航时间与评估得到的理论值误差为12%,在允许误差范围内吻合较好. 相似文献
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从转子动力学的角度,分析了涡轮螺旋桨飞机螺旋桨和发动机转子进动效应对飞机飞行姿态和操纵品质的影响。阐述了螺旋桨和发动机转子转动惯量的计算方法、由进动产生的附加力矩或角速度的计算方法。 相似文献