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%.      

面向电动飞机应用的不同叶尖螺旋桨噪声特性

为了合理地设计与选取电动飞机螺旋桨,最大限度降低电动飞机整体噪声,以某型电动飞机平直、后掠及尖型桨尖形状螺旋桨为研究对象,通过大涡模拟模型计算分析了3种螺旋桨在巡航和爬升两个典型状态下的一阶频率声压值,计算结果表明平直桨尖螺旋桨噪声最低,尖形桨尖螺旋桨最高。为了验证计算结果,制造了缩比模型并在空气动力研究院的FL-9风洞中进行了试验,结果表明计算结果与风洞试验结果吻合度较高,验证了大涡模拟在螺旋桨噪声计算中具有一定的工程应用价值,计算和试验结果都表明平直桨尖有助于进一步发挥电动飞机安静环保的优势。     

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...     

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。     

平流层飞艇动力推进系统的分析与设计

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.      

两个缩尺模型螺旋桨的气动与声学性能对比实验

本文介绍了两个缩尺模型螺旋桨的气动与声学性能对比实验。一个为三叶桨 (A桨),它是一种生产型号的缩尺模型,另一个为四叶桨 (B桨),是用当代气动与声学计算方法设计的新桨的缩尺模型。两桨的最大直径均为 0.6 6 m,转速均在 150 0～ 30 0 0 r/min之间运转。实验结果表明,在相同工作状态及功率系数的情况下,四叶桨的拉力系数比三叶桨高,而噪音比三叶桨低;在相同工作状态及拉力系数情况下,四叶桨的噪音也比三叶桨低。四叶桨效率及整个性能均优于三叶桨。      

基于3D打印的舵面可调实用化飞机风洞模型的设计与试验

飞机风洞试验模型的设计和加工是风洞试验的重要环节,对飞机研制的周期和成本具有重要的影响。为提高飞机研制的效率,基于3D打印技术提出了实用化飞机风洞模型的设计和制造方法。采用3D打印加工树脂气动外壳和机加工金属强化骨架的复合结构方案,设计并测试了某型号飞机的低速全机测力模型。提出了变角片和旋转轴-定位销两种舵面偏角方案,设计了内嵌金属套筒用以降低因装拆磨损带来的树脂精度损失。采用计算流体力学与计算结构力学（CFD/CSD）分析技术,对模型的设计进行了强度校核。加工装配的复合模型在FD-09低速风洞进行了吹风试验。试验结果显示：带舵面偏角的复合模型在迎角α=8°和风速V=70 m/s条件下安全,其气动数据与金属模型吻合良好,具有实用性。相比金属模型,树脂-金属复合模型的加工周期和成本大幅降低,可有效响应飞机设计工作者对模型快速设计和加工的需求,有助于提高飞机设计效率。     

螺旋桨径向力风洞试验方法研究

螺旋桨飞机的研制设计过程中,必须了解和掌握动力系统对飞机气动特性的影响。螺旋桨动力系统对飞机的影响主要包括螺旋桨拉力和扭矩、气流斜吹螺旋桨产生的径向力以及滑流影响。螺旋桨径向力的风洞试验在国内尚属探索研究阶段,本文结合型号研制实际应用,对气流斜吹螺旋桨产生的径向力的机理和试验方法进行了研究探索,提出了一种以螺旋桨直接模拟法为基础的螺旋桨径向力风洞试验方法,并通过理论和试验方法完成了试验结果的相关性修正、全机对螺旋桨径向力的上洗等干扰修正,获得了可以满足工程研制使用的螺旋桨径向力数据,可为同类的螺旋桨飞机总体气动布局设计提供参考。     

大型水陆两栖飞机侧风起降的滑流影响分析

大型水陆两栖飞机AG600的动力装置为安装在机翼上的4台同向旋转涡轮螺旋桨发动机,针对1：15缩比模型带动力风洞试验显示的螺旋桨滑流对侧风起降状态的偏航力矩不稳定影响,对全机带动力风洞试验模型进行了大规模并行非定常数值计算,再现了风洞试验现象,通过流动机理分析明确其产生原因主要是左侧滑时右外翼分离和垂尾背鳍涡破裂,这些原因和数值模拟的准确性也为后期的风洞试验所证实。考虑到模型风洞试验中尺度限制造成的低雷诺数和高螺旋桨转速,为保证飞行安全,继续采用该非定常方法对全尺寸飞机真实侧风起降状态进行了详细数值分析和偏航稳定性评估。研究结果显示,在飞行雷诺数和螺旋桨转速下,相同侧风范围内风洞试验显示的流动不稳定因素基本消失,偏航稳定性允许的侧风范围明显增加。本研究实现了四发螺旋桨飞机起降状态横向气动特性的滑流影响非定常数值分析,建立了基于计算流体力学的风洞与飞行雷诺数效应的相互关系,进行了偏航稳定性的虚拟试飞评估,研究成果也为AG600飞机的首飞和飞行试验所验证。     

含有SMA弹簧驱动器的可变倾斜角翼梢小翼研究

 针对传统翼梢小翼在非设计状态减阻效果不佳的缺点,提出一种含有形状记忆合金(SMA)弹簧驱动器的变体翼梢小翼结构,它能根据飞行状态主动调整小翼的倾斜角,实时优化飞机的阻力特性.采用力-热-应变耦合法设计了所需的SMA弹簧驱动器,并通过有限元仿真与风洞试验验证了变体翼梢小翼的变形能力,最后初步研究了变体翼梢小翼的闭环控制方法.研究结果表明,在飞机的起飞阶段(自由来流流速为26 m/s,迎角为3°),变体翼梢小翼的倾斜角能在1 min内自主完成预定变化过程,倾斜角的最大变化量为23°,控制精度的最大误差为12%,各项指标均符合设计要求.     

基于螺旋桨特性的活塞发动机涡轮废气阀的调节

通过发动机螺旋桨功率特性分析,对巡航状况下增压发动机涡轮废气调节阀的调节规律进行了研究,并且预测飞机的经济运行状态.对飞机在4000m海拔高度以恒定速度180km/h巡航工况进行了研究,调节涡轮废气放气阀开度控制空气盒的目标压力,桨距角的变化随螺旋桨特性曲线进行调节.运行的结果显示,通过变桨距调节和涡轮废气阀调节的共同作用,可实现与增压器匹配的压气机运行在68%~76%的高效率区域.      

电动飞机气动焦点辨识及飞行试验研究

电动飞机作为未来绿色航空的发展方向,引起了各国的广泛关注。电动飞机大多采用大展弦比气动布局,在飞行中机翼弹性变形较大,风洞试验测试的焦点结果不能较好地反映实际飞行要求。为了确定轻型电动飞机的重心范围以及得到飞行中准确的焦点位置,以某型碳纤维复合材料电动飞机为例,建立定常直线平飞和定常盘旋机动飞行的数学模型;基于盘旋机动飞行试验获得测试数据,采用物理解算法辨识得到实际飞行的焦点,并与风洞试验测得的焦点位置进行对比。结果表明：盘旋机动飞行试验辨识的飞机焦点位置要比风洞试验的结果靠前;对于展弦比较大且采用大量复合材料的电动飞机而言,在飞行过程中实际焦点位置与风洞试验结果有一定的差距,采用物理解算法辨识得到的焦点位置更接近于实际状态。     

升浮一体飞行器总体参数设计方法

临近空间飞行器近年来得到了广泛的关注和研究。为克服传统飞艇和太阳能飞机尺寸大、抗风能力差的缺点,本文提出了一种升浮一体飞行器概念方案,并对其总体参数设计方法进行研究。以能量平衡分析为核心,建立了太阳能电池系统、燃料电池系统、推进系统等子系统的数学模型,给出了适合于该飞行器的总体参数设计方法,并对总体设计参数进行了研究。结果表明,升浮一体飞行器相对于传统飞艇,体积下降了53%,长度下降了22%,起飞重量下降了4%。相对于固定翼太阳能飞机,翼展下降了52%,机翼面积减小了56%,起飞重量下降了3.5%。该类飞行器总体参数对飞行速度非常敏感,飞行速度从30 m/s提高至40 m/s时,起飞重量增加约1倍,艇体体积增大77%。提高太阳能电池、燃料电池和螺旋桨效率可有效降低起飞重量,且升浮一体飞行器比传统飞艇对上述参数更敏感。     

一种电动飞机电推进系统的能效优化方法

电动飞机依靠电推进系统为飞机提供所需的动力,而电动飞机蓄电池的能量密度制约了飞机续航能力的提升。在蓄电池能量密度受限的条件下,进行电推进系统能效优化,提高电推进系统效率,降低电推进系统损耗,对增加飞机的续航时间具有重要意义。以某双座可调定桨距螺旋桨电动飞机电推进系统为例,依据飞机的飞行任务剖面搭建了飞机电推进系统在起飞及巡航阶段的系统损耗模型,以可调定桨距螺旋桨桨矩角为优化变量,以飞机完成一次飞行任务剖面能耗最小为目标,提出一种适于可调定桨距螺旋桨电动飞机电推进系统的能效优化方法。为了验证该方法的有效性,搭建样机测试平台,进行了样机试验,试验结果表明：该能效优化方法能够有效提高飞机电推进系统效率,使飞机完成一次飞行任务剖面的系统能耗降低了8%以上。     

三型螺旋桨振动特性试验研究

本文基于高频电动振动试验系统，采用谐振搜索与驻留方法，测量出三型螺旋桨的固有频率。结果表明，X1930型螺旋桨的第一阶固有频率为51.81Hz,W80CM8型螺旋桨的第一阶固有频率为51.65Hz,76EM8型螺旋桨的第一阶固有频率为48Hz。某型电动四座飞机螺旋桨的最大工作转频为40Hz，这三型螺旋桨的第一阶固有频率均超过工作转频，可保证螺旋桨在爬升和巡航状态下平稳运行，在工作转速范围内不会发生共振。将试验结果数据与有限元模态分析数据进行对比，表明试验方法合理可靠，获得的三型螺旋桨的固有频率为某型电动四座飞机螺旋桨选型提供了参考。     

大尺度飞机螺旋桨风洞动力模拟试验系统设计

以开展某型飞机螺旋桨气动力和气动噪声研究为目的,结合5.5 m×4 m航空声学风洞实际,设计了一套动力模拟试验系统。该系统以300 kW高功率密度永磁电动机为核心,通过配套相应的电源、驱动、控制、支撑等,实现了大尺度螺旋桨的动力模拟,并开展了相关试验验证。结果表明:该系统额定转速和转矩分别高达5 000 r/min和573 $\mathrm{N}?\mathrm{m}$、转速控制精度优于±0.5 r/min,且具有较低的自身噪声级和良好的电磁兼容性能,拉力系数试验重复性精度优于0.000 7等。该系统的建立能有效地满足大尺度飞机螺旋桨相关风洞试验研究的动力模拟需求,进一步拓展了国内低速空气动力学试验模拟能力。      

螺旋桨安装效应对无人机气动特性影响

为解决某型飞翼布局无人机(UAV)带动力构型风洞试验最大升阻比相对无动力状态大幅下降的问题,采用计算流体动力学(CFD)方法对无人机无动力与带动力构型进行了数值模拟,数值模拟结果分别与无动力以及带动力风洞试验数据吻合良好,在此基础上深入研究了螺旋桨安装效应对无人机气动特性的影响。结果表明:推力螺旋桨与机身之间气动干扰产生的低压区致使阻力增加,从而导致飞机最大升阻比相比无动力状态下降了30.7%。针对无人机在推力螺旋桨影响下出现的最大升阻比下降问题,采用增大螺旋桨与机身之间距离的方法可以有效地消除机身后部出现的低压区,减小了阻力,提升了无人机最大升阻比。桨毂拉长方案在8°和9°迎角下最大升阻比分别提升了17.3%和15.4%。     

螺旋桨滑流对平尾载荷的影响分析

为了研究涡轮螺旋桨滑流对平尾的载荷影响,以某高平尾、螺旋桨桨叶右旋的运输机为例,通过带动力风洞测力测压试验获得了飞机的气动特性,试验结果给出了螺旋桨不同拉力系数状态下滑流对飞机俯仰力矩系数、平尾法向力系数的影响。在飞机正迎角较大时,滑流对飞机气动特性数据的影响显著。按照CCAR-25部对称机动的设计准则,利用飞行力学六自由度非线性微分方程,结合试验结果开展了有/无滑流影响两种情况下对称机动仿真和平尾载荷影响分析。分析结果表明,螺旋桨滑流使得飞机的响应幅值变化较大;平尾的法向力、弯矩和扭矩限制正载荷明显增大,限制负载荷有所减小。     

某中空长航时无人机机载浮标分离安全性研究

研究机载浮标投放过程中气动干扰特性及浮标运动规律,对机载浮标安全投放方案的设计具有重要意义。采用计算流体力学方法对机载浮标投放过程进行数值模拟。通过动态嵌套网格技术模拟浮标运动,结合刚体六自由度运动方程求解三维非定常 N-S ( Navier-Stokes )方程,模拟基于察/打一体无人机平台的浮标自由投放过程,获得详细的包括浮标运动姿态、运动轨迹和受力情况等在内的数据信息;通过算例,验证本文数值模拟程序的准确性。结果表明:浮标投放过程中,轻质浮标口盖自由分离会对螺旋桨后推式无人机的安全性造成重大影响;考虑浮标口盖固连在浮标降落伞上的状态下,初速度为 0m / s 时投放浮标整体(包含浮标、降落伞、口盖)离螺旋桨最近距离为 0.151m ,安全余量不够;初速度为 1.8m / s 时投放浮标整体离螺旋桨最近距离为 0.671m ,满足投放安全性要求。     

螺旋桨气动参数与飞机综合设计技术

螺旋桨推进具备较高的推进效率和广泛的通用性。由于桨盘面积大、滑流范围广,螺旋桨与载机间的空气动力耦合关系更加紧密,需要将螺旋桨与飞机进行综合设计,迭代获取优化设计方案,从而最大化保证飞机的高性能和经济性。本文首先介绍了飞机总体设计对螺旋桨气动设计参数的影响,以及螺旋桨多目标优化综合设计的手段;然后,简述了螺旋桨布局选型对飞机总体设计的影响,介绍了共轴对转螺旋桨设计和分布式推进螺旋桨设计两种新形态的螺旋桨设计构型;最后,讨论了螺旋桨设计手段的发展,以及CFD方法在螺旋桨-飞机综合设计中的应用。本文可为螺旋桨飞机的相关总体设计和气动优化提供参考。