螺旋桨气流斜吹对飞行影响的分析

简要论述了螺旋桨气流斜吹的理论，重点分析了螺旋桨气流斜吹对飞行的影响。最后结论飞行实例，进一步分析了螺旋桨气流斜吹给飞行带来的偏差。结果表明，飞机在大迎角或大侧滑角下飞行时，螺旋桨气流斜吹使同产生了附加的拉力力矩和侧力力矩，对飞机俯仰和方向平衡有明显影响，给飞行员的操纵带来不利影响。所以，在分析螺旋桨副作用对飞行的影响时，必须考虑螺旋桨气流斜吹的作用。     

某型两叶螺旋桨的设计及风洞试验

为了提高电动飞机的航时,研究了高效率螺旋桨设计及风洞试验技术,介绍了高效率螺旋桨设计方法。采用高效率螺旋桨设计方法设计了某型双座电动飞机的两叶螺旋桨,获得了螺旋桨弦长和桨叶角沿径向的分布,制造了两叶的木质螺旋桨。通过螺旋桨风洞试验获得了拉力、功率、效率等性能参数。试验结果表明:巡航状态(V=30 m/s,n=1 900 r/min)时,螺旋桨效率为78%;爬升状态(V=30 m/s,n=2 200 r/min)时,螺旋桨效率为76%。     

基于非结构重叠网格的螺旋桨滑流非定常数值模拟

基于各向异性非结构混合网格及多套网格重叠技术,通过求解非定常雷诺平均Navier-Stokes(URANS)方程,分别研究了螺旋桨动力特性和螺旋桨滑流对涡桨飞机气动特性影响。运用物面相交准则实现多套网格间的挖洞,采用距离权和三线性插值技术传递重叠区变量信息,并针对定轴旋转优化了网格重叠边界。采用双时间步求解控制方程,内迭代计算采用LU-SGS(lower-upper symmetric Gauss-Seidel)方法。模拟了单独螺旋桨旋转的非定常流动,计算的拉力系数和扭矩系数与试验结果一致,表明采用的数值方法和网格技术能有效模拟螺旋桨滑流效应。数值模拟了某涡桨飞机,对比了有无滑流下飞机的气动特性,给出了滑流对飞机影响。结果表明:滑流导致其后部气流加速和旋转,改变飞机气动特性,增大飞机的阻力和俯仰力矩,导致气流下洗,影响机翼及平尾压力分布。      

考虑螺旋桨滑流影响的垂尾飞行载荷设计

依据CCAR-25部偏航机动的设计准则,研究了螺旋桨滑流对垂尾载荷设计的影响.以T型尾翼布局、桨叶右旋的某支线客机为例,分析了螺旋桨滑流对飞机气动特性的影响:拉力系数越大,则滑流对飞机侧向力系数和偏航力矩系数的影响越大;在负侧滑时,滑流对飞机气动特性数据的影响显著;正侧滑时,滑流对飞机气动特性的影响较小.基于飞行力学六自由度非线性微分方程,开展了有/无滑流影响情况下偏航机动仿真和垂尾载荷设计.结果表明:螺旋桨滑流使得飞机的响应幅值增大,算例飞机的垂尾侧向力、弯矩和扭矩限制载荷分别增大5.21％、8.21％和4.85％.     

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。     

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。     

类X-37B航天器气动力天地相关性数值模拟

随着高性能计算机的发展,CFD已成为飞行器设计和流场分析不可缺少的重要手段,风洞试验与飞行数据的天地相关性问题正是其中一项重要的研究内容,X-37B作为继航天飞机之后美国发展的最成功的可跨大气层在轨飞行器,从气动特性角度分析其大气层内飞行走廊的状态对中国类似航天器的研制具有重要的借鉴意义。首先,对计算类X-37B布局飞行器的网格无关性及网格修正开展了研究,在此基础上提出的网格规模影响修正方法对该类飞行器的计算结果修正经过验证是可信的;然后,分别对比分析了雷诺数的影响和试验状态支架干扰的影响,完成了基于数值模拟的高空飞行与风洞试验气动特性差异分析。结果表明,网格规模主要对亚声速来流计算状态压差产生的轴向力影响较大,对法向力系数、俯仰力矩系数和纵向压心影响较小;雷诺数对该类飞行器气动特性特别是轴向力系数、阻力系数和升阻比有较大的影响,但随着马赫数的增加,影响特性开始变的非常复杂;由于风洞试验状态支杆存在,亚跨声速来流条件对该类飞行器的底阻影响很大,需要采取一定的方法和手段对支杆影响进行修正。     

螺旋桨飞机远场气动噪声预测程序开发及应用

针对螺旋桨飞机远场气动噪声的数值计算、对比验证问题,采用CFD耦合FW-H声比拟方法,设计开发了一套螺旋桨飞机远场气动噪声精细化预测程序WiseFWH,选取某螺旋桨带动力翼身组合体巡航构型,对其远场气动噪声的频域特性和总声压级指向性分布进行数值仿真。研究结果表明：螺旋桨高速旋转产生的非定常流场脉动是螺旋桨飞机最主要的噪...     

大型民用飞机的气动设计特点及对风洞试验的需求

本文介绍了我国大型飞机研发的背景．讨论了大型飞机的气动设计特点,分析了大型飞机研制对风洞试验技术和设备的需求。本文可为试验单位做好迎接大型民用飞机的风洞试验准备工作提供一定的参考：     

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。     

螺旋桨滑流对增升装置气动特性影响研究

采用准定常N—S方法,通过单独螺旋桨模型计算结果与非定常、试验结果的对比,验证了计算螺旋桨滑流的可行性。重点对带两台螺旋桨发动机的增升装置流场特性进行了计算分析,研究了螺旋桨滑流对飞机流场和气动性能的影响。研究结果表明：螺旋桨滑流明显改变了机翼表面的压力分布,使飞机升、阻力系数增大。为螺旋桨飞机设计提供了一种快速、有效的数值模拟手段,在工程领域具有一定的应用前景。     

飞机螺旋桨低噪声多学科优化设计与试验验证研究

为进一步降低飞机螺旋桨气动噪声,针对飞机螺旋桨开展综合考虑气动、噪声和结构强度的低噪声多学科优化设计与试验验证。采用基于涡格法的升力面理论进行螺旋桨气动性能计算,基于Hanson频域远场噪声计算方法进行螺旋桨远场噪声评估,2种计算方法都通过与试验对比验证精度,由此组成螺旋桨气动-噪声联合算法;以桨叶沿叶高分布的弦长、安装角和侧掠为设计变量,充分考虑桨叶结构强度对设计变量的约束,以螺旋桨推力、效率不降低和远场噪声降噪最大为优化目标;优化桨叶通过了离心载荷试验、气动载荷试验、动态特性试验等强度试验;在气动声学风洞内完成了气动与声学性能验证,优化螺旋桨相比原始桨气动性能基本保持不变,优化螺旋桨在设计工况的1阶离散分量处的远场气动噪声峰值降低2.7dB,较小推力下降噪量最高可达4dB,2阶离散分量处也有明显的降噪效果。提出的方法同时满足气动、噪声和结构强度要求。     

涡桨飞机螺旋桨滑流气动干扰效应及流动机理

螺旋桨滑流对飞机各气动部件的干扰是涡桨飞机气动设计中面临的难点之一。以某双发涡桨支线客机为对象,采用数值模拟手段分析了滑流对机翼、平尾、垂尾的影响及其流动机理。计算采用基于动态面搭接网格技术的非定常方法,气动力与表面压力分布的计算结果均与实验值吻合良好。研究结果表明：在滑流影响下,全机升力和阻力有所增加,升阻比和纵向静稳定度有所降低,并在无侧滑状态下产生了滚转力矩和偏航力矩;在不同展向位置,滑流对机翼表面流动分离的影响存在显著的差异。在螺旋桨下行运动一侧,滑流的旋转减小了当地迎角,同时桨后气流速度较高,翼面流动分离被有效抑制。在螺旋桨上行运动一侧,滑流的旋转增大了当地迎角,而且桨后气流速度较低,因而翼面流动分离并未得到明显改善;在中小迎角下,滑流对背景飞机平尾当地的动压没有产生影响,但增加了下洗角变化率,进而导致平尾效率降低;垂尾的侧力与偏航力矩是由滑流的侧洗引起的,而滑流的侧洗又与左右两侧机翼升力分布的不对称性有关。     

低速风洞试验腹撑支架干扰分析

支架干扰修正在风洞试验数据修正体系中是很重要的环节,支撑系统对整个风洞流场的干扰是不可避免的,有些气动数据的测量值甚至会严重偏离真实结果,所以支架干扰修正方法一直是风洞数据处理的关键。常规的低速风洞试验一般采用腹撑支杆,对于支架干扰的修正一般采用试验映像两步法。对某型运输飞机低速风洞试验的支架干扰修正进行分析,数值模拟了支架对风洞流场环境的影响,研究了现行风洞数据支架干扰修正体系。     

层流机翼飞行验证平台雷诺数效应分析及修正

在飞机设计阶段,获得真实准确的气动特性数据对设计方案的改进和定型都十分重要。然而,当前在设计初期所采用的缩比模型风洞试验存在一定的局限性,预测的气动数据也难以同真实飞行情况下完全一致,雷诺数效应便是导致这种差异的最主要原因之一。采用CFD数值模拟方法针对特殊布局形式的层流机翼飞行验证平台低速起降和高速巡航构型分别在试验和飞行雷诺数下进行数值模拟分析。通过计算所得全机气动力系数与风洞试验数据的对比分析,验证了本文数值模拟结果的可靠性和准确性,同时也佐证了风洞试验数据的有效性。通过计算所得高、低速力系数,流场结果和高速层流区长度的对比,分析总结得到雷诺数效应对验证平台高低速气动特性、低速失速分离特性以及高速层流转捩特性的具体影响规律,并据此对低速和高速试验数据进行修正,为后期飞行试验的设计提供数据支撑。     

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。     

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.      

某层流机翼验证机风洞试验数据修正方法

高亚声速条件下机翼层流特性对雷诺数非常敏感,风洞试验雷诺数与飞行雷诺数有较大差异,需要对验证机风洞试验数据进行合理修正。针对验证机对雷诺数效应敏感的特点,首先总结并对比了基于经验公式和基于数值模拟的风洞试验气动力系数雷诺数效应修正方法的优缺点和适用性,并给出了风洞试验中伪雷诺数效应和模型差异等的影响,为验证机试验数据修正提供了思路。然后结合变雷诺数数值模拟对验证机气动特性进行雷诺数效应影响规律研究。最后使用基于变雷诺数数值模拟的试验数据修正方法将验证机高低速风洞试验结果由低雷诺数向高雷诺数修正。结果表明：变雷诺数数值模拟风洞试验数据修正方法对层流机翼验证机高低速风洞试验数据修正效果良好,为验证机精细设计提供数据支撑。     

翼吊短舱形式发动机安装效应的风洞试验研究

为了确定实际飞行使用条件下,发动机状态变化时,进排气系统损失对飞机气动特性的影响,本文针对翼吊短舱形式的发动机开展了缩比模型风洞试验,分别进行了基本构型与起飞构型下,马赫数0.1、0.15、0.2,攻角0°~15°变化,5种不同发动机状态条件下的风洞试验,通过数据分析,明确了该类型发动机推/阻力划分的基本方法,分析了发动机状态变化时飞机气动特性的改变及修正方法。风洞试验结果表明：发动机状态变化对飞机升阻特性影响明显,飞机设计研发阶段不能仅对短舱通流模型,或单一发动机状态下的动力短舱模型进行损失修正,必须建立合理的推/阻划分体系,对实际使用条件下,发动机状态变化引起的进排气损失进行修正。     

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%。