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291.
292.
带动力实验进行洞壁干扰修正时,必须考虑螺旋桨滑流的影响。运用等效动压法和壁压信息法对运八飞机带螺旋桨模型风洞实验数据进行洞壁干扰修正,分析洞壁对带螺旋桨飞机模型试验数据的影响并对不同修正方法进行了比较。两种修正方法的修正结果基本一致,壁压信息法能实际反映洞壁干扰影响,但壁压信息法需要进行准确的壁压测量,增加实验工作量;等效动压法是以经典的洞壁干扰修正公式为基础,考虑了螺旋桨滑流的影响,而且带螺旋桨飞机模型实验的攻角一般在中等攻角以下,不会出现像大攻角那样的分离特性,因此这种方法有较好实用性。 相似文献
293.
294.
295.
从螺旋桨设计出发,通过设计合适的螺旋桨,得到有利的螺旋桨滑流形式,进而改善螺旋桨/机翼构型中机翼的气动特性。通过改变螺旋桨径向拉力分布控制螺旋桨滑流,提出一种根据给定拉力分布进行螺旋桨设计的方法,并验证方法的可行性。将最小能量损失设计的螺旋桨与不同拉力分布形式设计的螺旋桨应用于多螺旋桨/机翼构型中,研究螺旋桨变化对其后机翼气动特性的影响。结果表明:通过改变螺旋桨拉力分布能够改变螺旋桨滑流,进而改变后方机翼的气动特性。拉力分布较为和缓的螺旋桨,虽其本身效率有所下降,但能够对后方机翼带来增升减阻的效果,相比于最小能量损失设计结果,升阻比可提高994%。 相似文献
296.
针对半环形式翼上螺旋桨构型,研究了螺旋桨-机翼耦合流场特性,并以短距起降(STOL)状态最优升阻特性为目标对机翼翼型进行全局优化。首先,针对螺旋桨-气动面耦合构型,通过动量源法与真实桨叶模型CFD的计算对比,分析动量源法用于该构型设计分析的可行性。其次,为得到有利于桨-翼耦合特征的新翼型,建立了翼上螺旋桨构型自由型面变形(FFD)参数化模型,采用遗传算法对翼上螺旋桨构型机翼翼型进行全局寻优设计,分析了优化翼型参数及流场变化规律。最后,将优化翼型用于三维半环形机翼,分析其流场特性与二维计算结果的异同,验证二维翼型优化的有效性。结果表明:真实桨叶多重参考系(MRF)方法不能准确计算翼上螺旋桨构型下的流场结构,而动量源法计算结果与真实桨叶滑移网格非定常方法较为吻合;采用二维动量源CFD方法进行翼型的遗传算法优化是有效的,受半涵道的保护,二维优化翼型的优势在三维构型中得到了有效继承;翼上螺旋桨构型的翼型优化应当着重关注翼面曲率变化,在本文计算状态下,通过增加桨盘附近翼面曲率、保持附着流动来加强Coanda效应,有效实现了气动增升,优化后机翼升力提高了22.51%,显著减弱桨盘后高压区并产生二次吸力峰值,同时保持了机翼负阻力特性。 相似文献
297.
一种可任意给定环量分布的螺旋桨设计方法 总被引:1,自引:2,他引:1
提出了一种螺旋桨快速设计方法,该方法可以根据任意给定的环量分布及工况快速设计出高效率螺旋桨的几何外形(桨叶弦长、扭转角分布)。为对比有叶素阻力与无叶素阻力的最佳环量分布形式,首先对计入和不计叶素阻力下的最佳环量分布表达式进行了推导,分析了各参数对最佳环量分布形状的影响。然后基于片条理论进行了逆向推导,建立了以环量分布为输入的螺旋桨快速设计方法,并分析了螺旋桨理想效率的影响因素,发现理想效率的水平与来流动压、桨盘载荷有关。最后进行了螺旋桨设计实践,对比分析了不同环量分布下螺旋桨性能的差异。结果表明,所提出的设计方法能够根据给定环量分布进行精确设计,相对误差不超过7%,设计性能与参考文献中设计结果的差别不超过2%。 相似文献
298.
设计了一种可变形的陆地两栖八面体机器人,其主要由传动模块、伸缩模块、传动机构和顶点模块构成.机器人在陆地上的运动主要是通过控制伸缩模块中的杆件伸缩量来改变机器人重心位置,实现机器人沿着指定方向进行翻转;空间运动通过调整螺旋桨的姿态来调整机器人飞行的方向及方式,从而确定机器人飞行的轨迹.给出了机器人在地面运动的重心计算公... 相似文献
299.
在低速螺旋桨性能计算方面,涡格法是快速有效的方法。但是在计算表面压力分布时,传统的涡格法遇到了无法克服的困难。本文推导出在叶片表面布置分布涡强的方法,既保持了涡格法计算快的优点,又较好地计算出叶片表面压力分布。以此为基础,本文采用FW-H方程忽略四极子效应的时域解法,使用与气动计算相同的表面网格,快速解出了螺旋桨的远场声学特性,计算结果与实验结果符合程度较好。说明该一体化方法可以用于螺旋桨噪声机理分析和低噪声螺旋桨设计,从而为分析螺旋桨噪声机理和设计低噪声螺旋桨提供简便工具。 相似文献
300.
为了探究螺旋桨滑流对低雷诺数菱形翼布局太阳能无人机气动特性的影响,采用动量源方法(MSM)与k-k L -ω 转捩模型求解雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程对不同转速状态下菱形翼布局太阳能无人机的气动特性进行了准确模拟。并通过对比机翼表面流场结构与压力分布,分析了不同迎角下螺旋桨转速变化对菱形翼布局前后翼气动干扰的机理。研究表明:随着螺旋桨转速增大,小迎角下增升减阻效果明显,最大升阻比在3 000 r/min时提升了18.4%。在小迎角时,前翼气流受到抽吸作用,升力增加,后翼受螺旋桨旋转气流影响,前缘出现大范围吸力区,压差阻力减小。在大迎角时,前翼影响不变,后翼前缘下表面吸力区范围及强度均减弱,前缘负升力区消失,增升效果改善,压差阻力增加。由于在不同迎角时,升力增量的主要贡献部件不同,导致无人机纵向静稳定裕度随着转速的提升而增大。菱形翼布局太阳能无人机通过合理设置螺旋桨位置与转速,可有效利用螺旋桨滑流提升气动性能。 相似文献