高功率密度电机研制的关键技术及其在风洞实验中的应用研究

结合飞机模型带动力以及螺旋桨风洞实验技术要求，同时根据西北工业大学翼型研究中心在研制高功率密度电机过程中的经验，探讨并解决了在电机设计和应用过程中的一系列关键技术问题：电机尺寸小、高功率密度、高效冷却装置、高品质供电电源以及能量回馈问题等。     

螺旋桨对飞机气动特性影响的试验研究

本文描述Y7系列支线飞机在不同风洞中进行动力模拟试验时所遇到的一些问题。例如,螺旋桨动力影响典型结果的分析,不同试验方法结果的对比,标定螺旋桨拉力系数不同方法对试验结果的影响等。     

导管螺旋桨内流场的PIV测量

内流场对于导管螺旋桨的设计和性能分析是至关重要的,利用随车式PIV在中国船舶科学研究中心拖曳水池进行了导管螺旋桨的内流场测量.使用标靶技术建立了物像对应关系,从而修正导管曲率和厚度产生的图象畸变.使用同步控制器实现螺旋桨相位、CCD摄像和激光器的精确同步控制.试验分别在三个不同进速系数J=1.2,1.0 和0.8下进行.试验结果很好地反映了螺旋桨梢涡、毂部涡、以及螺旋桨上下表面脱落的旋向相反的尾涡,以及近导管内壁、桨毂壁面涡层等流动特征.试验表明,涡强都随着进速系数的减小而增加.与螺旋桨前流动相比,导管内螺旋桨后轴向速度沿径向分布的不均匀性明显增强.试验结果表明,对于导管厚度与曲率都空间变化的导管螺旋桨,应用PIV技术进行内流场测量在技术上是可行的.     

关于螺旋桨桨叶有利迎角的探讨

通过桨叶的性质角与迎角关系的数学模型,对桨叶有利迎角进行了分析研究。当桨叶迎角和桨叶性质角变化时,桨叶极线图和桨叶总空气动力向拉力轴靠近或离开,由此找出桨叶的最有利状态。通过分析得出,桨叶迎角接近桨叶临界迎角时最有利。最后通过桨叶极线图和桨叶总空气动力方向变化的模型实验验证了此结论的正确性。     

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。     

高速直升机旋翼/螺旋桨/机身干扰特性分析

研究双拉力螺旋桨复合式高速直升机的气动特性可以为高速直升机的设计及气动优化提供参考。基 于动量源方法构建针对双拉力螺旋桨复合式高速直升机旋翼/螺旋桨/机身干扰特性数值计算及分析方法;对 孤立旋翼、旋翼/机身干扰进行算例验证;应用所构建的方法对双拉力螺旋桨高速复合式直升机悬停及前飞状 态的干扰流场进行数值模拟,分析机身对悬停流场影响及不同前飞速度旋翼/螺旋桨/机身干扰特性。结果表 明:悬停时机身对气流的阻塞作用降低了旋翼的升力,螺旋桨对旋翼下洗气流的加速作用使旋翼升力提高;低 速前飞时旋翼/螺旋桨/机身干扰较大,主要体现在旋翼下洗流造成螺旋桨滑流偏折以及机翼上表面压力分布 增大,高速前飞时这种干扰较小。     

基于双螺旋桨推进的复合式直升机飞行性能

为研究螺旋桨和机翼对双螺旋桨推进构型复合式直升机的飞行性能影响,在已有的直升机飞行性能模型基础上耦合螺旋桨和机翼气动模型,建立了该型复合式直升机配平模型。以X-3构型直升机为样例,通过加装螺旋桨和机翼组成不同的配置,给出了直升机各操纵量和姿态角的变化,并通过控制气动部件为复合式直升机提供推力和升力的不同配比,分析直升机的需用功率和升阻比变化。结果表明:机翼对复合式直升机升阻比的提升较为明显,且能有效减小总距和横向周期变距;前飞速度大于一定速度后,螺旋桨对复合式直升机需用功率的降低和对升阻比的提高才开始显现;同时配置螺旋桨和机翼,并合理分配推力和升力,可有效降低整机的需用功率,进而提升复合式直升机飞行性能。     

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.     

螺旋桨滑流与机翼气动干扰数值模拟研究

分别采用非定常方法和激励盘理论研究螺旋桨滑流对机翼的干扰作用,并对计算结果进行对比分析。非定常方法基于动态面搭接结构化网格,运用有限体积法求解非定常RANS方程。对于激励盘理论,首先采用点对点结构化网格,随单独螺旋桨旋转的方式进行非定常模拟得到螺旋桨桨叶压力分布,然后将桨叶压强分布转化为激励盘载荷分布,最后将载荷分布作为边界条件对干扰流场进行定常模拟。数值结果表明:除了在较大来流攻角时有所差异,两种方式得到的机翼气动力吻合良好;非定常方法可以得到螺旋桨与机翼的瞬时干扰流场,而激励盘理论则可以大大缩短数值模拟的时间并降低计算要求。