本發(fā)明屬于航空飛行器，具體涉及一種適用于分布式電推進(jìn)飛機(jī)的螺旋槳設(shè)計(jì)方法。

背景技術(shù)：

1、分布式電推進(jìn)(distributed?electric?propulsion,dep)是由電機(jī)驅(qū)動(dòng)分布在機(jī)翼或機(jī)身上的多個(gè)螺旋槳為飛機(jī)提供動(dòng)力，充分利用推進(jìn)力-氣動(dòng)力耦合效應(yīng)減小機(jī)翼面積，增加升阻比，提高飛機(jī)經(jīng)濟(jì)性的一項(xiàng)新技術(shù)。其往往采用傾轉(zhuǎn)螺旋槳，通過(guò)螺旋槳在一定角度范圍內(nèi)傾轉(zhuǎn)實(shí)現(xiàn)飛機(jī)地面垂直起降、空中懸停和高速巡航前飛等多狀態(tài)飛行，目前被新興的電動(dòng)垂直起降(electric?vertical?takeoff?and?landing,evtol)飛行器所廣泛采用等。隨著飛機(jī)能源種類從油動(dòng)轉(zhuǎn)變?yōu)殡妱?dòng)，其動(dòng)力系統(tǒng)的效率問(wèn)題尤其顯著。

2、相比于傳統(tǒng)飛機(jī)，分布式電推進(jìn)飛機(jī)的螺旋槳和其他部件之間存在復(fù)雜的氣動(dòng)干擾作用，嚴(yán)重影響動(dòng)力系統(tǒng)的效率。通過(guò)合理的螺旋槳?dú)鈩?dòng)設(shè)計(jì)，充分利用槳翼間的有利耦合，可提高螺旋槳在分布式電推進(jìn)飛機(jī)的效率。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、針對(duì)新興的evtol、estol等電驅(qū)動(dòng)螺旋槳飛行器，有必要提出一種螺旋槳設(shè)計(jì)方法，適應(yīng)不同構(gòu)型、不同設(shè)計(jì)要求的螺旋槳設(shè)計(jì)。

2、本發(fā)明通過(guò)如下技術(shù)方案實(shí)現(xiàn)。

3、一種適用于分布式電推進(jìn)飛機(jī)的螺旋槳設(shè)計(jì)方法，包括以下步驟：

4、步驟s1：根據(jù)分布式電推進(jìn)飛機(jī)的性能、飛機(jī)外形尺寸和槳盤載荷需求，確定飛機(jī)飛行速度v、螺旋槳的半徑r、拉力t和槳葉數(shù)b；

5、步驟s11：根據(jù)槳尖馬赫數(shù)限制確定最大轉(zhuǎn)速，并選擇給定一個(gè)轉(zhuǎn)速n；

6、步驟s12：選擇升阻比滿足初始設(shè)計(jì)要求的翼型，確定翼型的設(shè)計(jì)迎角α；

7、步驟s13：控制滑流速度：根據(jù)葉素動(dòng)量理論，通過(guò)推力得到螺旋槳滑流軸向誘導(dǎo)因子a

8、t＝2πr2ρv2(1+a)a???????(1)

9、步驟s14：根據(jù)葉素動(dòng)量理論關(guān)于推力表達(dá)式有以下關(guān)系式

10、v2(1+a)a＝ω2r2(1-b)b?(2)

11、可以得到切向誘導(dǎo)因子：

12、

13、軸向誘導(dǎo)因子a確定之后，切向誘導(dǎo)因子b也會(huì)隨之確定。但根據(jù)等式(3)可知切向誘導(dǎo)因子b最大值為0.5，故當(dāng)?shù)仁?3)失效時(shí)需要采取等式(4)來(lái)確定切向誘導(dǎo)因子b。

14、式(1-4)中t為設(shè)計(jì)拉力，r為螺旋槳半徑，ρ為空氣密度，a為軸向誘導(dǎo)因子，v為飛行速度，ω是截面葉素的角速度，r是葉素到槳轂的距離，b是切向誘導(dǎo)因子。

15、步驟s2：幾何參數(shù)分布

16、在確定軸向誘導(dǎo)因子和切向誘導(dǎo)因子分布后，可以通過(guò)等式(5)計(jì)算得到徑向站位r處的局部入流角翼型攻角α在設(shè)計(jì)前已經(jīng)給定，再根據(jù)等式(6)確定扭轉(zhuǎn)角β

17、

18、由于葉尖損失，螺旋槳葉尖不會(huì)承受太多的載荷，同時(shí)這還會(huì)降低葉尖的速度。增大葉尖載荷可以通過(guò)增加葉尖附近的軸向誘導(dǎo)因子，將修正的prandtl葉尖損失系數(shù)f應(yīng)用于軸向誘導(dǎo)因子可以達(dá)到所需效果，如等式(9)所示，其中f可由等式(8)計(jì)算得到。

19、

20、根據(jù)葉素理論和動(dòng)量理論，有式(10)和式(11)兩個(gè)單獨(dú)的推力t的表達(dá)式，得到局部弦長(zhǎng)c的表達(dá)式(12)。

21、dt＝4πrρv2(1+a)afdr?????(10)

22、

23、式(5-12)中v是飛機(jī)飛行速度，ω是截面葉素的角速度，r是葉素到槳轂的距離，a為軸向誘導(dǎo)因子，b是切向誘導(dǎo)因子cl為翼型升力系數(shù)，cd為翼型阻力系數(shù)，b是槳葉數(shù)，r’根據(jù)經(jīng)驗(yàn)取1.03～1.05倍的r；

24、步驟s3：迭代計(jì)算得到螺旋槳各個(gè)徑向點(diǎn)處的扭轉(zhuǎn)角β和弦長(zhǎng)c，其中迭代收斂條件是入流角兩次計(jì)算差值小于0.5°；

25、步驟s31：通過(guò)步驟s3迭代得到最終螺旋槳扭轉(zhuǎn)角β和弦長(zhǎng)c等幾何參數(shù)，完成快速螺旋槳設(shè)計(jì)。

26、步驟s4：滑流快速計(jì)算方法

27、螺旋槳滑流的誘導(dǎo)速度場(chǎng)是不均勻的，且計(jì)算復(fù)雜。該模型采用滑流管模型，將螺旋尾跡簡(jiǎn)化成兩個(gè)連續(xù)的渦度分布：軸向渦γx和切向渦γt。軸向渦平行于旋轉(zhuǎn)軸，分布在同心放置的圓柱管上；切向渦分布在相同的圓柱表面上，但垂直于軸向渦。

28、步驟s41：在滑流管模型中，渦流微元段dl對(duì)在任意點(diǎn)p處的誘導(dǎo)速度dvp可以表示如式(13)形式：

29、

30、軸向渦的誘導(dǎo)速度由式(14-16)計(jì)算：

31、ux＝0?(14)

32、

33、切向渦的誘導(dǎo)速度由式(17-19)計(jì)算：

34、

35、在式(16)和式(19)中：

36、e＝rsinψ-yp，k＝-rcosψ-zp；

37、式(13-19)中，m是從點(diǎn)p到微元段的向量；г表示微元段環(huán)量大小；

38、基于葉素動(dòng)量和渦流理論的螺旋槳設(shè)計(jì)方法本身存在簡(jiǎn)化及假設(shè)，設(shè)計(jì)結(jié)果一般與真實(shí)情況存在一定的偏差。在得到螺旋槳弦長(zhǎng)分布和扭轉(zhuǎn)角分布后，通過(guò)上述螺旋槳滑流快速計(jì)算方法檢驗(yàn)螺旋槳滑流的分布情況，并對(duì)其迭代修正，直到滿足軸向誘導(dǎo)速度分布均勻的要求。

39、與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)是：本發(fā)明在保持飛機(jī)整體的升阻力特性一致時(shí)，可以推力或者滑流速度設(shè)計(jì)出均勻滑流的螺旋槳，螺旋槳效率更高。本發(fā)明設(shè)計(jì)方法可以適應(yīng)不同構(gòu)型、不同設(shè)計(jì)要求的螺旋槳設(shè)計(jì)。

技術(shù)特征：

1.一種適用于分布式電推進(jìn)飛機(jī)的螺旋槳設(shè)計(jì)方法，其特征在于，根據(jù)葉素動(dòng)量理論推導(dǎo)出設(shè)計(jì)均勻滑流螺旋槳的一種方法，包括以下步驟：

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明提出一種適用于分布式電推進(jìn)飛機(jī)的螺旋槳設(shè)計(jì)方法，利用分布式螺旋槳和機(jī)翼之間氣動(dòng)力與推進(jìn)力的強(qiáng)耦合作用，通過(guò)改變分布式螺旋槳滑流速度分布控制機(jī)翼氣動(dòng)力的變化。首先根據(jù)飛機(jī)設(shè)計(jì)任務(wù)需求，得到螺旋槳設(shè)計(jì)參數(shù)，計(jì)算所需軸向誘導(dǎo)速度大小，基于葉素動(dòng)量理論和渦流理論得到螺旋槳的幾何參數(shù)分布，對(duì)槳尖和槳根等關(guān)鍵位置進(jìn)行局部?jī)?yōu)化，從而得到適合分布式電推進(jìn)飛機(jī)的高效率螺旋槳。本發(fā)明在保持飛機(jī)整體的升阻力特性一致時(shí)，螺旋槳效率更高。

技術(shù)研發(fā)人員：楊佑緒,陳勝久,吳逸飛,趙恒,張智偉
受保護(hù)的技術(shù)使用者：南昌航空大學(xué)
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2024/12/19