23-悬停状态直升机桨叶的气动优化设计—刘国强-6
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第二十六届（2010）全国直升机年会论文
悬停状态下旋翼桨叶的气动外形优化设计
刘国强1 高卓飞2 唐正飞1
（1.南京航空航天大学直升机旋翼动力学重点实验室 南京 210016）
（2.中国人民解放军61267部队，北京通州 101114）
摘 要：本文在改进的动量-叶素理论基础上建立了遗传算法优化方法，并且验证了方法的有效性。针对旋翼桨叶气动外形设计的有关问题，介绍了桨叶气动外形优化设计方法，以旋翼的悬停效率为目标函数，设计变量主要包括桨叶的弦长、扭转角、翼型选择和配置，在满足约束条件下悬停性能有所提高，表明了优化方法的可行性。
关键词：桨叶气动优化；动量-叶素理论；悬停性能
1 引言
旋翼是直升机的主要气动面，直升机的升力、方向操纵都与旋翼有关，旋翼气动特性的好坏与旋翼桨叶的气动外形有着密切的关系，先进的桨叶外形对提高直升机的气动性能，延缓失速、降低功率损失、降低振动和噪声都有明显的作用，所以桨叶的气动外形设计以成为直升机研制的关键技术之一。
由于桨叶气动环境的复杂性，涉及设计变量之多，以及设计变量之间的相互影响关系，固定一个变量而调整其他变量的设计方法已经不再适用，1981年，Bingham, Gene J 等人对桨叶的根梢比、扭转角、翼型分布等变化对悬停和前飞性能的影响做了详细分析，其方法就是运用上述改变单一变量法，使得计算量比较大。1991年，Joanne L. Walsh 采用CAMRAD 计算程序，计算加入了尾流模型，通过CONMIN 优化程序在满足约束的情况下计算目标函数的最值，建立了一种桨叶优化设计方法。
本文采用改进的动量叶素理论求解旋翼的气动特性，优化方法采用遗传算法的优化，以悬停效率为目标函数，桨叶沿展向不同位置的弦长和扭转角以及不同种翼型位置为设计变量，加入约束，在满足条件的情况下使得桨叶性能有所提高，达到了预期设计目的。
2 改进的动量叶素理论气动特性计算
首先采用“微观”的动量理论求解旋翼的拉力及其扭矩[5]
，对于微观动量理论，即把滑流分成很多同心基元滑流圆环处理，此时的旋翼拉力公式转化为：
101122(2)()d T d m v r d r V v v ρπ==??+ （1） 加入尾流旋转对诱导速度的影响，定义b 为弦向入流因子即尾流旋转速度与弦向速度的比值。由角动量守恒得到桨叶微段扭矩为：
3
1()4t dM dm v r r v b dr πρ==Ω? （2） 然而在叶素理论中，垂直飞行时，旋翼以角速度一方面以角速度Ω旋转，一方面以爬升速度0V 向上运动，以距离桨榖中心r 处的叶素为例，k 片桨叶在半径r 处产生的拉力和扭矩之和为：
21
(cos sin )2y x dT W kc C C dr ρφφ=
- （3） 2
1(sin cos )2
y x dM W kc C C rdr ρφφ=+ （4）
191
如果加入桨尖修正，考虑普朗特叶尖修正因子： 2
arccos f F e π=
，其中，2sin k R r
f r φ
-=-?。 （5） 令式（1）和式（3）相等即可求出旋翼在半径r 处的诱导速度，由于等式两端都与诱导速度有关，所以本次采用迭代的方法求解诱导速度，用σ/T C 配平悬停时所需的总距0θ，直至满足收敛条件，进而得到悬停效率3/2/2
FM C m =。如下（图1）所示，具体的流程为：
图1 旋翼桨叶气动力计算流程
通过采用上述方法，按照文献[1]给出的样例直升机数据，对桨叶的气动特性进行了计算，验证气动模型的正确性。模型的主要参数如下表：
通过编程计算，计算结果和给定的样例直升机对比如下表二：
3 遗传算法在桨叶优化中的应用
遗传算法是一种借鉴生物界自然选择和自然遗传机制的随机搜索算法。它与传统的算法不同，大多数古典的优化算法是基于一个单一的度量函数（评估函数）的梯度或者较高次统计，以产生一个确定性的试验解序列；遗传算法不依赖于梯度信息，而是通过模拟自然进化过程来搜索最优解,它利用某种编码技术，作用于称为染色体的数字串，模拟由这些串组成的群体的进化过程。由于遗传算法是模拟自然界的生物进化过程，与传统的优化算法相比较，遗传算法具有自组织、自适应和自学习性、搜索点是并行的，无需求导，这样可以解决很多复杂性、多极点的问题，具有极强的搜索能力和鲁棒性。
3.1旋翼桨叶优化问题描述
扭转角无论是在悬停或者是前飞都起着很大作用，好的扭转角可以提高悬停效率约为3%—5%，一般为了考虑制造上的难题将桨叶做成线性扭转的，原则上真正的最佳扭转是非线性的，因此我们将
192
桨叶的扭转设成非线性的，为了优化的灵活性，桨叶的预扭被定义为如下[2]
，沿展向变化如下：
()1(1)r r r δ
θθτ??=?+?-?? （6）
其中r θ是桨根处的扭角，δ为扭角外形参数，τ为桨根与桨尖扭角比例系数。弦长沿径向分布如下： []
1
()1(1)1p
r c r c r r ε
λ??=?+-?-???
?
（7）
其中r c 为桨根处弦长，λ为根梢比，,p ε皆为弦长分布参数。
3.2 数学模型建立
对于一般的优化算法，其表述如下：
目标函数：max ()i F x , 1,2,...,i M =
约束条件：()0
()0j i j i i i i
g x h x a x b ≥??=??
≤≤?
1,2,...,j N =
1， 优化目标:
以悬停效率为最大目标函数 max ：FM （X ）。 2， 设计变量：
12(,,,,,,,,)r r pos pos X c p r r λεθδτ=
1）弦长变量：r c 、λ、ε、p 2）扭角变量：r θ、δ、τ 3）翼型配置位置：1pos r ，2pos r
1pos r 为第二种翼型的起始位置，2pos r 是第三种翼型的起始位置，这里优化选用了沿桨叶径向用三
种翼型，在现在的多数先进旋翼设计中一般三种翼型布置是常见的。
3，约束条件：
旋翼实度的约束，min σσ≥，为不使扭转角过大可以根据自己的设计需要对扭转角的上下限加以限制iL i iU θθθ≤≤，弦长约束iL i iU c c c ≤≤其中1,2,3...i =。在每次优化过程中，每一步迭代均用拉力系数T C 配平悬停时的总距0θ，保证每步迭代都会有正确解。
3.3 优化过程
优化过程流程图如下图2所示。本文采用二进制编码，取种群交叉概率为0.8，变异概率为0.01。种群规模为80，遗传代数为200代。
4 优化算例及结果
为验证优化的可行性，首先以计算的样例直升机优化模型，在只改变弦长和扭转角情况下，悬停效率由0.7413提高到0.7796，优化后的桨叶弦长和扭转角如下图3、4所示：
图3样例直升机桨叶弦长分布 图4样例直升机桨叶扭转角分布
弦长（m ）
半径站位 （r/R）
预扭角（度）
半径站位（r/R）
193
图 2 遗传算法流程图
再以直八直升机为优化算例，这里主要改变桨叶的弦长、扭转角及翼型配置，改变原来的NACA0012翼型为OA 系列先进翼型，并对翼型位置进行设计。下图5、6为优化前后桨叶弦长和扭转角的对比。
表三 直八旋翼优化前后参数对比
从图5看出为保证实度不发生太大变化，优化后的桨叶基本上是尖削的，根部弦长比较大，尖部较小，可以看出尖削桨叶可以获得更好的气动效率。图6为扭转角优化图，由于桨根处来流角比较大，所以优化后的扭转角自然也变大，这样是为了保证迎角处在一个比较好的情况下，使得诱导速度分布均用，从而提高了悬停效率。优化前计算的旋翼最大悬停效率为74.9%，优化后的悬停效率提高到81.2%，优化前后旋翼悬停效率对比如下图7：
弦长（m ）
半径站位（r/R）
预扭角（度）
半径站位(r/R)
图5直八优化后桨叶弦长分布 图6直八优化后桨叶扭转角分布
悬
停
效
率
F
M
拉力系数 CT
图7 直八优化前后悬停效率对比图8 直九桨叶扭转角示意图对于直九直升机，旋翼采用了法国新研的OA2翼型，桨叶从半径28%处到73%为相对厚度12%的OA212，扭转角从6°过渡到1.394°；然后逐渐过渡到88%半径处的OA209翼型，扭转角变为1.614°；最后过渡到桨尖处的OA207，扭转角为0.696°。其扭转角示意如图8所示，可见直九在设计时进行了良好的优化，其扭角如此设计也是照顾到了悬停和前飞的不同状态，本次对直九桨叶弦长和扭转角及翼型位置重新布置，单独优化悬停状态与之对比，优化前在设计重量4100kg下的悬停效率计算值为0.7427，优化后的悬停效率为0.7829。优化后的弦长和扭转角如下图9、10所示：
弦
长
（
m
）
半径站位（r/R）
预
扭
角
（
度
）
半径站位（r/R）
图9直九优化后桨叶弦长分布图10直九优化后桨叶扭转角分布
5 结论
1、通过改进的动量-叶素理论计算旋翼的悬停效率，并且与文献值对比可以看出方法行之有效，能够比较准确的计算悬停气动性能。
2、遗传算法以适应度大小为目标，特别适合于求解多变量非线性问题的搜索，对于一些潜在的细节问题遗传算法都可以发现，省去了很多人工排查的繁琐。优化后的桨叶在满足约束的条件下，气动性能有了较大提高。
3、由于遗传算法的迭代性，使得计算庞大，计算中还有诱导速度的迭代，加上总矩配平计算，因此计算时间较长，需要进一步改进。
参考文献
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194
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Optimization Methods Applied to the Aerodynamic Design of Helicopter
Rotor Blades in Hover
Liu Guo-qiang1, Gao Zhuo-fei2,Tang Zheng-fei1
（1. Science and Technology on Rotorcraft Aeromechanics Laboratory, Nanjing University of Aeronautics & Astronautics;
Nanjing; 210016 ）
（2. PLA 61267 Army, Tongzhou, Beijing; 101114）
Abstract:The genetic algorithm optimization method has been built on the improved element-momentum theory, and verify the validity of the method. The blade aerodynamic shape design method was introduced in this paper in allusion to some problem of the helicopter rotor blade aerodynamic shape, The hover figure of merit efficiency is selected to as the design objective, Design parameters including the blade chord length, torsion angle, profile choice and disposal,The hover performance improved at the Satisfy constraint condition, Show the feasibility of the optimization method.
Key words:Rotor Blade Aerodynamic Optimization; Element-momentum Theory; Hover Performance
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PLC气动微震压实造型机自动控制
课程设计 （说明书） 题目气动微震压实造型机的自动控制 班级 141102021 学号 22 学生姓名李俊琴 指导教师刘红 2015年 1 月14 日
课程设计任务书 课程名称材料成型自动化 院（系）材料科学与工程学院专业材料成型及控制工程 班级学号202 姓名李俊琴 课程设计题目气动微震压实造型机的自动控制 课程设计时间: 2015 年1 月5 日至2015 年1 月16日 课程设计的内容及要求： 气动微振压实造型机是一种在压实的过程中能同时震击以得到较高的及较均匀的砂型紧实度的造型设备，造型工作循环主要由接砂、加沙、震击、压实、起模等工序组成。 控制要求：按下启动按钮，自动完成气动微震压实造型机的一个工作循环，之后设备处于下一个循环前的等待状态。 课程设计内容主要包括：①设备工作原理及工艺过程分析；②电磁阀状态表； ③PLC点数的确定；④I/O端口分配；⑤功能流程图；⑥PLC程序设计；⑦程序调试等。 指导教师刘红2015 年 1 月 5 日 负责教师年月日 学生签字年月日
摘要 本文介绍了电路系统控制下气动微震压实造型机造型过程的自动的PLC控制。主要动作程序为：接砂、加沙、震击、压实、起模等。电气控制系统中相应电磁阀通断电决定某一动作的实现。自动控制系统要求：按下启动按钮，自动完成气动微震压实造型机的一个工作循环，之后设备处于下一个循环前的等待状态。其次，本文还介绍了气动微震压实造型机的工作原理，基本结构，工艺过程，电气控制系统，PLC的基本结构等，并由PLC在其内部存储执行逻辑运算，顺序运算，计时，计数和算术运算等操作的指令，经过数字式或模拟式的输入和输出，控制整个气动微震压实造型机的一整个造型过程。 关键词：PLC ;气动微震压实造型机 ;造型过程
船舶螺旋桨螺距及拱度的优化设计研究
船舶螺旋桨螺距及拱度的优化设计研究 2010年6月11日 摘要 基于螺旋桨水动力性能的升力面理论预报程序，利用iSIGHT软件进行指定负荷分布形式下桨叶螺距及拱度的优化设计研究，并对设计结果进行粘流CFD计算验证。以某集装箱船螺旋桨为母型桨，保持其原有的径向负荷分布形式，指定不同的弦向负荷分布形式，采用上述方法进行螺距及拱度的优化设计（桨叶其它参数与母型桨相同）。CFD计算表明，通过指定适当的负荷弦向分布，可以在保证效率的同时使桨叶表面压力分布更加均匀，从而推迟桨叶空化。 关键词：船舶、舰船工程；螺旋桨；优化；设计；升力面理论；CFD 0引言 随着船舶向大型化、高速化发展，对螺旋桨的综合性能要求日益提高。现代船舶螺旋桨设计在追求高推进效率的同时，还必须在复杂的船尾流场中尽量推迟乃至避免空化的发生，从而降低螺旋桨诱发的船体振动及噪声。为了满足这些相互制约的要求，螺旋桨优化设计方法的研究日益受到船舶工程界的重视。 传统的螺旋桨设计方法分为图谱设计和理论设计两大类，前者无法直接用于适伴流及大侧斜桨的设计，后者可分为升力线、升力面及面元方法等，能够处理伴流及侧斜问题，但对负荷面分布形式的处理比较单一，应用也不够广泛。近年来，优化方法在螺旋桨设计中的应用研究开始出现，性能计算采用系列桨性能试验回归公式或升力面、CFD等数值方法，优化采用遗传算法、序列二次规划法、DOE方法等，优化目标包括推力、效率、激振力或其组合，但尚未形成比较成熟的体系，与工程应用的要求也有较大距离。 Benini开发了基于遗传算法的系列螺旋桨多目标优化方法，采用试验数据的回归公式计算敞水性能。以敞水效率和推力最大化为目标、Keller空泡限界公式为限制条件，对B
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飞机的常见气动布局 亲爱的同学们 大家好： 今天，我想和大家讲一讲，飞机的常见气动布局。大家知道的都有哪些呢？ 目前我们所知的可行的飞机的空气动力布局方式有：常规、鸭式、三翼面、变后掠、无尾、飞翼、前掠翼。这些布局方式各有特色各有长短，我将为大家逐个讲解。 首先是常规，常规布局也就是主翼在前，水平尾翼在后，有一个或两个垂尾的气动布局方式。使用这种气动布局设计的具有代表性的战斗机有，美国——洛克希德马丁公司：F22猛禽。俄罗斯——苏霍伊设计局：苏27侧卫。但其实，我们常见的客货机几乎全是这种设计的。常规布局的优点是技术成熟，理论研究已经非常完善，生产技术也成熟而又稳定，同其他气动布局相比各项性能比较均衡。只是由于均衡所以也没有特别出色的地方。 然后是鸭式。因为当初这种气动布局的飞机飞起来像鸭子，故此得名。说到鸭式布局，我们就不得不说世界上第一架飞机——莱特兄弟的飞行者一号。它所使用的布局其实就是鸭式布局。鸭式布局也是主翼在后面，前面加个小机翼叫做鸭翼。简单地来看，鸭式布局就是将常规布局中的水平位移移到了主翼前方，但鸭翼与平尾并不是一个概念。虽然鸭
翼也承担着控制俯仰的责任，但除此之外，鸭翼还会产生涡流。这些涡流吹过主翼会带来强大的增升效果，也就是说，鸭翼能提供额外的升力。如此，鸭式布局的飞机的短距起降性能更强，因为它们在低速度状况下也能获得较高的升力。鸭式布局的飞机在高速飞行中有着更高的稳定性，机动性也要比常规布局飞机更加出色。有时鸭式布局飞机还会在机身的后下方增加两片叫做腹鳍的翼面，以增加大迎角情态下的飞行稳定性，这是因为在大迎角情态下，常规布局的飞机的垂尾还会接触到由主翼和平尾的间隙间吹过的气流，而鸭式布局的飞机的主翼往往会阻断流往垂尾的气流，如此垂尾便不能很好地控制飞机的水平方向稳定，而在机身下方增加的腹鳍则能解决这个问题。这也是鸭式布局飞机的一个不同之处。鸭式布局设计的代表战机有：中国成飞歼20，欧洲双风：阵风、台风。而鸭式布局正是我国擅长，欧洲钟情的飞机气动布局方式。这里补充一个鸭翼与平尾的不同之处：鸭翼与主翼的耦合一般是不允许二者处于同一平面的：鸭翼的位置要高于主翼。如此鸭翼才会体现它的特性。而常规布局的飞机的平尾和主翼是可以，或者说一般都是处在同一平面的。可这样一来，我们知道，使用鸭式布局的我国歼20属于第四代隐身战机。而鸭翼的这种耦合方式会对飞机的外形隐身带来很大的负面影响。所以我们的歼20身上鸭翼与主翼的耦合方式变为了鸭翼上反和主翼下反。这样做确实压抑了鸭
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基于ANSYS的船用螺旋桨模态分析与优化设计 利用UG软件对船用螺旋桨模型进行处理，并用ANSYS有限元仿真软件分析其模态振型，首先分析无支撑情况下螺旋桨单叶片的模态振型，提取振幅最大模态。设计支撑方案，确定支撑位置并进行约束模态分析，结果显示螺旋桨单叶片频率有所提高，增加了加工刚度，最后确定优化的支撑方案，显著提高了螺旋桨的刚度，减小各阶模态的振动位移，对实际加工具有重要意义。 标签：ANSYS有限元分析；螺旋桨模态分析；优化设计 Abstract：The model of marine propeller is processed by UG software，and its modal mode is analyzed by ANSYS finite element simulation software. Firstly，the modal mode of single blade of propeller without support is analyzed，and the maximum amplitude mode is extracted. The results show that the frequency of single blade of propeller is increased and the machining stiffness is increased. Finally，the optimized bracing scheme is determined，and the stiffness of propeller is improved significantly. It is of great significance to reduce the vibration displacement of each mode for machining. Keywords：ANSYS finite element analysis；propeller modal analysis；optimal design 螺旋槳是舰船的主动力装置，其设计与制造精度直接决定舰船运行性能。目前，螺旋桨的设计技术我国已达到领先水平，但是加工制造技术还存在较大差距。我国对于船用螺旋桨现阶段的加工一直采用手工打磨的方式，其工作环境差，对工人的身体有很大损伤，并且效率低下，精度也难以控制。为了解决这一问题，我国一些学者正在研究利用机器人进行螺旋桨铣削加工的工艺系统，其具有较多的优势。研究发现，铣削加工中的振动一直是影响加工质量的主要因素，所以，针对螺旋桨的振动模态分析是研究的重点内容。本文主要利用有限元分析软件ANSYS对一种型号的船用螺旋桨进行模态振型分析，通过施加约束条件分析使用支撑时的模态变化，寻找优化的支撑方法。 1 模型处理 利用三维建模软件UG对现有的螺旋桨设计模型进行简单处理，避免在后续有限元分析时遇到的一些问题。如图1所示为螺旋桨的设计模型，直径3300mm，在叶梢位置由于建模方法的原因，存留有没有闭合的曲线，对后续有限元的网格划分会带来影响，所以，利用一直径为3290mm的同心圆柱面截取设计模型，截去叶梢的尖角部分，对模型整体模态的影响可以忽略不计，处理如图2所示。另外，根据螺旋桨的结构特点，靠近桨毂部分结构较复杂，靠近叶梢部分结构简单，所以为了在后续的单元划分时保证较高精度的同时又花费较少时间，在模型处理时将螺旋桨分割为两部分实体，一部分是包含桨毂，另一部分包含叶片。最后将处理完成的模型导出x_t格式文件，以便ANSYS软件导入。
《直升机设计》课程设计
《直升机设计》课程设计 姓名:齐伟 学号:1101433070
一、题目 直升机旋翼桨毂（跷跷板式）设计 二、任务 1．选定桨毂结构型式，进行结构布置（主要是轴向铰）。 2．桨毂外载荷计算。 3．绘制桨毂装配工作图和零件（选1~2个主要零件）工作图。 4．零件强度计算。 5．编写桨毂设计说明书。 三、原始数据 旋翼直径D 5.8m 旋翼转速n 491rpm 桨尖速度ΩR 150m/s 桨叶弦长b 0.2m 全机重量G 280kg 桨叶重量 m8.6kg b 桨盘载荷102.41N/㎡ 桨叶实度0.0443 旋翼旋转方向右旋（俯视） 旋翼输入功率N 55H P 四、桨毂结构参数 桨毂预锥角δ 2.5° 桨毂悬挂高度64mm 挥舞调节系数0 下限动角δ9°30′ 五、设计要求 桨毂结构要合理，安全可靠，在满足强度要求的情况下，要尽量减轻桨毂的重量。 六、设计参数的计算与确定
1、桨毂预锥角δ 旋停状态下 ?Ω===R l b e rdr R M N k Mg T tg N T 2)/(,/,δ δ=2.47o 在水平飞行下，拉力大于旋停状态，所以预锥角取大。 取δ=2.5o 2、当量挥舞铰外伸量e l 假定12βΩ=1.1242Ω,当用铰接式旋翼代替，其挥舞一阶固有频率一致。 12βΩ=(1+e l e S /e I )2Ω , e I =?R l b e dr r R M 2)/( e S =?R l b e rdr R M )/( 求得 e l =0.433m 3、桨毂悬挂高度h 在预锥角δ=2.5o时，桨叶重心高 h=Rsin2.5o/2=63.2mm 在水平飞行状态，桨叶的锥度角变大，所以h 取大 取h=64mm 七、桨毂外载荷计算 桨毂承受由桨叶传来的各种载荷（挥舞面的载荷、旋转面的载荷、铰链力矩）。在直升机各种工作状态，载荷情况各不相同。根据直升机强度规范，选用直升机在使用中会发生的并决定结构元件或整机最严重的工作状态的载荷作为桨毂静强度计算的载荷。 三种外载荷情况下，安全系数f =1.2 1、飞行状态，最大正过载系数n=2，旋翼转速1.25rotor n 桨毂受力图：
现代飞机常见气动外形特点及发展
摘要 我们看到任何一架飞机，首先注意到的就是气动布局。飞机外形构造和大部件的布局与飞机的动态特性及所受到的空气动力密切相关。关系到飞机的飞行特征及性能。故将飞机外部总体形态布局与位置安排称作气动布局。简单地说，气动布局就是指飞机的各翼面，如主翼、尾翼等是如何放置的，气动布局主要决定飞机的机动性，至于发动机、座舱以及武器等放在哪里的问题，则笼统地称为飞机的总体布局。 飞机的设计任务不同，机动性要求也不一样，这必然导致气动布局形态各异。现代作战飞机的气动外形有很多种，平直机翼布局、后掠翼布局、变后掠翼布局、无尾翼布局、鸭式布局、三翼面布局、前掠翼布局等。而以巡航姿态为主的运输机等大型飞机，其气动布局就相对比较单一，主要以常规布局为主 关键词：翼型；尾翼；气动外形；空气动力
目录 引言 (1) 一、现代飞机常见气动外形 (2) （一）作战飞机气动外形 (2) （二）非作战飞机气动外形 (7) 二、国内飞机常见气动外形 (7) （一）作战飞机气动外形 (7) （二）非作战飞机气动外形 (9) 三、飞机气动外形发展 (11) （一）作战飞机气动外形的发展 (11) （二）非作战飞机气动外形的发展 (11) 四、我国大飞机气动布局设计的发展建议 (15) 致谢 (17) 参考文献 (18)
引言 自从莱特兄弟发明第一架飞机以来，航空科技一直伴随着科技革命的推进迅速发展，由于该行业属于技术密集型，因此也使得航空科技一直云集着该时代最先进的科技成果，和众多的行业精英。因此航空技术往往代表着一个时代的科技水平，也促进和引领着科技进步。而一个时代的航空科技水平则主要体现在该时期的航空器上，飞机作为数量最多、最为常见的航空器，当然代表着一个时代航空科技的水平。而一个时代飞机的技术水准，则直观的体现在飞机的气动外形上。从飞机的气动外形我们就可以看出：这个时代航空科技的总体水平，这个时代的设计理念，甚至这个时代的军事政治战略格局等等。因此，研究飞机的气动外形及其发展，对于我们学习航空科技进而了解世界科技、历史、军事、政治等方面知识有着深远的意义。
48 自转旋翼机桨叶结构设计-钱伟(6)
第二十八届（2012）全国直升机年会论文 自转旋翼机桨叶结构设计 钱伟1朱清华1陈宣友2 (南京航空航天大学直升机旋翼动力学重点实验室，南京，210016；中航工业发展中心，北京，100012) 摘要：本文以某一自转旋翼机桨叶结构设计为例，介绍了中小型自转旋翼机复合材料桨叶初步结构设计，包括关键材料的选取，整体结构安排，常用部件布置等。为桨叶后续分析及调整奠定基础。 关键字：自转旋翼机；桨叶；设计 1引言 自转旋翼机的抗风能力较高。一般来说，其抗风能力强于同量级的固定翼飞机，而大体与直升机的抗风能力相当。旋翼机的性价比很高，胜过同量级直升机1/5~1/10。 旋翼系统主要给旋翼机提供升力和俯仰、滚转姿态操纵，桨毂常用的是全铰接式、跷跷板式。由于不需反扭矩装置，主要型式是单旋翼构型。旋翼常采用2片或3片桨叶，由于应用于直升机的负扭桨叶对自转旋翼机来讲并没有多大优势，所以常用无扭转或甚至是正扭转桨叶[1]。 桨叶是旋翼飞行器的关键部件，对旋翼机的性能和飞行安全都有重要影响。因此，桨叶设计直接影响飞行性能、飞行品质和飞行安全性。 2桨叶的气动参数优化选择 对于整个旋翼桨盘，起阻碍转动作用的桨叶段形成了一个阻转区，起驱使转动作用的桨叶段形成了一个驱动区，桨根段形成了一个失速区，这是垂直来流状态下的区域分布。 当有前飞速度时，来流有偏角，为斜流，各方位加上前飞相对速度投影的影响。显然，在后行桨叶侧靠近桨根处有一圆形反流区，反流区位于失速区内，失速区内气动力主要表现为阻力。桨盘升力主要由阻转区和驱动区气动合力的垂直分力合成[1]。本文选取桨叶半径，弦长，负扭度，及翼型配置进行优化设计（该技术方法另文呈现）。 3桨叶结构布置 3.1桨叶结构形式 根据优化设计选择桨叶参数，如下表1： 表1 桨叶的主要设计参数 旋翼形式跷跷板式（带挥舞铰） 旋翼转向右旋(俯视逆时针旋转) 旋翼直径D=12.8m 旋翼转速1（前飞状态）Ω=27.22rad/s (260r/min) 旋翼转速2（起飞状态）Ω=39.79rad/s (380r/min) 桨叶平面形状矩形 桨叶翼型OA212 桨叶扭转角0° 桨叶弦长0.350m
船后伴流场预报及考虑空泡性能的螺旋桨优化设计研究
船后伴流场预报及考虑空泡性能的螺旋桨优化设计研究 随着造船、航运业的发展,船舶的安全、节能、环保等性能越来越受到重视。作为目前最常用的推进装置,螺旋桨对船舶性能的影响很重要。 由于伴流场的非均匀性,螺旋桨旋转一周过程中其桨叶会以不同的攻角与来流相遇,容易使桨叶上产生空泡。螺旋桨空泡不仅会对桨叶产生剥蚀作用,还会产生噪声及引起尾部振动。 近年来,一方面船舶不断向大型化发展,而船舶吃水受港口、航道水深的限制,螺旋桨直径不能过分增大,于是导致螺旋桨负荷加重;另一方面,肥大型船得到广泛应用,其伴流场均匀性变差,螺旋桨的工作环境恶化。这两方面的原因使出现空泡、振动现象的可能性大为增加。 因而在现代船舶的螺旋桨设计过程中兼顾效率和空泡、振动等性能非常必要。本文针对螺旋桨水动力性能和空泡性能预报及其优化设计问题,开展了以下三方面的研究工作:一、基于CFD方法的船尾伴流场数值预报。 由于船尾伴流场对螺旋桨性能有重要影响,有必要对伴流场的影响因素进行研究。本文以某集装箱船为研究对象,采用前处理软件GMS进行线型建模,并在NAPA软件中进行线型参数化变换,然后采用CFD软件PARNASSOS求解船舶尾部伴流场,并与船模试验结果相比较以验证计算的准确性。 通过对不同方形系数、船体长宽比和尾部UV度等参数的尾部伴流场的研究,探明这些参数变化对伴流场的影响趋势。二、基于支持向量机和遗传算法的螺旋桨敞水性能优化。 由于图谱法设计螺旋桨简便实用,而且可为理论设计方法提供参考,本文首 先建立基于图谱的螺旋桨敞水性能优化设计方法。以敞水效率为优化目标,空泡
限界线为约束条件,进速系数、螺距比和盘面比为优化变量建立均匀流场中螺旋桨性能优化模型;采用支持向量机预报螺旋桨水动力性能,采用遗传算法求解优化模型。 通过将优化结果与商业软件CSPDP以及文献中的计算结果相比较,验证了本文方法的有效性,为非均匀流场中螺旋桨性能优化打下了基础。三、基于升力面法的非均匀流场中螺旋桨性能优化。 非均匀流场中螺旋桨性能预报的方法有升力线法、升力面法、面元法和计算流体动力学(CFD)方法。虽然CFD方法通常比其他方法的精度要高,但是对计算机硬件的要求也较高,计算效率相对较低,不适用于大量算例的计算。 为了兼顾计算效率和预报精度,本文采用升力面程序ANPRO预报螺旋桨的水动力性能和空泡性能。预报结果与试验观测结果的比较表明升力面法可以预报空泡范围变化的趋势。 在此基础上,分别以螺旋桨效率和空泡范围为优化目标,以不同半径处的螺距和拱度为优化变量,建立了优化模型并采用遗传算法进行求解。优化前后的性能对比表明,本文提出的方法可以在一定的螺旋桨效率下优化空泡性能或者在一定的空泡性能下优化螺旋桨效率。
桨叶的外形设计
叶片外形确定 设已知风轮尖速比0λ,直径D,叶片数B 和剖面翼型，叶片来流角?可由下式确定。0 33cot 2 2 r R ?λλ== 然后根据设计者经验取各剖面攻角α,一般取α满足升阻 比L/D 在最大值附近，再根据θ?α=-确定叶片扭角。最后根据 C = 要完整设计风力机叶片，可以按下面方法进行。 1. 风轮设计参数 给定风力机输出功率P 、设计风速1V 、机电效率12ηη，风能利用系数p C ，空气密度ρ 2. 风力机设计步骤 （1）计算风力机风轮直径D 根据公式321120.49P D C P V ηη=求得直径D (2)确定尖速比 根据设计风速，给定风力机转速，用电机加一个变速箱达到要求。这样就可以确定风力机的叶尖速比。 （3）确定叶轮的实度和叶片数目。已知尖速比，根据尖速比 与叶轮实度的关系图可以得到实度，对于小型的风力机叶片数目取3比较合适。 （4）将风轮分为10个剖面，每个剖面间隔0.1R,计算各剖面的λ值。 (5)选取翼型。确定升阻比最大时的攻角α和升力系数L C 。
（6）用公式0 33cot 22r R ?λλ==确定每个剖面的来流角? (7)确定每个剖面的形状参数N, 可用公式N = 计算 （8）对于每一个计算点，使用下列公式计算弦长.L rN C B C =, 根部区弦宽太大,故进行线化或其他处理. (9) 计算叶片展弦比SP. R C SP = C 为平均弦宽 （10）根据叶片的展弦比,对升力曲线进行修正。用经验性的校正调整攻角，以得到最佳的升阻比L/ D 根据升力曲线与轴相交处的攻角0α采用下列公式算出校正后的攻角c α, 03 (1)0.11L c P C S αα=+ + (11)根据公式c θ?α=-得到扭角，在根部，得到的扭角过大，也可做适当修正。 （12）绘制精确的叶片和翼型图。
直升机设计答案
1. 直升机设计一般分为几个阶段？各阶段的主要工作内容是什么？直升机技术要求的主要内容是什么？评价直升机设计方案的有效性准则的一般要求是什么？ 答：直升机设计主要分为以下几个阶段 技术要求的论证和确定（论证和确定对所研制新机的设计技术要求）； 概念设计（方案设计或总体设计）（选择直升机的布局，确定直升机及其个系统基本参数的最佳组合，保证最佳综合地满足设计要求或提出必须修改设计要求的依据）； 初步设计（技术设计或草图打样设计）（进一步确定直升机的几何参数、总量参数和能量参数，确定气动布局、总体布置、主要部件的结构型式、各主要系统的原理和组成，进行模型吹风试验以及详细的气动力、操纵特性、气动弹性和振动问题计算等）； 详细设计（工作设计或零件设计）（全面实现所确定的直升机的参数和性能，要提交对直升机各部件、各系统及全机进行生产、安装、装配工作所要的全部技术文件，绘制直升机原型机生产所要全部图纸（零件图、装配图、理论图），并相应进行全部必要的计算工作（气动、强度、振动和疲劳方面的计算等），进行试制和试验的准备工作）； 试制（指出原型机和有关试验件，以进行静动强度、系统模型、振动和飞行试验）；试验（对原型机进行实际的技术鉴定，包括地面试验和飞行试验两部分内容，试飞结束后提交试飞报告，编制心急的技术说明书、飞行手册和维护手册等）； 定型和适航性鉴定（根据试验结果，发现问题，按照有关方面的意见，对图纸和技术文件等作必要的修改。同时移交成套的生产图纸、技术文件及样机等，并提交使用维护方面的资料，经有关部门组成的定型委员会或民航适航部门审定批准后，交工厂进行成批生产）。 直升机技术要求是研制直升机的基本依据，主要内容有； 直升机的任务或用途 主要装载情况 主要飞行性能 其他如起落场地、自转着陆、运输条件、抗坠毁性和维护性等要求 典型使用曲线（任务剖面：表示直升机完成典型任务的飞行航线综合图） 评价直升机设计方案的有效性准则的一般要求是： 尽可能全面反映对直升机提出的各种要求； 可以进行定量分析； 简单明了，易于在研制阶段运用 2. 直升机在定常前飞状态时的需用功率有哪些？直升机的主要参数有哪些？详细阐述直升机主要参数与直升机各需用功率之间的关系。 答：直升机在定常前飞状态时的需用功率有：型阻功率、诱导功率和废阻功率；直升机的主要参数有：直升机的总重G、桨盘载荷p、功率载荷q、旋翼实度σ和桨尖速度Ω R；
民用飞机气动设计原理
民用飞机气动设计原理民用飞机可以随时转为军用。海湾战争期间，美国曾动员民用飞机用于军事运输。预警机、加油机等军事用途飞机也往往由民用飞机改型而成。下面是为大家分享民用飞机气动设计原理知识，欢迎大家阅读浏览。 宽体飞机相对于窄体飞机，超临界机翼气动设计的难点主要体现在哪里?(Dan) 超临界翼型设计的本质是弱激波翼型的设计。超临界翼型相较于普通翼型，其头部比较丰满，降低了前缘的负压峰值使气流较晚达到声速。即提高了临界马赫数。同时超临界翼型上表面中部比较平坦，有效控制了上翼面气流的进一步加速，降低了激波的强度和影响范围，并且推迟了上表面的激波诱导边界层的分离。因此超临界翼型有着更高的临界马赫数和更高的阻力发散马赫数。 超临界翼型与传统翼型对比 对于窄体飞机，其巡航马赫数范围在0.78-0.80 之间，通常巡航时间占全航程比例不高，因此翼型设计需要多考虑起降、爬升等非巡航性能。而宽体飞机的巡航马赫数则通常在0.85-0.90 之间，并常用于长航程飞机，应此翼型设计需要多考虑巡航性能。更高的巡航马赫数使得机翼表面有很大的超声区，使得通过翼型设计来削弱、推迟激波的设计难度大大加大。 控制律载荷一体化技术能改善飞机什么性能?有何效 益？(Zhijie) 放宽静稳定性使飞机阻力减小，减轻飞机的质量，增加有用升
力，使飞机的机动能力提高; 边界控制技术减轻了驾驶员的工作负担并保证飞机安全; 阵风载荷减缓技术减小阵风干扰下可能引起的过载，从而达到减轻机翼弯曲力矩和结构疲劳的目的，并提高乘坐舒适性; 机动载荷控制改变飞机机动飞行时机翼的载荷分布，降低翼根处的弯曲力矩，从而减轻机翼的结构重量和机动时的疲劳载荷，最终可以提高商载能力和增加飞行航程; 颤振模态控制技术通过改变翼面的非定常的气动力分部，从而降低或改善机翼的气动弹性耦合效应，最终达到提高颤振速度的目的。 A320 阵风载荷减缓控制系统说说风洞试验中，风洞的问题和缩比模型的问题、试验结果的一致性问题(Shaoyun) 风洞试验是指在风洞中安装试验模型，研究气体流动及其与模型的相互作用，以了解实际飞行器的空气动力学特性的一种空气动力试验方法。 F22 飞机风洞模型风洞的基本参数一是风洞几何参数，包括风洞截面积、风洞试验段长度等，二是风洞的试验风速，一般地，0~0.3M 范围为低速风洞，0.3M~1M为高速风洞，大于1M为超音速风洞。 由于模型缩比等原因，风洞试验模型不能完全保留真实飞行器的气动特性。风洞试验通过采用相似准则来尽可能地使试验特性同真 实特性一致，通常根据试验的目的不同会选择不同的相似准则，但一般都会满足的重要准则包括： 几何相似性，模型几何特征同真实飞行器尽可能等比例的放大或缩小; M 数相似，风洞试验M数和飞行器实际使用M数保持一致；
空气螺旋桨结构分析设计
靠桨叶在空气中旋转将发动机转动功率转化为推进力或升力的装置，简称螺旋桨。它由多个桨叶和中央的桨毂组成,桨叶好像一扭转的细长机翼安装在桨毂上,发动机轴与桨毂相 连接并带动它旋转。中国明代（1368～1644年）民间的玩具“竹蜻蜓”实际上是一种原始的螺旋桨。喷气发动机出现以前，所有带动力的航空器无不以螺旋桨作为产生推动力的装置。目前螺旋桨仍用于装活塞式和涡轮螺旋桨发动机的亚音速飞机。直升机旋翼和尾桨也是一种螺旋桨。 原理螺旋桨旋转时，桨叶不断把大量空气（推进介质）向后推去，在桨叶上产生一向前的力，即推进力。一般情况下，螺旋桨除旋转外还有前进速度。如截取一小段桨叶来看，恰像一小段机翼，其相对气流速度由前进速度和旋转速度合成（图1 ）。桨叶上的气动力在前进方向的分力构成拉力。在旋转面内的分量形成阻止螺旋桨旋转的力矩，由发动机的力矩来平衡。桨叶剖面弦(相当于翼弦)与旋转平面夹角称桨叶安装角。螺旋桨旋转一圈，以桨叶安装角为导引向前推进的距离称为桨距。实际上桨叶上每一剖面的前进速度都是相同的，但圆周速度则与该剖面距转轴的距离（半径）成正比，所以各剖面相对气流与旋转平面的夹角随着离转轴的距离增大而逐步减小，为了使桨叶每个剖面与相对气流都保持在有利的迎角范围内，各剖面的安装角也随着与转轴的距离增大而减小。这就是每个桨叶都有扭转的原因。 空气螺旋桨 螺旋桨效率以螺旋桨的输出功率与输入功率之比表示。输出功率为螺旋桨的拉力与飞行速度的乘积。输入功率为发动机带动螺旋桨旋转的功率。在飞机起飞滑跑前，由于前进速度为零，所以螺旋桨效率也是零，发动机的功率全部用于增加空气的动能。随着前进速度的增加,螺旋桨效率不断增大，速度在200～700公里/时范围内效率较高,飞行速度再增大,由于压缩效应桨尖出现波阻，效率急剧下降。螺旋桨在飞行中的最高效率可达85％～90％。螺旋桨的直径比喷气发动机的大得多，作为推进介质的空气流量较大，在发动机功率相同时，螺旋桨后面的空气速度低,产生的推力较大,这对起飞（需要大推力）非常有利。 构造特点螺旋桨有2、3或4个桨叶,一般桨叶数目越多吸收功率越大。有时在大功率涡轮螺旋桨飞机上还采用一种套轴式螺旋桨，它实际上是两个反向旋转的螺旋桨,可以抵消反作用扭矩。在发动机功率低于100千瓦的轻型飞机上，常用双叶木制螺旋桨。它是用一根拼接的木材两边修成扭转的桨叶，中间开孔与发动机轴相连接。螺旋桨要承受高速旋转时
无人直升机设计关键技术
COVER STORY 26 航空制造技术·2011 年第 11 期 无人直升机设计关键技术 南京航空航天大学 朱清华 张呈林 在信息技术的推动下，无人机已经成为发展速度最快的机种，作为无人机体系中的重要分支——无人直升机，因其结构紧凑、转场灵活、空中悬停、垂直起降、低空低速性能、机动性和安全性高等特点，已经形成了覆盖靶标、情报侦察、战场监视、通信中继、目标指示、引导与摧毁、电子干扰与对抗、灾害灾情调查、气象探测、国土资源调查、地理信息测绘、电力巡线和输油管线巡线等军、民用任务领域的产品体系。 线和输油管线巡线等军、民用任务领 域的产品体系。但是，由于其特有的一些关键技术尚未完全突破，所以相对于无人机体系中的另一个分支——固定翼无人机，无人直升机的发展则比较滞后。 无人直升机的发展经历了一个较长的、持续改进与提高的过程。从20世纪50年代起美国就开始研究无人直升机，到目前已有包括美国、 Key Technologies of Unmanned Helicopter Design 朱清华 南京航空航天大学航空宇航学院副教授、硕导，飞行器设计专业博士，研究方向为旋翼飞行器总体设计、直升机飞行力学与控制、直升机工程。 在信息技术的推动下，无人机已经成为发展速度最快的机种，作为无人机体系中的重要分支——无人直升机，因其结构紧凑、转场灵活、空中悬停、垂直起降、低空低速性能、机动性和安全性高等特点，已经形成了覆盖靶标、情报侦察、战场监视、通信中继、目标指示、引导与摧毁、电子干扰与对抗、灾害灾情调查、气象探测、国土资源调查、地理信息测绘、电力巡
COVER STORY 2011 年第 11 期·航空制造技术 27 以色列、俄罗斯、英国等十多个国家在研究和生产无人直升机。根据发展途径可以分为三类： （1）无线电遥控模型直升机飞行自主化，即在遥控航模直升机基础上增加自动导航功能，该类无人直升机起飞时重量较小，有效载荷不大；（2）有人直升机无人化，即直接将有人直升机改为无人直升机，或沿用有人直升机构型研制无人直升机；（3）摆脱常规直升机构型设计，充分发挥无人飞行器不受载人条件限制的技术优势，最大限度地提升飞行性能和对不同任务的适应能力。 无人直升机和固定翼无人机相比，除了飞行包线及用途外，突出的特点还有： （1）无人直升机的旋翼既是升力面又是操纵面，姿态调整通过操纵旋翼得以实现，但各姿态控制通道相互耦合，操纵过程中协调动作多, 控制系统各通道间协调配置比固定翼无人机更为复杂困难； （2）无人直升机旋翼气动力较小，旋翼拉力基本与飞行速度无关，而且旋翼动量矩很大, 如果按照无桨毂力矩式设计，会使得无人直升机的操纵反应迟缓；（3）无人直升机的稳定性较差，尤其在悬停状态时。 与有人直升机相比，无人直升机具有无人员伤亡、体积小、造价低、战场生存力高等特点，而且构型和气动布局也可以不受有人驾驶时的约束而多样化。 由上述特点形成了无人直升机技术的复杂性，迄今为止只有少数型号无人直升机正式装备部队投入实际应用。要想实现快速发展无人直升机的目的，就必须突破一些难度较大的关键技术。 总体构型与气动布局设计技术 总体构型与气动布局设计是无人直升机总体设计的主要内容，要依 的SUAV。该型无人直升机技术延 续有人驾驶的倾转旋翼机V-22和BA609，其特点是速度快，结合了固定翼飞机的中高速飞行性能和直升机的悬停、垂直飞行的低速机动性能；其缺点是控制相当复杂，对动力装置及机载监测和控制设备要求高。（4）涵道旋翼式（包括涵道螺旋桨式、涵道风扇式）。 根据平衡反扭矩的不同方式，可将无人直升机分为共轴双桨式和单桨式。其中共轴双桨反转相互平衡反扭矩，如美国的Cypher ；单桨式则靠涵道底部安装导流片或翼板，在旋翼/螺旋桨/风扇的尾流下产生气动力形成对重心的力矩以此来平衡反扭矩，如美国的ISTAR、Helispy。这类无人飞行器具有对称结构的涵道机体，布局紧凑、安全性高、操纵性好，双桨式稳定性好、悬停效率高，单桨式可倾转飞行、机动性好、速度快；缺点是双桨式飞行速度慢、单桨式垂直飞行气动效率低。（5）升力转换式。主要通过旋翼/机翼转换升力。据技术要求选择恰当的型式，合理布置各气动部件的位置及形状，从而提出总体布局方案。总体构型与气动布局设计技术涉及型式、参数和外形的设计，融合了空气动力学、飞行力学、航空材料与工艺学、结构强度和动力学等多个方面的专业技术，是一项决定无人直升机飞行性能的关键技术。不同型式的直升机，相关的设计问题差异很大，其中构型设计是影响全局的重要决策。目前，根据构型的不同，无人直升机大致可分成四大类：（1）单旋翼带尾桨式。如美国的MQ-8、奥地利的Camcopter S-100、日本的RMAX 和中国的WZ-1等无人直升机。此类型无人直升机采用常规的单旋翼带尾桨式，可充分借鉴技术相对成熟的有人直升机的设计经验和构造结构、从而实现操纵较为简单目的；缺点是占地空间大、安全性低、效率偏低。MQ-8“火力侦察兵”（Fire Scout）是战术无人直升机典型代表，已在美国海军部队列装。（2）共轴双旋翼式。 如加拿大的CL-327、俄罗斯的Ka-37、美国的QH-50、英国的Sprite、中国的“海鸥”等都是此类无人直升机。其优点是气动效率和操纵效率高、结构较为紧凑、纵向尺寸小；缺点是高度较高、传动及操纵机构较为复杂。 （3）倾转旋翼式。 如美国的 Eagle-Eye、韩 国
_大型飞机气动设计中的CFD技术
由于CFD 在节省研制费用、缩短研制周期、实现研制数字化自动化、提高研制质量等方面的优势，越来越多的人认为未来飞行器性能的确定，将依赖于在“虚拟风洞”数据基础上产生的“虚拟飞行”，这将是飞行器研制的主要发展方向。 近30多年来计算机和CFD 计算方法的迅速发展，CFD 取得了很大的成就。今天，以数值求解Euler 方程和RANS 方程为代表的CFD 技术已经广泛应用到航空、航天、船舶、武器装备等领域，取得了令人瞩目的成就，日益展现出它蓬勃的活力和发展的潜力 [1]。在航空航天等领域，CFD 革命性地改变了传统的空气动力学研究和设计方法，推动了这些领域的技术进步。由于CFD 在节省研制费用、缩短研制周期、实现研制数字化自动多数型号单位成为主要的气动设计 手段，风洞试验成为后期的确认性工作；（2）一般情况下，CFD 精度可以满足工程要求，型号部门大都购买了商业CFD 软件，但使用者的水平需要进一步提高;（3）商业CFD 软件具有功能全面、使用方便、技术服务好等优点，但这些商业软件的性能低，如计算精度、计算效率、可靠性均较差。西方大国的先进CFD 软件是禁止向我国出口的，如CFL3D、USM3D 等NASA 发展的著名CFD 软件； （4）计算周期大大缩短，常规CFD 任务可以在一周至数周内完成，复杂任务可以在数周至数月内完成。 基于CFD 在我国航空航天领域应用的现状，本文主要论述大型飞机气动设计中的CFD 技术。 大型飞机是指起飞总重超过 阎 超 液体力学教授，博士生导师，主要从事CFD 领域的研究工作。 大型飞机气动设计中的 CFD技术 北京航空航天大学国家计算流体力学实验室 阎 超 甘文彪 CFD Technology for Aerodynamic Design of Large Commercial Aircraft 化、提高研制质量等方面的优势，越来越多的人认为未来飞行器性能的确定，将依赖于在“虚拟风洞”（CFD）数据基础上产生的“虚拟飞行”，这将是飞行器研制的主要发展方向。美国NASA 在20世纪90年代的20项关键技术中CFD 技术被列为第8项, 属最优先发展的技术领域。 今天的CFD 已经成为飞机、导弹、飞船等航空航天飞行器研制中一种主要的气动分析和设计工具。CFD 以其快速、经济、高效、适用面广、约束少、数据详尽、容易实现数字化和自动化设计等特有的优势改变了传统的气动设计方法，成为航空航天飞行器研制中无可替代的有力工具。在我国，CFD 研究及其应用也得到了迅速的发展。目前，CFD 在我国航空航天领域的现状是： （1）CFD 已经得到普遍的认可，成为型号设计部门的常规手段，在大
直升机旋翼桨毂结构形式
直升机旋翼桨毂（含主桨尾桨）结构形式 1.简介 尾桨是用来平衡反扭矩和对直升机进行航向操纵的部件。旋转着的尾桨相当于一个垂直安定面，能对直升机航向起稳定作用。虽然后桨的功用与旋翼不同，但是它们都是由旋转而产生空气动力、在前飞时处于不对称气流中工作的状态，因此尾桨结构与旋翼结构有很多相似之处。尾桨的结构形式有跷跷板式、万向接头式、铰接式、无轴承式、“涵道尾桨”式等等。前面几种形式与旋翼形式中的讨论相似，只是铰接式尾桨一般不设置摆振铰。70年代以来，又发展了无轴承尾桨(包括采用交叉式布置无轴承尾桨)及“涵道尾桨”。“涵道尾桨”是把尾桨置于机身尾斜梁的“涵道”之中。涵道风扇直径小，叶片数目多。前飞时尾面可以提供拉力，因此，可以减小尾桨的需用功率。但在悬停时“涵道风功率消耗偏大，对直升机悬停和垂直飞行性能不利。可以避免地面人员或机外物体与尾桨相碰撞，安全性好。 1.1. 名词解释（参考图 2.2-1） 1)水平铰（挥舞铰）的作用：发动机丁作时，旋翼便以一定的转速转动。在飞 行过程中(如前飞)，由于飞行速度的存在，使得旋翼前行桨叶的相对气流速度大于后行桨叶的相对气流速度，从而使前行桨叶产生的升力大于后行桨叶产生的升力。若没有水平铰，则由两侧桨叶升力大小不等所构成的滚转力矩，将使直升机倾斜。有水平铰时，情况则不同。前行桨叶升力大，便绕水平铰向上挥舞；后行桨叶升力小，便绕水平铰向下挥舞。这样，横侧不平衡的滚转力矩就不会传到机身，从而避免了直升机在前飞中产生倾斜。 2)垂直铰（摆振或摆振铰）的作用：直升机前飞时，桨叶在绕旋翼轴转动的同 时还要绕水平铰挥舞。桨叶作挥舞运动时，桨叶重心距旋翼轴的距离不断变化。由理论力学得知，旋转着的质量对旋转轴沿径向有相对运动时，会受到
复合材料旋翼结构优化设计技术及应用
复合材料旋翼结构优化设计技术及应用 摘要：简单介绍了几种实用的直升机复合材料旋翼结构优化设计技术及其应用情况，并对相关优化技术研究和应用过程中应注意的问题进行了阐述，同时介绍了优化设计技术在复合材料旋翼结构设计中的应用前景。 关键词：旋翼优化设计配重以往人们在研制旋翼时，往往采用"原准机"设计法进行设计，即在参考样机附近寻找可行结构设计方案。采用"原准机"设计法进行结构设计，尽管较易于获得可行方案，但极大地限制了探索范围，只能形成样机系列，设计质量不可能有突破性的提高。同时以往的事实证明，即使在参考样机方案附近进行探索，要想获得较满意的结构设计方案，一般仍需花费大量的时间和人力财力。 随着人们对旋翼结构设计水平要求的提高，人们已不再满足于一般的可行方案，而是力求获得工程概念的最佳方案；探索的范围不再局限在参考样机附近，而是在一般的结构布局和工艺制造许可条件下，在动力学、强度、重量、对旋翼中心转动惯量等约束下的大范围探索。在更高要求和更大范围内探索最佳旋翼结构设计方案，必须解决两个层次的问题:其一是必须能对要求是否合理或有无可行方案进行快速判别；其二是必须在要求合理的情况下能迅速获得工程概念最佳方案。显然，"原准机"设计法难以解决上述问题，满足不了当代先进复合材料旋翼的结构设计要求。以优化方法为主脉、以高速计算机为主要设计工具的优化设计法及相应的优化设计技术，能从根本上解决上述问题，它们是未来直升机旋翼结构设计方法发展的必然趋势。 一、优化设计技术简介 现代概念的优化设计技术，是指能帮助人们快速获得最佳设计方案的技术，其本质是一种能迅速确定探索方向、生成结构方案、分析结构方案和比较结构方案优劣的技术。任何一种优化设计技术，都主要由优化模型和优化方法（或称优化器）两部分组成。 优化方法可分为直接优化法（如随机射线法、随机投点法、单纯形法等）和间接优化法（如线性规划、二次序列规划等）两大类，二者各有特色。直接优化法的特点如下：不需要推导复杂的目标函数和性能参数对自变量的导数关系，能减少中间理论环节；用直接优化法搜索最佳方案，与以往进行结构设计的过程基本相同且比较直观，但搜索步骤较多（通常的工程结构优化，一般需比较成百上千个方案），优化分析时间较长，需要高速计算机才能完成。间接优化法的特点则基本相反。因此，间接优化法比较适于工程规模较小、理论分析方法较成熟和计算机资源较缺乏的情况，而直接优化法适于工程规模较大、理论分析方法（尤其是上述导数关系不太明了）相对不太成熟、拥有高速计算机资源的情况。因此，从工程实际应用方面分析，在类似旋翼等较大规模的结构优化设计中采用直接优化法将更为适宜。 二、几种实用的复合材料旋翼结构优化设计技术及应用简介 1.复合材料旋翼前沿配重结构优化设计 在直升机复合材料旋翼结构设计过程中，由于稳定性和弦向重心等要求非常苛刻，旋翼桨叶前沿一般都需要布置配重条才能满足。配重条通常由铅等比重较大的金属材料制成，其形状一般为等截面长条结构，在复合材料旋翼桨叶剖面布置中尽量靠前沿；配重条横截面大小由桨叶前沿尺寸等因素综合确定。当配重条的材料、截面尺寸、在复合材料桨叶剖面中的位置确定后，影响旋翼稳定性、动力特性、强度、重量、对旋翼中心转动惯量的因素唯有其展向起止位置。 复合材料旋翼前沿配重结构优化模型如下： 目标函数 在目前的直升机研制中，结构重量的控制仍是设计中极其重要的任务，因此本优化模型
风力机的翼型与叶片外形设计简介
风力机的翼型与叶片外形设计简介 摘要 关键词：风力机，翼型，叶片 Introduction to aerofoil and blade shape design for wind turbine Abstract Keywords: 引言 叶片是风力机重要的能量转换部件，其设计和制造直接影响风力机发电机组的高效安全运行。风力机的运行效率直接与叶片的空气动力设计有关，包括叶片长度、翼型、沿纵向翼型的分布和安装角。 1、翼型与叶片外形设计的重要性 2、叶片外形设计的大概过程，强调叶片外形设计时翼型的前提作用 3、给出论文的框架 1.1 风力机翼型设计 1.1.1风力机翼型设计发展过程及特点 讲清与飞机翼型的区别 翼型空气动力特性的好坏直接影响风力机的性能，翼型的形状也影响叶片的主体结构形式。在风力机叶片翼型参数的设计过程中，各个参数的变化都会对其他参数的设计产生影响。在设计中本着能够使单位叶素有最大的功率利用系数的原则，来选择翼型参数。 在20世纪七八十年代的风力机设计过程中，很多风力机直接采用了NACA系列中的航空翼型。但风力机的工作条件和飞机有较大的区别，一方面风力机叶片工作时，其攻角变化
范围大；另一方面风力机叶片设计要考虑低雷诺数的影响，风力机和飞机工作的雷诺数范围有所不同，其影响将就也不完全一样，过去在小型风力机设计中考虑雷诺数较少而是直接选 用，以翼弦为特征长度的雷诺数在风轮径向方向是变化的，在大型叶片设计中必须给以考虑。设计实践表明，使用航空翼型虽然可以得到很高的升阻比，但是在低雷诺数环境下，航空翼型易于发生泡式分离，从而使升阻比特性恶化。另外，航空翼型对表面粗糙度比较敏感，在翼型几何形状由于灰尘、结冰等原因发生变化时，翼型的气动特性往往也会迅速恶化，从而不适于直接作为风力机叶片翼型使用。 因此，选择翼型常根据以下原则：对低速风轮，由于叶片数较多，不需要特殊的翼型升阻比；对于高速风轮，叶片数较少，应选择在很宽的风速范围内具有较高的升阻比和平稳失速特性的翼型，对粗糙度不敏感，以便获得较高的功率系数；另外要求翼型的气动噪声低。 1.1.2风力机翼型分类 按风机发电量，按不同实验室; 不同类型的风力发电机对翼型的不同要求 1.1.3风力机翼型设计方法简要介绍 1.1.4风力机翼型小结 创新点在于：对于不同类型的风机翼型应该怎么样选取，在一个叶片上不同翼型的分布。 1.2 叶片外形设计 从轮毂中心到叶尖不同位置处，翼型的选择 从轮毂中心到叶尖不同位置处，相应翼型的弦长长度公式 从轮毂中心到叶尖不同位置处，相应翼型的攻角 失速型叶片与变桨型叶片的区别（安装角的问题） 陆上风机叶片与海上风机叶片的区别 MW风机与小型风机叶片的区别 1.3 金风750KW与1.5MW的翼型与叶片外形特点 提出目前叶片所存在问题