【技術實現步驟摘要】
本專利技術屬于空氣動力學領域，涉及一種考慮機身尾跡干擾的尾推力槳設計方法。
技術介紹
1、螺旋槳為航空器提供前向動力，在亞音速范圍內，其效率高于噴氣式的推進方式。常用的螺旋槳常置于機身或機翼前部，拉動直升機前向飛行，此時螺旋槳的入流條件近似為均勻入流，現有的螺旋槳氣動設計方法均基于這種假設。
2、國內外對拉力螺旋槳設計與性能計算的研究相對比較成熟。gold-stein提出了螺旋槳的渦流理論，奠定了螺旋槳設計的理論基礎。black等提出了帶冠螺旋槳的設計思想，并對其進行了性能試驗。angelo等提出了在給定工況下設計最優弦長和扭轉角的最大效率螺旋槳設計方法。胡穎等根據某高空飛艇螺旋槳的設計要求對螺旋槳進行了氣動設計，通過罰函數法對螺旋槳的弦長和安裝角進行了數值優化。程鈺峰等對高空螺旋槳的氣動性能進行了分析，得到了高空螺旋槳氣動性能隨槳葉數目、槳徑長度、旋轉速度及前進速度的變化規律。
技術實現思路
1、專利技術目的：建立一種考慮機身尾跡干擾的尾推力槳設計方法，能快速獲得尾推力槳的氣動布局。
2、技術方案：
3、提供一種考慮機身尾跡干擾的尾推力槳設計方法，包括：
4、根據邊界層保護函數，推導出尾推力的入流速度與葉素徑向位置之間的關系；
5、以尾推力的入流速度與葉素徑向位置之間的關系為基礎，采用拉力槳設計方法，計算導出尾推力各截面翼型的最優弦長和最優扭轉角。
6、進一步的，尾推力的入流速度與葉素徑向位置之間的關系的表達
7、；
8、其中，v是入流速度， δh為環向平均的名義邊界層厚度，v0邊界層外緣的環向平均速度，r為葉素徑向位置，r0是槳轂半徑。
9、進一步的，以尾推力的入流速度與葉素徑向位置之間的關系為基礎，采用拉力槳設計方法，計算導出尾推力各截面翼型的最優弦長和最優扭轉角，包括：
10、對于槳葉沿著槳葉徑向的第i個截面，計算拉格朗日常數；
11、計算實際來流相對旋轉平面的夾角、誘導攻角、無量綱的實際速度，從而計算各站位的雷諾數和各站位的馬赫數；
12、通過各站位的雷諾數和各站位的截面馬赫數，計算弦長取不同b值時的第i個截面翼型的升阻特性,得出第i個截面在不同b?值時的最大升阻比（cl?/?cd?）所對應的攻角，升力系數clmax、阻力系數cdmax；
13、利用上得到的、clmax、cdmax計算無量綱弦長b；計算差值，取最小差值時對應的b為第i個截面的最優無量綱弦長，則該截面的實際弦長為，最小差值對應的則為第i個截面的有效迎角，則第i個截面的扭轉角為。
14、進一步的，拉格朗日常數k的計算公式為：
15、，
16、式中，，vt為槳尖速度。
17、進一步的，夾角的計算公式為：
18、；
19、為前進比，為第ｉ個截面的無量綱坐標，ri是第i個截面的葉素徑向位置。
20、進一步的，誘導攻角的計算公式為：
21、；
22、無量綱的實際速度的計算公式為：
23、；
24、各站位的界面雷諾數和各站位的截面馬赫數的計算公式為：
25、；
26、進一步的，無量綱弦長b的計算公式為：
27、。
28、有益效果：
29、本專利技術采用該尾推力槳設計方法可迭代得到滿足設計要求推力槳方案，經計算驗證，所設計的推力槳在給定功率下滿足推力需求，且推進效率達到86%。
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1.一種考慮機身尾跡干擾的尾推力槳設計方法，其特征在于，包括：
2.根據權利要求1所述的方法，其特征在于，尾推力的入流速度與葉素徑向位置之間的關系的表達式：
3.根據權利要求2所述的方法，其特征在于，以尾推力的入流速度與葉素徑向位置之間的關系為基礎，采用拉力槳設計方法，計算導出尾推力各截面翼型的最優弦長和最優扭轉角，包括：
4.根據權利要求3所述的方法，其特征在于，拉格朗日常數K的計算公式為：
5.根據權利要求4所述的方法，其特征在于，夾角的計算公式為：
6.根據權利要求5所述的方法，其特征在于，誘導攻角的計算公式為：
7.根據權利要求6所述的方法，其特征在于，無量綱弦長B的計算公式為：
8.一種計算機可讀的存儲介質，其上存儲有計算機程序，其特征在于，所述計算機程序被處理器執行時實現如權利要求1-7中任一所述的方法。
【技術特征摘要】
1.一種考慮機身尾跡干擾的尾推力槳設計方法，其特征在于，包括：
2.根據權利要求1所述的方法，其特征在于，尾推力的入流速度與葉素徑向位置之間的關系的表達式：
3.根據權利要求2所述的方法，其特征在于，以尾推力的入流速度與葉素徑向位置之間的關系為基礎，采用拉力槳設計方法，計算導出尾推力各截面翼型的最優弦長和最優扭轉角，包括：
4.根據權利要求3所述的方法，其特征在于，拉...
【專利技術屬性】
技術研發人員：朱文慶，高浩學，徐明，
申請(專利權)人：中國直升機設計研究所，
類型：發明
國別省市：
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