垂直起降飞机设计中升力风扇估算模型分析

1、第28卷第3期2010年6月飞行力学Vol.28No.3FLIGHTDYNAMICSJune2010垂直起降飞机设计中升力风扇估算模型分析郑志成,周洲(西北工业大学,摘要:参考涵道风扇动量理论模型,并通过具体算例对其进行验证。关:;模型分析文献标识码:A文章编号:100220853(2010)0320021203引言涵道风扇的研究始于二战时期的德国,到20世纪6070年代得益于垂直起降飞机的不断研究,涵道风扇获得了较深入的发展。目前,涵道风扇系统广泛应用于直升机的涵道尾桨、涵道式直升机、垂直起降飞机的直接升力部件等领域。升力风扇是一种特殊用途的涵道风扇系统,应用于升力风扇概念垂直起降飞机,其主

2、要工作状态下的轴向来流速度可以认为是零。在垂直起降飞机总体初步设计过程中,主要关注点在于其基本几何特征(直径R、高度H)和基本动力特性(功率P、推力T),对升力风扇系统的估算模型较为粗略,能够定性反映上述关系即可,而对于升力风扇桨叶等详细参数不作研究。基于上述原因,本文参考螺旋桨动量理论建立了垂直起降飞机总体设计时升力风扇系统初步估算模型,并根据该模型分析了垂直起降飞机总体设计中需要注意的问题。流区速度增量,V2=V2-V0;V2为滑流区气流速度。升力风扇系统作为垂直起降的升力部件,其轴向来流速度可以认为是零,即V0=0,此时V2=V2。则由式(1)式(3)可得到关于升力风扇系统的总体估算模型

3、。系统总推力:2(4)T=AV22(1-q)风扇桨盘推力:2(5)Tp=AV22升力风扇系统的功率:3=(6)PAV24(1-q)推力面积比:2(7)=V2A2(1-q)功率推力比:(8)=V2T2式(4)(式8)构成了升力风扇概念垂直起降飞机总体设计中关于升力风扇的估算模型。上述模型中关于表征涵道效应的涵道推力因子q和表征涵道风扇效率的还需确定。涵道推力因子q还无理论公式可用,现阶段主(2)(3)1升力风扇系统的动量理论模型依据动量定理以表示为:1,涵道风扇系统的功率、推力可22V0V2+V2T=A2(1-q)2Tp=A(2V0V2+V2)2=(V2+2V0)TP2(1)要利用ARKrieb

4、el关于薄圆柱涵道螺旋桨的研究成果2,给出的关于螺旋桨拉力TP与总拉力T之比的近似曲线,其拟合公式为:(1)当010x012时式中,A为桨盘面积;V0为轴向来流速度;V2为滑收稿日期:2009209228;修订日期:2009212230作者简介:郑志成(19752),男,黑龙江呼玛县人,博士研究生,研究方向为飞行器总体设计。22f=100x-5218571x+3飞行力学第28卷升力风扇系统的初步估算。(9)1013214x+010007143(2)当012x110时32f=018544x-119389x+114973x+015252q=1+f3估算模型分析由式(8)可以看出:涵道效应对于滑流区

5、气流速度V2是没有影响的;由式(4)、式(6)、式(7)可以看出:在V2一定的情况下,升T/A,飞机总体设计力。定义升力风扇系统总推力T与系统输入功率P的比值T/P为静升力效率。则由式(7)和式(8)得到:=P(10)(11)式(9)和式(10)中,x=H/D,H为涵道高度,D为涵道直径。升力风扇效率主要与桨叶参数轴向来流速度有关。中,、推力、容,一般要根据经验事先选取值进行总体初步设计。参考风机理论中的经验取值,风机效率的取值一般在016019之间,设计较好的风机系统,其效率可以达到或超过0193-qT/A(12)。2升力风扇估算模型算例以某直升机涵道尾桨在地面无风状态下的数据对上述估算模型

6、进行验证。已知桨盘直径D=1095mm,桨毂直径d0=471mm,涵道长度H=410mm,最大轴功率Pmax=330kW时,涵道风扇系统总推力T=678511N,桨盘推由上式可以看出,静升力效率T/P与推力面积比T/A、空气密度、涵道效应q以及升力风扇的效率有关。升力风扇静升力效率随推力面积比T/A及飞行高度的变化曲线如图2所示。力TP=365012N,风扇效率=0191。由上述条件可知:A=01767m,又由式(10)、式(11)得到x=01374,f=018587,q=0146。分别取功率P和总推力T为纵坐标和横坐标,得到曲线如图1所示。图1中,给定曲线为基于涡流理论的解析解曲线。曲线对比

7、中,在推力为0N,4900N,6593N时估算模型与给定数值偏差较大,图2静升力效率2桨盘载荷曲线其原因在于涵道风扇系统的效率值是随着系统工作状态而改变的,而在估算模型中的值是不变的。由图2可以看出,随着升力风扇推力面积比的增加,系统静升力效率降低,特别是在低桨盘载荷时,静升力效率存在着一个陡降区域;而随着飞行高度的增加,系统静升力效率也是减小的,其变化较剧烈部分也在低桨盘载荷区域。升力风扇静升力效率T/P随推力面积比T/A变化的特性在国外相关试验中已经得到证实。这种特性使得垂直起降飞机总体设计过程中,升力风扇的设计具有更大的灵活性通过调整风扇面积来改变系统直接升力,以适应发动机的输出功率。图

8、1给定算例的PT曲线上面曲线对比证明:式(4)式(11)的模型反映了升力风扇系统各主要参数之间的相互关系,可以用于升力风扇概念垂直起降飞机总体设计中关于涵道效应对于静升力效率T/P的影响如图3所示。由图3可以看出,升力风扇的静升力效率随着涵道效应的增加而增加,并且随着风扇效率的增加静升力效率也是增加的。第3期郑志成等.垂直起降飞机设计中升力风扇估算模型分析423通常,增加涵道效应有以下几种方法:减小桨尖间隙,增加涵道高度,合理设计涵道唇口半径和涵道出口扩张角。对于升力风扇安置于机翼上的垂直起降飞机来说,涵道高度是由机翼厚度决定的,一味地追求涵道高度会使飞机平飞阻力大大增加;涵道,升力风扇是埋;

9、,;,还会对过渡模态下的飞机升阻特性产生较大影响,在气动设计过程中需要予以重视。图3静升力效率2涵道效应曲线由上述分析可知,机设计过程中,T/需要降低推力面积比hq。另外,由式(5)和式(8)可以得到桨盘推力为:Tp=T(1-q)=2)2(1-q)A(P4结论综上所述,可以得到如下结论:(1)式(4)式(11)关于升力风扇系统的估算(13)由于表征涵道效应的推力比例因子q在0015之间,由式(13)可知,涵道效应的增加使得风扇的桨盘推力大大减小,相应地降低了风扇叶片的结构强度和刚度要求,减小了系统结构重量。一般来说,在垂直起降飞机总体设计过程中,上述4个参数中,推力面积比T/A在一定程度上要受

10、到飞机布局的限制,并且垂直起降飞机的起降阶段一般都在很低高度飞行,故变化不大,因而系统效率和推力比例因子q就成了需要重点考虑的对象。涵道风扇系统效率主要决定于涵道内转子叶片的翼型、扭转等具体参数,属于动力专业内容,飞机总体设计阶段可以不予考虑,这里不作论述。涵道推力比例因子q与涵道气动外形相关,在飞机总体设计阶段需要考虑。模型可以应用于垂直起降飞机的总体初步设计中。(2)升力风扇系统的静升力效率与滑流区气流速度有关。参考文献:1刘沛清.空气螺旋桨理论及其应用M.北京:北京航空航天大学出版社,2005:55265.2KriebelAR.Theoreticalinvestigationofstat

11、iccoefficients,stabilityderivatives,andinterferenceforductedpropellersR.AD2602269,1990.3严家祥,鲍国华,席德科.工业空气动力学M.西安:西北工业大学出版社,1990:124.4RobertTT.ExperimentalinvestigationoftheeffectsofsomeshroudpropellersubmergedinawingR.NACATN24126,1958.AnalysisontheestimationmodelofliftfanwhendesigningVTOLZHENGZhi2che

12、ng,ZHOUZhou(NationalKeyLabofSpecialTechnologyonUAV,NorthwesternPolytechnicalUniversity,Xian710065,China)Abstract:Basedonthetheoryofmomentumforaliftfansystem,theestimationmodeloftheliftfanwasintro2ducedfortheVTOLconceptualdesign,anditsfeasibilitywasverifiedbytheexample.Withtheaidofthetheoreti2calanalysisofthiscalculationmodel,itconcluded