摘要:自二次大战后期开始,“活塞改喷气”的大趋势很快地由歼击机向各类飞机扩展。由此导致航空螺旋桨的研究发展工作曾一度基本停顿。经过三十年左右,却戏剧性地出现了“螺桨复兴”的局面。目前世界上大部分支线飞机和通用航空飞机均主要依靠螺桨推进。此外,大中型民用飞机使用桨扇推进的前景一直为人们所关注。从我国情况来看,目前已投入批量生产的全部民机,都装备螺旋桨而无一例外。为了加强航空螺旋桨的研究工作,在部领导直接关怀下,“北航螺桨研究发展中心”于 1 988年元月份正式诞生。

摘要:在当代航空螺旋桨的工程设计体系中,气动弹性稳定性分析子系统是一个重要组成部分。我国近年来所发展的螺桨工程设计体系中已包括这个组成部分。本文中对于近年所发展的螺旋桨气动弹性稳定性分析子系统作一摘述。

摘要:本文提供了一种能有效计算螺旋桨性能的方法。方法的特点在于:(1)边界条件中利用了中弧面上的局部斜率以代替平面边界条件,使本方法适用于具有较大弯度翼型的螺旋桨;(2)用近似解析式与数值积分结合起来计算螺旋形尾涡产生的诱导速度,在保证精度的条件下,使计算工作量降低到原有的 10 %;(3)利用翼型的升阻特性考虑翼型阻力及压缩性影响。利用本方法对某型飞机的螺旋桨进行了计算,并与实验数据作了比较,在进距比不太小的情况下,计算结果与实验数据符合很好。

摘要:本文提供一种螺旋桨气动设计的数值优化方法。作为优化基础的气动性能计算部分,采用了 Goldstein理论为基础的片条理论,计算结果与实验数据比较表明,性能计算方法是可用的。数值优化采用的是混合罚函数法。利用本数值优化方法对两个已有的螺旋桨重新进行了优化设计。结果表明,在最高效率点附近,效率随桨叶几何参数的变化比较缓慢;同时取弦长和扭角作为设计变量可以设计出比单独取扭角为设计变量时弦长更短的螺旋桨,从而可减小桨叶重量和提高螺旋桨的巡航效率。

摘要:本文对一种螺旋桨的气动力设计特点先作了分析。在这基础上又根据当前螺旋桨技术的发展新水平提出了改型设计争取达到的指标。在总体设计中确定了翼型选择、桨叶平面形状、直径以及厚度分布等重要参数。介绍了优化设计原理主方案筛选。根据新、旧桨缩尺模型的风洞对比实验结果可知,设计是完全成功的。新桨的静拉力和起飞爬高效率各比原桨提高 13.8%和8.76 %。巡航效率和噪声性能亦有所改进。均超过了预期指标。

摘要:本文介绍了旋转螺桨叶面流场显形实验。粘贴丝线在旋转桨叶表面作流场显形。从实验结果看,在桨叶由根到尖的五分之四部分,气流由前缘向后缘与弦线方向倾斜某个角度向外流动。而在桨叶尖部五分之一区域出现叶面气流分离和倒流现象,严重时甚至出现反向环流,从而产生负拉力使螺桨效率明显下降。

摘要:本文给出了预测飞机螺桨在自由空间内幅射的气动声场的一种数值方法。即时域内进行延迟时间积分的一类方法。在该方法中使用片条假设,并考虑厚度声源和负荷声源项作为非紧致声源。计算与实验结果对比表明,该方法和相应软件可作为一种工程手段来使用。

摘要:就螺桨而言,其性能优劣的主要标志是高效率与低噪声,而以螺桨推进的飞机,螺桨为主要噪声源,为满足CAAR36及FAA36等国内外有关航空声学适航条例,要求在设计阶段 就能准确地预测远场噪声特性,另一方面,从旅客舒适性角度考虑,以及从结构完整性和安全性角度考虑(即防止声疲劳),则要求能准确地预测近场噪声。这样,在当代螺旋桨设计体系中包括螺旋桨声学设计子系统是完全必要的。

摘要:本文介绍了两个缩尺模型螺旋桨的气动与声学性能对比实验。一个为三叶桨 (A桨),它是一种生产型号的缩尺模型,另一个为四叶桨 (B桨),是用当代气动与声学计算方法设计的新桨的缩尺模型。两桨的最大直径均为 0.6 6 m,转速均在 150 0～ 30 0 0 r/min之间运转。实验结果表明,在相同工作状态及功率系数的情况下,四叶桨的拉力系数比三叶桨高,而噪音比三叶桨低;在相同工作状态及拉力系数情况下,四叶桨的噪音也比三叶桨低。四叶桨效率及整个性能均优于三叶桨。

摘要:某型螺旋桨叶坐标系及约束条件,某型螺旋桨叶片均匀安装在整体桨毂上,叶型剖面重心基本上与桨叶径向Z轴线重合,以飞行的反向定为X轴,桨叶旋转平面为Y-Z。桨叶的边界约束条件较方便,只需将桨叶根部剖面1-1沿径向固定即可,为使在其他方向不致移动,在此剖面上的任意一点同时固定三个方向的位移。

摘要:某型螺旋桨毂坐标系的确定,此桨毂为整体形结构,沿径向均匀装置四个桨叶,如图1所示,以飞机飞行方向定位,桨毂旋转平面定为XOY平面,沿桨叶轴线方向为X轴坐标,在旋转平面内与X轴垂直方向为Y坐标,Z轴坐标则为通过旋转轴心而与飞行方向相反的轴线。在旋转平面的后端面,用端齿与发动机主轴连接,以传递扭矩及轴向位伸;其前端面安装螺旋桨整流罩,罩内装置液压调节活塞,整体结构内为空心,桨叶变距机构由此空间操纵四个桨叶。桨叶的离心力和气动力通过桨轴传递至桨毂。

摘要:桨毂动力特性用八节点三维等参元与子空间迭代法进行数值模拟;进行了实验模态分析,从而确定了桨毂前六阶的固有频率及其对应的振型。

摘要:本文用试验模态分析技术研究了螺桨桨叶振动特性。重点考察、分析了桨叶根部连接状态和桨叶安装方式对振动固有频率和模态的影响;提出要准确地了解和分析桨叶的动力特性,应该模拟螺桨与发动机实际连接、安装状态,进行桨叶—桨毂—螺桨轴耦合动力特性的计算和试验。

摘要:本文采用有限元素法对某型螺旋桨及其改型桨桨叶的振动特性进行了计算和分析,以考查改型桨桨叶在使用中是否会出现危险的共振故障。

摘要:本文给出二维疲劳裂纹扩展门槛值分布函数,建立二维应力—门槛值干涉模型。该模型可用于含初始缺陷或意外损伤的螺旋桨叶无限寿命可靠性分析和设计,得到桨叶可靠度与初始裂纹尺寸之间的函数关系式。考虑到随使用时间增长,桨叶遭受意外损伤的可能性将不断增大,损伤的程度也不断加重,文中还给出桨叶在无限寿命条件下的检修周期。该方法也可用于其它含裂纹构件以及复合材料桨叶的无限寿命可靠性分析和检修周期确定。

摘要:目前国产飞机螺旋桨的电加热防冰层是加在理论外形表面,它局部地改变了桨叶的气动外形(图1)。据资料介绍(AGARE CP-366 1985年)这种形式的防冰层使翼型的最小阻力系 数(CDmin)提高50%,而使螺旋桨效率降低1～3%。国外有些螺旋桨已使用不破坏桨叶气动外形的电加热防冰层。

摘要:气流在叶片机中的实际流动过程极其复杂,必须利用各种测试手段来了解叶片机级间三元流场。本文介绍一种小球型五孔探针测量系统用于压气机级间参数测量的结果。该系统具有一些突出的特点。其一是探针头部尺寸小,对气流的干扰小;其二是数据处理手段先进,探针校准程序及测量结果的处理程序比较成熟。实践证明,其测试结果与常规探针所测得的结果非常接近,重复性较好。由测量结果整理出的压气机性能参数与设计值也比较接近。

摘要:本文讨论波长为 1.0 6 μm的 YAG激光束通过固体推进剂火焰时引起的信号衰减。对固体推进剂药条上方的燃烧火焰和发动机喷出的高速羽焰进行了实验测量。结果表明,YAG激光束在穿越推剂火焰后会引起信号衰减;不同的推进剂引起的衰减量有很大不同;推进剂中铝粉的含量是造成近场羽焰激光信号衰减的主要因素。

摘要:静态点火条件下,在复合推进剂和双基推进剂裂缝燃烧实验的基础上,建立了一个综合静态点火模型。其中包括对流换热效应、气相热传导效应、热辐射效应、侵蚀燃烧效应和声振腔的影响。数值求解后得到许多参数的变化规律,可以预估裂缝燃烧的基本特征及其影响因素。文中就火焰传播速度与实验结果比较,吻合较好。此模型既可用于双基推进剂的裂缝燃烧研究,又可用于复合推进剂,具有较广泛的适用性。

摘要:本文采用准则法和数学规划法相结合的方法成功地解决了固体火箭发动机喷管座和壳体接头组合结构的优化设计问题,为减轻结构质量,为寻求喷管座最佳型面和尺寸提供了有价值的方法和结论。以现有某结构为例,经过优化设计,质量降低 16.35%,明显地提高了发动机质量比。

摘要:正常模型　变推力发动机其系统结构和数学模型的推导详见文献[1]。在这里,我们主要是要研究如何根据系统仅能提供的燃烧室压力测量值检测混合比严重偏高的故障,所以 略去其它部件(见图1)。

摘要:国内外许多学者在设法控制二次流,减小二次流损失这一研究领域进行了卓有成效的工作,其中采用收敛型通道抑制二次流和采用可控涡设计减小二次流损失的技术措施在生产型发动机上均得到了成功的应用。60年代初,苏联的杰依奇教授和本文作者王仲奇教授,为了改善端壁附面层状况和改变沿叶片表面径向压力梯度,以便抑制流体的传输作用,研究了倾斜叶片并提出了弯扭联合成型叶片的设想。目前,它已在许多先进的航空发动机上得到了成功的应用。本文扼要地分析了这种叶片控制二次流的机理,并介绍了它的环形叶栅的实验结果。通过对一小型涡喷发动机涡轮导向器三元气动改型设计的算例分析,说明应用弯扭联合成型叶片是提高发动机性能的一个有效手段。