某型電動飛機螺旋槳的設(shè)計與試驗

項松, 劉遠(yuǎn)強, 佟剛, 張利國, 康桂文, 吳江, 王吉, 劉百明

(沈陽航空航天大學(xué) 遼寧省通用航空重點實驗室, 遼寧 沈陽　110136)

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某型電動飛機螺旋槳的設(shè)計與試驗

項松, 劉遠(yuǎn)強, 佟剛, 張利國, 康桂文, 吳江, 王吉, 劉百明

(沈陽航空航天大學(xué) 遼寧省通用航空重點實驗室, 遼寧 沈陽110136)

摘要：某型電動飛機采用稀土永磁電動機作為動力裝置,采用螺旋槳產(chǎn)生拉力。為了提高電動飛機的航時,螺旋槳的設(shè)計目標(biāo)應(yīng)為:具有較高的效率,足夠的拉力,并且保證螺旋槳需用功率與電動機功率相匹配。設(shè)計了某型電動飛機的固定槳距螺旋槳,建立了螺旋槳的三維CATIA模型,制造了兩葉的木質(zhì)螺旋槳,進行了螺旋槳的地面試驗和風(fēng)洞試驗。試驗結(jié)果表明:該型螺旋槳在起飛狀態(tài)(螺旋槳轉(zhuǎn)速2 164 r/min),靜態(tài)拉力達(dá)到98.2 kg,電動機軸功率為35.09 kW,電池輸出功率37.08 kW;巡航狀態(tài),螺旋槳效率達(dá)86.76%,設(shè)計的螺旋槳達(dá)到了預(yù)期的設(shè)計目標(biāo)。

關(guān)鍵詞：電動飛機;螺旋槳;高效率;地面試驗;風(fēng)洞試驗

某型電動飛機采用螺旋槳產(chǎn)生拉力,為了提高電動飛機的航時,螺旋槳必須具有較高的效率,足夠的拉力,并且保證螺旋槳需用功率與電動機功率相匹配。

很多學(xué)者在高效率螺旋槳設(shè)計和分析方面開展了大量的研究。Larrabee[1]根據(jù)給定的工作點(槳盤載荷、前進比、槳葉數(shù))提出了最小誘導(dǎo)損失螺旋槳的設(shè)計方法。Eppler和Hepperle[2]采用逆方法來設(shè)計高效率螺旋槳,該文指出:在起飛和爬升狀態(tài),葉尖的馬赫數(shù)應(yīng)該在0.74以上,升力系數(shù)在0.55以上,當(dāng)葉尖處于亞聲速區(qū)時,螺旋槳的起飛、爬升效率將大大增加。Romeo等[3-7]研制了以燃料電池為動力的環(huán)境友好城際飛機(ENFICA-FC),該飛機的螺旋槳巡航效率為85%。ENFICA-FC項目中的螺旋槳是采用Angelo等[8]的方法設(shè)計,Angelo等提出了2種數(shù)值方法:①在給定的工況下設(shè)計最大效率螺旋槳的弦長和槳距角;②給定螺旋槳幾何參數(shù)的情況下計算出螺旋槳的拉力系數(shù)、扭矩系數(shù)、功率系數(shù)和效率。潘杰元和錢惠德[9]提出了一種螺旋槳氣動設(shè)計的數(shù)值優(yōu)化方法,對2個已有的螺旋槳重新進行了優(yōu)化設(shè)計。馬曉平和宋筆鋒[10]基于多種型號無人機螺旋槳的研制實踐,從選用高性能槳型、放寬螺旋槳槳尖馬赫數(shù)的上限、合理匹配螺旋槳的吸收功率與發(fā)動機的輸出功率、精選槳材、提高加工工藝質(zhì)量、加強表面防護等方面,總結(jié)出一套提高小型低速無人機螺旋槳效率的工程手段。羅東明和昂海松[11]運用了遺傳算法對小型傾轉(zhuǎn)螺旋槳槳葉的參數(shù)進行了尋優(yōu)設(shè)計,以滿足不同飛行狀態(tài)的性能要求。羅東明等[12]提出了一種用于微型飛行器螺旋槳的氣動優(yōu)化設(shè)計方法,該方法分為兩部分:基于有限片槳葉渦流理論的氣動性能計算和采用遺傳優(yōu)化算法的優(yōu)化設(shè)計。高永衛(wèi)等[13]提出一種將動量定理、軸流式通風(fēng)機相似理論和旋轉(zhuǎn)機械葉素理論相結(jié)合的工程方法,該方法應(yīng)用在涵道螺旋槳初步設(shè)計階段,可快速確定槳葉和涵道初始外形。夏貞鋒等[14]利用激勵盤理論進行了螺旋槳滑流的數(shù)值模擬。左歲寒和楊永[15]進行了螺旋槳滑流對帶后緣襟翼機翼氣動特性影響的數(shù)值分析。還有很多學(xué)者研究了螺旋槳的氣動聲學(xué)設(shè)計與計算[16-18]。項松等[19]提出了一種高效率螺旋槳設(shè)計方法,能夠計算出最大效率螺旋槳的幾何特性。劉遠(yuǎn)強等[20]基于片條理論方法,編制了螺旋槳性能計算程序。

Larrabee[1]和Eppler與Hepperle[2]方法主要適合于油動飛機的螺旋槳設(shè)計,而Angleo等[8]適用于電動飛機的螺旋槳設(shè)計。Angleo等[8]是用迭代方法對弦長進行優(yōu)化,用這種方法得到的弦長有時會很大(不符合工程實際),因此,本文對Angelo等的方法進行了改進,設(shè)計了某型電動飛機的固定槳距螺旋槳,建立了螺旋槳的三維CATIA模型,制造了兩葉的木質(zhì)螺旋槳,進行了螺旋槳的地面試驗和風(fēng)洞試驗。

1高效率螺旋槳設(shè)計理論

在給定的拉力T,飛行速度V,螺旋槳旋轉(zhuǎn)角速度Ω和高度H下,最高效率螺旋槳的能量損失是最小的。如果沿著槳葉徑向的所有翼型都在最大效率(最大升阻比)迎角工作,那么螺旋槳的效率是最高的。位置r處的槳葉單元如圖1所示:

圖1　位置r處的槳葉單元

高效率螺旋槳的設(shè)計過程如下[8]:

1) 確定槳葉數(shù)n,螺旋槳半徑R,槳轂半徑Rh,將槳葉劃分成nb個段(nb+1個截面),確定沿著槳葉徑向各個截面的翼型分布;

2) 計算拉格朗日乘數(shù)K,方程組如下

(1)

(2)

(3)

方程組中,ρ為空氣密度,R是螺旋槳半徑,r 是槳葉的徑向坐標(biāo),kP是糾正因子。

3) 計算第i個截面的弦長l和槳距角θ;

圖1中的角δ按(4)式計算

(4)

誘導(dǎo)攻角αi按(5)式進行計算

(5)

(6)

局部雷諾數(shù)和局部馬赫數(shù)按(7)式計算

(7)

第i個截面翼型的最大效率迎角αmax是最大升阻比時所對應(yīng)的迎角。

(8)

因為本文設(shè)計所用翼型在計算工況時,最大升阻比迎角均在1°～5°,所以利用Xfoil6.96軟件計算了迎角范圍1°～10°,步長為1°的各個迎角下的升阻比。最大升阻比對應(yīng)的迎角為αmax,對應(yīng)的升力系數(shù)為Clmax,對應(yīng)的阻力系數(shù)為Cdmax。

無量綱弦長按公式(9)計算。

(9)

本文經(jīng)過對Angelo 等[8]的方法進行了改進,逐步令b=0.01,0.02,0.03…0.21,重復(fù)公式(7)～(9)計算出無量綱弦長B,計算差值|B-b|,最小的差值對應(yīng)的b即為第i個截面的無量綱弦長,則第i個截面的實際弦長l=bR,最小的差值對應(yīng)的αmax即為第i個截面的攻角,對應(yīng)的Clmax為第i個截面的升力系數(shù),對應(yīng)的Cdmax為第i個截面的阻力系數(shù)。

第i個截面的槳距角θ為

(10)

4) 重復(fù)(4)～(10)式,計算出所有截面的弦長l,槳距角θ,攻角αmax,升力系數(shù)Clmax,阻力系數(shù)Cdmax。

5) 計算螺旋槳的效率

(11)

(12)

螺旋槳效率

(13)

2某型電動飛機的螺旋槳設(shè)計

螺旋槳槳葉數(shù)n=2,半徑R=0.8 m,槳轂半徑Rh=0.06 m,將槳葉劃分成20個段(21個截面),采用RAF 6翼型,如圖2所示:

圖2　RAF 6翼型

1) 爬升狀態(tài)參數(shù)

飛行速度V=90 km/h,螺旋槳轉(zhuǎn)速N為2 100(r/min),需用拉力800 N;

2) 巡航狀態(tài)參數(shù)

飛行速度V=108 km/h,螺旋槳轉(zhuǎn)速為1 440(r/min),需用拉力T=272.22 N。

為了保證螺旋槳在巡航時具有高的效率,在爬升狀態(tài)具有足夠大的拉力。分別按爬升狀態(tài)和巡航狀態(tài)設(shè)計螺旋槳的槳距角和弦長,槳距角采用巡航狀態(tài)的槳距角,弦長采用爬升狀態(tài)的弦長。圖3和圖4是按照這種方法設(shè)計的最終弦長和槳距角。

圖3　槳距角分布

槳距角分布如圖3所示,從圖3可以看出,從葉根到葉尖,槳距角是逐漸減小的。

圖4　弦長分布

弦長分布如圖4所示,從圖4可以看出,從葉根到葉尖,弦長先增大然后減小。

按本文方法設(shè)計的某型飛機的螺旋槳如圖5所示。

圖5　某型飛機的螺旋槳(直徑1.6 m)

3螺旋槳地面臺架試驗

螺旋槳地面試驗臺架可以測量出螺旋槳的拉力、電機軸功率和電池輸出功率等參數(shù)。螺旋槳地面試驗場景圖片如圖6所示,試驗數(shù)據(jù)如表1所示:

表1　螺旋槳地面臺架試驗數(shù)據(jù)

從表1可以看出,該型螺旋槳在起飛狀態(tài)(2 164 r/min),靜態(tài)拉力達(dá)到98.2 kg,電動機軸功率為35.09 kW,電池輸出功率37.08 kW。

靜態(tài)拉力隨轉(zhuǎn)速的變化曲線如圖7所示,電機軸功率隨轉(zhuǎn)速的變化如圖8所示。

從圖7和圖8可以看出,靜態(tài)拉力、電機軸功率隨轉(zhuǎn)速的增加而增加。

圖6　螺旋槳地面試驗臺架　　　　　　圖7　靜態(tài)拉力隨轉(zhuǎn)速的變化圖8　電機軸功率隨轉(zhuǎn)速的變化

4螺旋槳縮比模型的風(fēng)洞試驗

風(fēng)洞試驗在西北工業(yè)大學(xué)NF-3風(fēng)洞的三元試驗段中進行。試驗段寬3.5 m、高2.5 m、長12 m,截面為切角矩形,切角為0.6 m。湍流度為0.078%。測力天平使用西工大六分量盒式天平(編號TP0904),電壓信號采集由VXI數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)完成,該系統(tǒng)有64個通道,采集速度為100 k/s,16位A/D(輸出二進制編碼位數(shù)為16的模數(shù)轉(zhuǎn)換器,A-Analog;D-Digital),采集速度不小于100 kHz,單通道采樣速率最低5 Hz。試驗?zāi)Ｐ蜑?.6∶1的全木質(zhì)雙葉螺旋槳,直徑D為0.96 m。本次螺旋槳試驗使用100 kw的中頻變頻電機,額定轉(zhuǎn)速8 000 r/min,直徑為220 mm、長度為450 mm。

風(fēng)速30 m/s時,試驗數(shù)據(jù)如表2所示?？梢?前進比達(dá)到0.637～0.799時螺旋槳的效率都能達(dá)到80%以上。

表2　螺旋槳性能數(shù)據(jù)表(風(fēng)速30 m/s)

拉力系數(shù)、扭矩系數(shù)、功率系數(shù)以及螺旋槳效率隨螺旋槳的前進比的變化曲線如圖10～圖13所示。從圖中可以看出拉力系數(shù)、扭矩系數(shù)、功率系數(shù)與前進比成反比關(guān)系,隨著前進比的增加而減少。螺旋槳的效率在前進比0.799左右時達(dá)到最大值86.76%。

圖9　螺旋槳在風(fēng)洞中　　　　圖10　拉力系數(shù)隨前進比的變化　　　　圖11　扭矩系數(shù)隨前進比的變化

圖12　功率系數(shù)隨轉(zhuǎn)速的變化

圖13　螺旋槳效率隨轉(zhuǎn)速的變化

5結(jié)論

本文設(shè)計了某型電動飛機的固定槳距螺旋槳,建立了螺旋槳的三維CATIA模型,制造了兩葉的木質(zhì)螺旋槳,進行了螺旋槳的地面試驗和縮比模型風(fēng)洞試驗。試驗結(jié)果表明:該型螺旋槳在起飛狀態(tài)(螺旋槳轉(zhuǎn)速2 164 r/min),靜態(tài)拉力達(dá)到98.2 kg,電動機軸功率為35.09 kW,電池輸出功率37.08 kW;巡航狀態(tài)(全尺寸螺旋槳轉(zhuǎn)速1 440 r/min,縮比模型轉(zhuǎn)速2 400 r/min,飛行速度30 m/s)效率達(dá)86.76%。設(shè)計的螺旋槳達(dá)到了預(yù)期的設(shè)計目標(biāo)。

本文提出的高效率螺旋槳設(shè)計方法,豐富了螺旋槳設(shè)計的基本理論,為電動飛機航時的提高提供了技術(shù)儲備。

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收稿日期：2015-10-27基金項目：遼寧“百千萬人才工程”項目(2014921048)、遼寧省科學(xué)技術(shù)計劃面上項目(2015020167)與沈陽市科技計劃項目(F16-205-1-07)資助

作者簡介：項松(1978—)，沈陽航空航天大學(xué)高級工程師，主要從事高效率低噪聲螺旋槳設(shè)計研究。

中圖分類號：V211.44

文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A

文章編號:1000-2758(2016)03-0460-07

Design and Test of an Electric Powered Aircraft Propeller

Xiang Song, Liu Yuanqiang, Tong Gang, Zhang Liguo,Kang Guiwen, Wu Jiang, Wang Ji, Liu Baiming

(Liaoning Key Laboratory of General Aviation, Shenyang Aerospace University, Shenyang 110136, China)

Abstract:The power plant of an electric powered aircraft is the rare earth permanent magnetic electric motor. The propeller is used to generate the thrust for this aircraft. In order to improve the endurance of the electric powered aircraft, the design object of propeller is to design the propeller with high efficiency and enough thrust, the required power of propeller should match with the output power of electric motor. The present paper designed a fixed pitch propeller, created the 3-D CATIA model of propeller, and manufactured the two-blade wooden propeller, carried out the ground test and wind-tunnel test of propeller. The test results show that, at take-off condition (2164r/min), static thrust is 98.2kg, shaft power of electric motor is 35.09kw, output power of battery is 37.08kw; at cruise condition, efficiency of propeller is 86.76%, the propeller meets the design requirement.

Keywords:electric powered aircraft; propeller; high efficiency; ground test; wind-tunnel test