某型电动飞机螺旋桨的设计与试验

项松, 刘远强, 佟刚, 张利国, 康桂文, 吴江, 王吉, 刘百明

(沈阳航空航天大学 辽宁省通用航空重点实验室, 辽宁 沈阳　110136)



某型电动飞机螺旋桨的设计与试验

项松, 刘远强, 佟刚, 张利国, 康桂文, 吴江, 王吉, 刘百明

(沈阳航空航天大学 辽宁省通用航空重点实验室, 辽宁 沈阳110136)

摘要：某型电动飞机采用稀土永磁电动机作为动力装置,采用螺旋桨产生拉力。为了提高电动飞机的航时,螺旋桨的设计目标应为:具有较高的效率,足够的拉力,并且保证螺旋桨需用功率与电动机功率相匹配。设计了某型电动飞机的固定桨距螺旋桨,建立了螺旋桨的三维CATIA模型,制造了两叶的木质螺旋桨,进行了螺旋桨的地面试验和风洞试验。试验结果表明:该型螺旋桨在起飞状态(螺旋桨转速2 164 r/min),静态拉力达到98.2 kg,电动机轴功率为35.09 kW,电池输出功率37.08 kW;巡航状态,螺旋桨效率达86.76%,设计的螺旋桨达到了预期的设计目标。

关键词：电动飞机;螺旋桨;高效率;地面试验;风洞试验

某型电动飞机采用螺旋桨产生拉力,为了提高电动飞机的航时,螺旋桨必须具有较高的效率,足够的拉力,并且保证螺旋桨需用功率与电动机功率相匹配。

很多学者在高效率螺旋桨设计和分析方面开展了大量的研究。Larrabee[1]根据给定的工作点(桨盘载荷、前进比、桨叶数)提出了最小诱导损失螺旋桨的设计方法。Eppler和Hepperle[2]采用逆方法来设计高效率螺旋桨,该文指出:在起飞和爬升状态,叶尖的马赫数应该在0.74以上,升力系数在0.55以上,当叶尖处于亚声速区时,螺旋桨的起飞、爬升效率将大大增加。Romeo等[3-7]研制了以燃料电池为动力的环境友好城际飞机(ENFICA-FC),该飞机的螺旋桨巡航效率为85%。ENFICA-FC项目中的螺旋桨是采用Angelo等[8]的方法设计,Angelo等提出了2种数值方法:①在给定的工况下设计最大效率螺旋桨的弦长和桨距角;②给定螺旋桨几何参数的情况下计算出螺旋桨的拉力系数、扭矩系数、功率系数和效率。潘杰元和钱惠德[9]提出了一种螺旋桨气动设计的数值优化方法,对2个已有的螺旋桨重新进行了优化设计。马晓平和宋笔锋[10]基于多种型号无人机螺旋桨的研制实践,从选用高性能桨型、放宽螺旋桨桨尖马赫数的上限、合理匹配螺旋桨的吸收功率与发动机的输出功率、精选桨材、提高加工工艺质量、加强表面防护等方面,总结出一套提高小型低速无人机螺旋桨效率的工程手段。罗东明和昂海松[11]运用了遗传算法对小型倾转螺旋桨桨叶的参数进行了寻优设计,以满足不同飞行状态的性能要求。罗东明等[12]提出了一种用于微型飞行器螺旋桨的气动优化设计方法,该方法分为两部分:基于有限片桨叶涡流理论的气动性能计算和采用遗传优化算法的优化设计。高永卫等[13]提出一种将动量定理、轴流式通风机相似理论和旋转机械叶素理论相结合的工程方法,该方法应用在涵道螺旋桨初步设计阶段,可快速确定桨叶和涵道初始外形。夏贞锋等[14]利用激励盘理论进行了螺旋桨滑流的数值模拟。左岁寒和杨永[15]进行了螺旋桨滑流对带后缘襟翼机翼气动特性影响的数值分析。还有很多学者研究了螺旋桨的气动声学设计与计算[16-18]。项松等[19]提出了一种高效率螺旋桨设计方法,能够计算出最大效率螺旋桨的几何特性。刘远强等[20]基于片条理论方法,编制了螺旋桨性能计算程序。

Larrabee[1]和Eppler与Hepperle[2]方法主要适合于油动飞机的螺旋桨设计,而Angleo等[8]适用于电动飞机的螺旋桨设计。Angleo等[8]是用迭代方法对弦长进行优化,用这种方法得到的弦长有时会很大(不符合工程实际),因此,本文对Angelo等的方法进行了改进,设计了某型电动飞机的固定桨距螺旋桨,建立了螺旋桨的三维CATIA模型,制造了两叶的木质螺旋桨,进行了螺旋桨的地面试验和风洞试验。

1高效率螺旋桨设计理论

在给定的拉力T,飞行速度V,螺旋桨旋转角速度Ω和高度H下,最高效率螺旋桨的能量损失是最小的。如果沿着桨叶径向的所有翼型都在最大效率(最大升阻比)迎角工作,那么螺旋桨的效率是最高的。位置r处的桨叶单元如图1所示:

图1　位置r处的桨叶单元

高效率螺旋桨的设计过程如下[8]:

1) 确定桨叶数n,螺旋桨半径R,桨毂半径Rh,将桨叶划分成nb个段(nb+1个截面),确定沿着桨叶径向各个截面的翼型分布;

2) 计算拉格朗日乘数K,方程组如下

(1)

(2)

(3)

方程组中,ρ为空气密度,R是螺旋桨半径,r 是桨叶的径向坐标,kP是纠正因子。

3) 计算第i个截面的弦长l和桨距角θ;

图1中的角δ按(4)式计算

(4)

诱导攻角αi按(5)式进行计算

(5)

(6)

局部雷诺数和局部马赫数按(7)式计算

(7)

第i个截面翼型的最大效率迎角αmax是最大升阻比时所对应的迎角。

(8)

因为本文设计所用翼型在计算工况时,最大升阻比迎角均在1°～5°,所以利用Xfoil6.96软件计算了迎角范围1°～10°,步长为1°的各个迎角下的升阻比。最大升阻比对应的迎角为αmax,对应的升力系数为Clmax,对应的阻力系数为Cdmax。

无量纲弦长按公式(9)计算。

(9)

本文经过对Angelo 等[8]的方法进行了改进,逐步令b=0.01,0.02,0.03…0.21,重复公式(7)～(9)计算出无量纲弦长B,计算差值|B-b|,最小的差值对应的b即为第i个截面的无量纲弦长,则第i个截面的实际弦长l=bR,最小的差值对应的αmax即为第i个截面的攻角,对应的Clmax为第i个截面的升力系数,对应的Cdmax为第i个截面的阻力系数。

第i个截面的桨距角θ为

(10)

4) 重复(4)～(10)式,计算出所有截面的弦长l,桨距角θ,攻角αmax,升力系数Clmax,阻力系数Cdmax。

5) 计算螺旋桨的效率

(11)

(12)

螺旋桨效率

(13)

2某型电动飞机的螺旋桨设计

螺旋桨桨叶数n=2,半径R=0.8 m,桨毂半径Rh=0.06 m,将桨叶划分成20个段(21个截面),采用RAF 6翼型,如图2所示:

图2　RAF 6翼型

1) 爬升状态参数

飞行速度V=90 km/h,螺旋桨转速N为2 100(r/min),需用拉力800 N;

2) 巡航状态参数

飞行速度V=108 km/h,螺旋桨转速为1 440(r/min),需用拉力T=272.22 N。

为了保证螺旋桨在巡航时具有高的效率,在爬升状态具有足够大的拉力。分别按爬升状态和巡航状态设计螺旋桨的桨距角和弦长,桨距角采用巡航状态的桨距角,弦长采用爬升状态的弦长。图3和图4是按照这种方法设计的最终弦长和桨距角。

图3　桨距角分布

桨距角分布如图3所示,从图3可以看出,从叶根到叶尖,桨距角是逐渐减小的。

图4　弦长分布

弦长分布如图4所示,从图4可以看出,从叶根到叶尖,弦长先增大然后减小。

按本文方法设计的某型飞机的螺旋桨如图5所示。

图5　某型飞机的螺旋桨(直径1.6 m)

3螺旋桨地面台架试验

螺旋桨地面试验台架可以测量出螺旋桨的拉力、电机轴功率和电池输出功率等参数。螺旋桨地面试验场景图片如图6所示,试验数据如表1所示:

表1　螺旋桨地面台架试验数据

从表1可以看出,该型螺旋桨在起飞状态(2 164 r/min),静态拉力达到98.2 kg,电动机轴功率为35.09 kW,电池输出功率37.08 kW。

静态拉力随转速的变化曲线如图7所示,电机轴功率随转速的变化如图8所示。

从图7和图8可以看出,静态拉力、电机轴功率随转速的增加而增加。

图6　螺旋桨地面试验台架　　　　　　图7　静态拉力随转速的变化图8　电机轴功率随转速的变化

4螺旋桨缩比模型的风洞试验

风洞试验在西北工业大学NF-3风洞的三元试验段中进行。试验段宽3.5 m、高2.5 m、长12 m,截面为切角矩形,切角为0.6 m。湍流度为0.078%。测力天平使用西工大六分量盒式天平(编号TP0904),电压信号采集由VXI数据采集系统完成,该系统有64个通道,采集速度为100 k/s,16位A/D(输出二进制编码位数为16的模数转换器,A-Analog;D-Digital),采集速度不小于100 kHz,单通道采样速率最低5 Hz。试验模型为0.6∶1的全木质双叶螺旋桨,直径D为0.96 m。本次螺旋桨试验使用100 kw的中频变频电机,额定转速8 000 r/min,直径为220 mm、长度为450 mm。

风速30 m/s时,试验数据如表2所示。可见,前进比达到0.637～0.799时螺旋桨的效率都能达到80%以上。

表2　螺旋桨性能数据表(风速30 m/s)

拉力系数、扭矩系数、功率系数以及螺旋桨效率随螺旋桨的前进比的变化曲线如图10～图13所示。从图中可以看出拉力系数、扭矩系数、功率系数与前进比成反比关系,随着前进比的增加而减少。螺旋桨的效率在前进比0.799左右时达到最大值86.76%。

图9　螺旋桨在风洞中　　　　图10　拉力系数随前进比的变化　　　　图11　扭矩系数随前进比的变化

图12　功率系数随转速的变化

图13　螺旋桨效率随转速的变化

5结论

本文设计了某型电动飞机的固定桨距螺旋桨,建立了螺旋桨的三维CATIA模型,制造了两叶的木质螺旋桨,进行了螺旋桨的地面试验和缩比模型风洞试验。试验结果表明:该型螺旋桨在起飞状态(螺旋桨转速2 164 r/min),静态拉力达到98.2 kg,电动机轴功率为35.09 kW,电池输出功率37.08 kW;巡航状态(全尺寸螺旋桨转速1 440 r/min,缩比模型转速2 400 r/min,飞行速度30 m/s)效率达86.76%。设计的螺旋桨达到了预期的设计目标。

本文提出的高效率螺旋桨设计方法,丰富了螺旋桨设计的基本理论,为电动飞机航时的提高提供了技术储备。

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收稿日期：2015-10-27基金项目：辽宁“百千万人才工程”项目(2014921048)、辽宁省科学技术计划面上项目(2015020167)与沈阳市科技计划项目(F16-205-1-07)资助

作者简介：项松(1978—)，沈阳航空航天大学高级工程师，主要从事高效率低噪声螺旋桨设计研究。

中图分类号：V211.44

文献标志码：A

文章编号: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