由于螺旋槳高速性能欠佳,飛行速度在偏離設計點時氣動效率下降很快,以螺旋槳為推進系統(tǒng)的高空長航時無人機難以滿足快速爬升和快速機動的設計要求。針對這一問題,將槳葉后掠設計方法應用于高空長航時無人機螺旋槳上,在無后掠槳葉的基礎上,分別設計了后掠角為10°、20°、30°、40°、50°五個后掠槳葉�；谥芷谛赃吔鐥l件和多重參考系方法求解三維N-S方程,對不同后掠槳葉的氣動性能進行了計算。根據(jù)計算結果,分析了無后掠螺旋槳氣動性能下降的原因和后掠對槳葉氣動性能的影響。研究結果表明:高空長航時無人機螺旋槳氣動性能下降的原因是定槳距螺旋槳槳葉迎角隨飛行速度提高而減小以及槳尖壓縮效應的影響;后掠槳葉能提供更大的拉力但也需要更大的功率,當后掠角度處在30°和50°之間時,螺旋槳高速性能最好;后掠槳葉螺旋槳的氣動性能受迎角變化、槳尖三維效應、槳尖激波強度、激波-附面層干擾綜合影響。

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【文章目錄】：
0 引言
1 槳葉物理模型說明
    1.1 槳葉建模方法說明
    1.2 螺旋槳半徑及轉速確定方法說明
2 數(shù)值方法與驗證
    2.1 數(shù)值模擬方法與網(wǎng)格無關性驗證
    2.2 無后掠槳葉螺旋槳計算結果校核
3 無后掠槳葉螺旋槳氣動性能分析
4 后掠槳葉計算結果及分析
5 結論



本文編號：3839522