CN109693807B - 一种自适应气动变距螺旋桨设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明提出一种自适应气动变距螺旋桨设计方法，利用航空飞机纵向配平的概念和方法，在没有多余附加机构的情况下，对螺旋桨桨叶本身气动特性进行设计，通过类比飞机双翼或鸭式布局的配平原理，将桨叶设计为具有气动静稳定性的双桨叶布局，在具备提供高桨盘载荷能力的同时，对于不管是飞行速度变化或转速变化带来的前进比改变，都可以自动变距，从而使螺旋桨在较宽的飞行包线内都具有较好的自动变距特性。

Description

一种自适应气动变距螺旋桨设计方法

技术领域

本发明涉及航空飞行器技术领域，具体的是一种用于小型飞机动力***的自适应气动变距螺旋桨设计方法。

背景技术

针对飞机在不同飞行状态下螺旋桨的设计矛盾，大飞机通常可采用可控变距装置。但对于小型飞机或无人机来说，可控螺旋桨变距***机构太过复杂，重量代价较大。为了寻找一种更为廉价的螺旋桨宽包线设计方案，已有相关研究提出一些解决方案。例如，刘成业、宋笔锋等人研究了一种可变直径的螺旋桨(Liu C,Song B,Wang H. Design andoptimization of a variable diameter propeller[C]//International Conference onInformation Science,Electronics and Electrical Engineering.IEEE,2014:291-295.)，用以扩大倾转旋翼机螺旋桨的工作范围；王伟发明了一种利用离心力自动改变桨距的装置 (王伟.一种螺旋桨的变距机构与装配该装置的旋翼机,CN 105947183A[P].2016.)，可使螺旋桨根据转速的不同自动调节桨距；鲍静云等人发明了一种自动变距装置(鲍静云,范晋红,刘双,殷兰兰.一种自适应变距螺旋桨与飞机，CN205499338U[P]. 2016)，其变距是应用弹簧组件根据拉力大小自动调节桨距，拉力大时桨距小；韩伟发明了一种自动变距装置(变距螺旋桨及无人机,CN201710853787.X[P].2017)，可利用电机扭矩提供的反扭矩自动调节桨距，扭矩大时桨距变小；席亮亮等人发明了一种利用离心力自动变桨径、桨距的装置(席亮亮,宋笔锋,王海峰.一种能够变桨径桨距的螺旋桨,CN105620728B[P].2017)。曾洪江等人研究了一种利用桨叶前后缘压力差进行变距的装置(曾洪江,白琳,谢晋东.用于高空无人机的变距螺旋桨及无人机, CN104973236A[P].2015)。

国外方面，Heinzen S B等人研究了一种使用反弯翼型的螺旋桨(Heinzen S B,Halljr C E,Gopalarathnam A.Development and Testing of a Passive Variable-Pitch Propeller[J].Journal of Aircraft,2015,52(3):1-16.)，使得桨叶可根据自身流场产生的气动力进行自动变距。

目前大部分自动变距装置均是基于附加机构，利用转速(离心力)、扭矩或拉力等进行自动变距，一定程度上可缓解不同工况下的螺旋桨效率矛盾。但受其变距原理的限制，通常很难兼顾多种复杂工况。例如，采用离心力组件进行自动变距的方案，其变距角度取决于转速，当转速变化时才能进行变距，那么当飞机飞行速度变化，但转速不变时，螺旋桨无法进行自动变距，这种情况会出现在飞机垂直起降和过渡阶段，螺旋桨一直工作在最大转速状态，但飞机飞行速度产生较大变化；而利用拉力和扭矩进行自动变距的方案，同样无法解决飞行速度带来的问题，例如飞机在高空和低空平飞时，由于飞机的升阻比变化不大，通常螺旋桨所需提供的拉力变化不大，但由于空气密度不同，若保持动压不变，高低空飞机的巡航速度将会产生较大变化，那么利用拉力来自动变距的螺旋桨无法针对该情景进行自动变距。

这些矛盾的根本在于，最主要影响螺旋桨性能的工况参数是前进比，而非转速、拉力、离心力等。前进比反映的是螺旋桨桨叶剖面处的当地迎角，螺旋桨的性能矛盾归根结底是空气动力学矛盾，因此可利用桨叶本身的气动力进行配平，对桨叶本身而非附加机构进行设计。Heinzen S B等人虽然提出了反弯翼型进行气动变距的概念，并将其用于某形常规起降固定翼无人机的动力装置。但反弯翼型的固有缺陷是其配平升力系数太低、大迎角失速特性较差，所设计出的螺旋桨吸收功率较低，导致无法使用于高桨盘载荷的状态，因此不适用于垂直起降飞机等需要提供高桨盘载荷的情景。

发明内容

为解决现有技术存在的问题，本发明提出一种自适应气动变距螺旋桨设计方法，利用航空飞机纵向配平的概念和方法，在没有多余附加机构的情况下，对螺旋桨桨叶本身气动特性进行设计，通过类比飞机双翼或鸭式布局的配平原理，将桨叶设计为具有气动静稳定性的双桨叶布局，在具备提供高桨盘载荷能力的同时，对于不管是飞行速度变化或转速变化带来的前进比改变，都可以自动变距，从而使螺旋桨在较宽的飞行包线内都具有较好的自动变距特性。

本发明所提出的设计方法可将螺旋桨桨叶设计为具备静稳定能力的气动变距螺旋桨桨叶。静稳定的意义为，当桨叶来流速度(垂直于桨盘)与螺旋桨转速的比值增大 (桨叶剖面迎角减小)时，桨叶自动增加扭转角(变距角)；当桨叶来流速度与转速线速度的比值减小(桨叶剖面迎角增大)，桨叶自动减小扭转角(变距角)。

本发明具体设计方案为：

所述一种自适应气动变距螺旋桨设计方法，其特征在于：包括以下步骤：

步骤1：根据垂直起降飞机的桨盘载荷需求，确定螺旋桨直径D及最大拉力T_max；

步骤2：选择已有的升力系数及升阻比满足初始设定要求的翼型，并确定的翼型的设计迎角α；

步骤3：根据桨尖马赫数限制确定最大转速；

步骤4：进行桨叶的弦长与扭转角分布设计：

步骤4.1：按照步骤3得到的最大转速，采用微小来流假设，桨叶片数为四片，以1.05～1.2倍的T_max作为设计拉力，且设计迎角比步骤2中的α增大1～2度，进行螺旋桨弦长与扭转角沿径向的分布设计，得到1号桨叶的弦长与扭转角分布；

步骤4.2：按照步骤3得到的最大转速，采用微小来流假设，桨叶片数为四片，以0.8～0.95倍的T_max作为设计拉力，且设计迎角比步骤2中的α减小1～2度，进行螺旋桨弦长与扭转角沿径向的分布设计，得到2号桨叶的弦长与扭转角分布；

步骤4.3：判断经过步骤4.1和步骤4.2设计得到的1号桨叶弦长与2号桨叶弦长的比值是否在0.7～0.9之间，且1号桨叶扭转角比2号桨叶对应扭转角大1～2度；若是，则步骤4结束；如果弦长比值偏小，则在步骤4.1中设定的范围内增加设计拉力或减小设计迎角，重新对1号桨叶的弦长与扭转角分布进行设计，或者在步骤4.2 中设定的范围内减小设计拉力或增加设计迎角，重新对2号桨叶的弦长与扭转角分布进行设计；如果1号桨叶扭转角偏小，则在步骤4.1中设定的范围内增加设计迎角，重新对1号桨叶的弦长与扭转角分布进行设计，或者在步骤4.2中设定的范围内减小设计迎角，重新对2号桨叶的弦长与扭转角分布进行设计；

步骤5：建立配平桨叶初始构型：

建立四桨叶初始构型；四桨叶中相邻两片作为一组桨叶，共两组桨叶；为每组桨叶建立变距转轴轴线，共两组变距转轴，互呈180度夹角并以螺旋桨转轴中心对称；每片桨叶按照截面翼型弦长的1/4处为直线进行排列，将桨叶的1/4弦长连线作为桨叶的焦点线；

对于每组桨叶，以螺旋桨旋转方向为角度的正方向，在前方的为前桨叶，在后方的为后桨叶，其中前桨叶使用1号桨叶，后桨叶使用2号桨叶；将螺旋桨转轴拉力方向记为高度正方向，桨叶前缘向上转动为桨叶抬头，后缘向上转动为桨叶低头；前桨叶焦点线与变距轴线的夹角为前桨叶角θ1，后桨叶与变距轴线的夹角为后桨叶角θ2；前、后桨叶焦点线与变距转轴轴线的距离分别为d1、d2；

在初始构型中，前桨叶位于变距轴线前上方，使θ1为正值、d1为正值，后桨叶位于变距轴线后下方，使θ2为负值、d2为负值，并且使d1/d2＝sinθ1/sinθ2，θ1的绝对值小于θ2的绝对值；

取任意径向位置r处的叶素，叶素对变距轴线的力臂L1和L2由桨叶间的几何关系计算得到，其中L1＝rsinθ1、L2＝rsinθ2，各个叶素对变距转轴的力矩为叶素自身气动力矩以及升力、阻力对变距转轴力矩的和；计算得到前桨叶和后桨叶对变距转轴的力矩M1、M2，则一组桨叶对变距轴的力矩为M1与M2的和M；

将初始构型的桨叶位置作为变距基准位置，此时变距角度β为0；当一组桨叶绕变距轴线变距时，前桨叶和后桨叶产生安装角变化β1、β2，则前后桨叶实际的扭转角度分别为β1＝βcosθ1、β2＝βcosθ2；

步骤6：建立桨叶性能函数：

建立桨叶对变距转轴的力矩M和桨叶拉力T函数：

(T,M)＝f(a1,a2,δ1,δ2,θ1,θ2,V,n,β,ρ)

a1、a2、δ1、δ2、θ1、θ2为配平调节参数，V,n,β,ρ为状态参数；其中a1、a2为前后桨叶的弦长变化系数，δ1、δ2为前后桨叶的扭转角变化量；V为飞行速度、n为螺旋桨转速、β为变距角度、ρ为飞行高度下的空气密度；

步骤7：根据设定的巡航状态获取飞行速度V和飞行高度下的空气密度ρ，计算初始构型在不同变距角度时的拉力-转速曲线，然后根据拉力需求Tr选取巡航状态的使用转速n和所需变距角度β作为下一步配平调节时的状态参数；

步骤8：优化配平：

对于步骤6建立的性能函数(T,M)＝f(a1,a2,δ1,δ2,θ1,θ2,V,n,β,ρ)，在步骤7给定的状态参数V,n,β,ρ下，优化得到一组a1、a2、δ1、δ2、θ1、θ2，使M＝0，同时T≥Tr；

步骤9：根据步骤8得到的优化配平结果，并结合步骤5中初始构型的几何关系，得到螺旋桨几何参数，完成气动变距螺旋桨设计。

进一步的优选方案，所述一种自适应气动变距螺旋桨设计方法，其特征在于：设置卡槽使桨叶的变距角度不低于0度。

有益效果

本发明设计的螺旋桨桨叶由于具有气动静稳定性，可根据不同的来流及转速条件自动调节螺旋桨桨距。例如，在相同转速下，随飞行速度增高(前进比增大)，桨叶的当地迎角减小，由于两桨叶的焦点位于变距转轴之后，前桨叶对变距轴的力矩减小量将小于后桨叶对变距轴力矩的减小量，后桨叶的低头力矩不足以克服前桨叶的抬头力矩，因此合力矩变化量为抬头，螺旋桨变距角将增大；而变距角增大使得桨叶当地迎角增大，由于两桨叶的焦点位于变距转轴之后，前桨叶对变距轴的力矩增加量将小于后桨叶对变距轴力矩的增加量，后桨叶的低头力矩逐渐能够克服前桨叶的抬头力矩，并在某一角度平衡；在相同速度下，随螺旋桨转速降低(前进比增大)，基于相同原理，螺旋桨变距角同样将增大，并受气动阻尼作用稳定在某一角度。由于高前进比的螺旋桨通常具有较大的扭转角，而低前进比的螺旋桨通常具有较小的扭转角，因此本发明可以令螺旋桨根据前进比自动调整为最佳桨距状态，实现宽包线的高效使用。

本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

图1：双桨叶布局俯视示意图；

图2：桨叶高度(侧视)示意图

图3：桨叶圆周截面示意图；

图4：桨叶径向位置剖面示意图；

图5：一组桨叶示意图；

图6：另一组桨叶示意图；

其中1-前桨叶，2-后桨叶，3-变距下限卡点，4-电机轴孔，5-电机轴桨毂，6-变距轴，7-前后桨叶连接桨毂，8-变距轴孔；

图7：四桨叶示意图；

图8：变距轴扭矩系数随变距轴角度变化图；

图9：变距轴扭矩系数随转速变化图；

图10：螺旋桨在稳定角度的前进比曲线。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

本发明所提出的设计方法可将螺旋桨桨叶设计为具备静稳定能力的气动变距螺旋桨桨叶。静稳定的意义为，当桨叶来流速度(垂直于桨盘)与螺旋桨转速的比值增大 (桨叶剖面迎角减小)时，桨叶自动增加扭转角(变距角)；当桨叶来流速度与转速线速度的比值减小(桨叶剖面迎角增大)，桨叶自动减小扭转角(变距角)。

具体的设计方法为：

(1)针对垂直起降飞机的高桨盘载荷需求，确定螺旋桨直径D及最大拉力T_max。

(2)选择升力系数较高且升阻比较好的翼型(最大升力系数应大于1.2)，例如Clark Y翼型或ARA-D翼型等成熟翼型；选定翼型的设计迎角α(一般位于最大升阻比附近，如果桨盘载荷要求过高，也可选在最大升力系数之前)。

(3)根据桨尖马赫数限制确定最大转速(通常桨尖马赫数小于0.7Ma)。

(4)采用逆向片条理论及最佳环量分布理论(或其他常规螺旋桨设计方法)，按照最大转速、最大拉力、微小来流(如1m/s来流速度)、四片桨叶计算出螺旋桨弦长与扭转角沿径向的分布(之所以按照最大拉力状态设计，是因为按照最高巡航效率设计出的螺旋桨难以满足垂直起降状态的最大拉力要求)。该步骤设定拉力偏移量并执行两次，第一次的设计拉力大于最大拉力，例如1.05～1.2倍Tmax，并将步骤(2)中的翼型设计迎角α增大1～2度，设计结果称为1号桨叶的弦长与扭转角分布；第二次的设计拉力低于最大需求拉力，例如0.8～0.95倍Tmax，并将步骤(2)中的翼型设计迎角α减小1～2度，设计结果称为2号桨叶的弦长与扭转角分布。设计出的1号桨叶弦长与2号桨叶弦长的比值应在0.7～0.9左右，而1号桨叶扭转角稍大1～2度。若弦长比值偏小，可增加一号桨叶的设计拉力、或减小翼型设计迎角，或对2号桨叶进行相反操作；若1号桨叶扭转角偏小，可增加1号桨叶翼型设计迎角(或减小2号桨叶翼型设计迎角)。该步骤可得到1、2号桨叶的弦长与扭转角沿径向的分布。

(5)建立配平桨叶初始构型：

4片桨叶中，取其中相对(对角线)两片使用1号桨叶分布，另外相对两片使用2 号桨叶分布，相邻两片作为一组桨叶，共两组桨叶，为每组桨叶建立变距转轴轴线，共两组变距转轴，互呈180度夹角并以螺旋桨转轴中心对称。每片桨叶按照截面翼型弦长的1/4(翼型的近似焦点位置)处为直线进行排列，即将桨叶的1/4弦长连线作为桨叶的“焦点线”。

螺旋桨旋转方向为角度的正方向，在前方的为“前桨叶”，在后方的为“后桨叶”，其中前桨叶使用1号桨叶(设计拉力偏大，弦长偏小)、后桨叶使用2号桨叶(设计拉力偏小，弦长偏大)。将螺旋桨转轴拉力方向记为高度正方向。桨叶前缘向上转动称为桨叶“抬头”，后缘向上转动称为“低头”。

前桨叶焦点线与变距轴线的夹角称为“前桨叶角”θ1，后桨叶与变距轴线的夹角称为“后桨叶角”θ2。前、后桨叶焦点线与变距转轴轴线的距离分别为d1、d2(拉力方向为正方向)。如图1和图2所示。

建立初始构型：前桨叶位于变距轴线前上方，即θ1为正值、d1为正值；后桨叶位于变距轴线后下方，即θ2为负值、d2为负值。其中，使得d1/d2＝sinθ1/sinθ2，这使得前后桨叶相同径向位置的焦点连线通过变距转轴；θ1的绝对值要小于θ2的绝对值，这使得前桨叶更靠近变距转轴，加之前桨叶面积小于后桨叶，即可令量桨叶的总焦点位于变距转轴之后(表征前桨叶随迎角对变距轴力矩的变化量将小于后桨叶)，实现静稳定性。这种情况下，当桨叶产生正升力时，前桨叶将提供抬头力矩、后桨叶将提供低头力矩。取任意径向位置r处桨叶剖面(叶素)，叶素对变距轴线的力臂L1和L2 可由桨叶间的几何关系(前后桨叶焦点线、变距轴线和力臂组成直角三角形)计算得到，其中L1＝rsinθ1、L2＝rsinθ2。那么各个叶素对变距转轴的力矩为叶素自身气动力矩和升力、阻力对变距转轴力矩的和。可使用片条理论或其他计算方法分别得到前桨叶和后桨叶对变距转轴的力矩M1、M2，则一组桨叶对变距轴的力矩为M1与M2的和 M。

将初始构型的桨叶位置作为变距基准位置，此时变距角度β为0。一组桨叶绕变距轴线变距时，前桨叶和后桨叶将产生安装角变化β1、β2，前后桨叶实际的扭转角度分别为β1＝βcosθ1、β2＝βcosθ2。

该步骤完成后可得到初始桨叶构型(尚未配平)的全部几何关系。

(6)建立桨叶性能函数

建立前后桨叶的可调参数：前后桨叶的弦长变化系数a1、a2，用于整体缩放桨叶的弦长(在原弦长分布不变的情况下整体乘以变化系数即可)；前后桨叶的扭转角变化量δ1、δ2(在原扭转角分布不变的情况下)；当a1、a2为1，δ1、δ2为0时，即为初始构型。

建立桨叶对变距转轴力矩的函数。桨叶对变距轴的力矩大小受桨叶几何参数和飞行状态的影响。为了在给定状态下配平桨叶，选取桨叶对转轴力矩的函数中的可调参数为：弦长变化系数a1、a2(一般在0.8～1.2)，桨叶扭转角变化量δ1、δ2(一般在-2～2 度)，桨叶角θ1、θ2。这些参数为配平调节参数，不同的配平调节参数将决定不同的静稳定性、配平变距角度和配平拉力。其中，a1、a2及θ1、θ2可用来调节桨叶的静稳定裕度(表征静稳定力矩大小)，并且也会影响配平时的变距角度；δ1、δ2则主要用来调节配平时的变距角度。任意一组配平调节参数都将确定一个桨叶布局外形，则在给定飞行速度V、转速n、变距角度β、飞行高度(空气密度ρ)下，则可用螺旋桨片条理论或其他计算方法计算得到桨叶对变距转轴的力矩M和桨叶拉力T，即 (T,M)＝f(a1,a2,δ1,δ2,θ1,θ2,V,n,β,ρ)，其中a1、a2、δ1、δ2、θ1、θ2为配平调节参数， V,n,β,ρ为状态参数。

(7)选取设计状态的转速n和变距角β：确定巡航状态(V、ρ已知)，对(尚未配平的)初始构型，使用片条理论或其他计算方法计算出不同变距角度时的拉力-转速曲线，根据拉力需求Tr选取巡航状态的使用转速n和所需变距角度β，作为后面配平调节时的状态参数。(由于尚未配平，依据此状态计算得到的变距轴力矩通常不为零。虽然配平调节参数a1、a2、δ1、δ2会影响拉力，但由于调整参数变化范围有限，通常不会引起无法调和的拉力变化。)

(8)优化配平：将巡航状态的拉力需求设为约束条件(T≥Tr)，一组桨叶对变距轴的力矩为零是目标(M＝0)，在(7)选定的转速n和变距角β状态下，使用最优化方法优化配平参数a1、a2、δ1、δ2、θ1、θ2，使得桨叶在给定转速n、变距角度β和飞行状态(V、ρ)下的桨叶变距轴力矩M为零(即配平)，并且拉力仍不小于需求拉力，同时具有静稳定性(变距角β增大1度时变距轴力矩为低头，反之为抬头)。即，对螺旋桨性能函数(T,M)＝f(a1,a2,δ1,δ2,θ1,θ2,V,n,β,ρ)，在设计V、n、β、ρ(由巡航状态和步骤(7)给出)下，给定任意一组a1、a2、δ1、δ2、θ1、θ2，都可以算出一组T、 M，通过最优化方法优化得到一组a1、a2、δ1、δ2、θ1、θ2，使M＝0，同时T≥Tr，且M(β+1)<0、M(β-1)>0(静稳定性要求)。

若配平时拉力总是偏小，可在满足步骤(7)拉力需求Tr的情况下增加设计转速或变距角；反之则减小设计转速或变距角。

(9)根据步骤(8)的配平结果确定所有配平参数以及螺旋桨几何参数，气动变距螺旋桨设计基本完成。由于垂直起降状态的螺旋桨前进比过低，桨叶的低头力矩通常过大，可设置卡槽使桨叶的变距角度不低于0度。

当然，可以通过片条理论或其他计算方法验算该螺旋桨在垂直起降和巡航状态(以及其他重点关注的任务状态)的性能，判断螺旋桨性能是否满足实际使用要求，若螺旋桨的配平拉力及最大拉力富余太多，可以调整步骤(2)的翼型、设计迎角和步骤(4) 中的设计拉力偏移量，再重复依次执行(4)～(9)迭代设计，直至螺旋桨性能符合要求。

经过本设计方法建立的螺旋桨，前桨叶为变距轴提供抬头力矩，而后桨叶提供低头力矩，通过上述设计方法可使得在任务状态下的前后桨叶力矩在合适的变距角度配平，并具有气动静稳定性。即，前后桨叶所产生的合升力增量作用于变距转轴之后(焦点在转轴之后)。前进比越高(或桨叶变距角减小)，桨叶的当地迎角越小，桨叶合升力减小，即升力负增量作用于焦点位置(位于转轴之后)，因此桨叶对变距转轴产生抬头力矩，使桨叶迎角增大；当前进比降低(或桨叶变距角增加)，桨叶的当地迎角增大，桨叶合升力增大，即升力正增量作用于焦点位置，因此桨叶对变距转轴产生低头力矩，使桨叶迎角增大。因此，不论是转速还是飞行速度引起的前进比变化，只要使得桨叶当地迎角变化，都可以使得桨叶产生气动力矩进行自动变距，并受气动阻尼的作用稳定在配平变距角。

本发明与以往技术的不同在于，在无需附加自动变距机构的情况下，对桨叶本身进行气动设计，并采用了双桨叶布局的桨叶设计思路来实现螺旋桨的宽包线自动变距。

下面以无来流条件(垂直起降)为基准状态进行设计，设计实例如下。其中垂直起降阶段的拉力应大于110N，关注的巡航状态分为30m/s和85m/s两个状态，若飞机升阻比分别为6和2.2，则螺旋桨在两巡航状态拉力应大于18N和50N。

桨盘直径0.3m，两桨叶均采用Clark Y翼型。前后桨叶为一个整体，可绕变距轴进行自由转动，其弦长c与扭转角angle分布如下所示。

前后桨叶均按照翼型弦长的1/4(翼型焦点)为直线排列，前后桨叶分别距变距轴线25°和-30°，前桨叶高于变距轴0.01m，后桨叶低于变距轴0.0118m。

为证明该桨叶对转速及飞行速度均具有气动静稳定性，例举片条理论计算如下变距轴扭矩系数曲线(桨叶抬头为正)。

由图8和图9变距轴扭矩系数图可见，在不同速度下，桨叶均具有气动静稳定性(曲线斜率为负)，桨叶将在高前进比增大变距角，在低前进比减小变距角，并在合适的变距角位置自稳定(变距轴扭矩为零)(除1m/s状态外)。例如，在85m/s速度飞行、转速10000rpm时，若螺旋桨变距角度在28度，则前桨叶的抬头力矩大于后桨叶的低头力矩，两桨叶合力矩为正值(抬头)，因此桨叶将抬头；随着桨叶抬头，前桨叶的抬头力矩逐渐被后桨叶所克服，当桨叶抬头至31度时，两桨叶的力矩配平；若由于惯性作用(或扰动)，桨叶变距角继续增大，则后桨叶的低头力矩将超过前桨叶的抬头力矩，桨叶合力矩为负值(低头)，低头力矩将阻止桨叶变距角继续增大，并低头至约31度位置；最后受气动阻尼影响，桨叶将在31度位置附近稳定。若此时转速增大至 10500rpm，则桨叶当地迎角变大，前后桨叶升力都将增加，但前桨叶力矩增加量将小于后桨叶，因此前桨叶的抬头力矩无法克服后桨叶的低头力矩，合力矩为低头力矩，桨叶变距角将减小。

在30m/s状态下，桨叶变距角约为12deg，转速7000rpm，拉力20.46N，功率826.885W，螺旋桨效率74％；在85m/s状态下，桨叶变距角约为31deg，转速约9800rpm，拉力约51.48N，功率约5330.5W，效率82.09％。在1m/s(垂直起降)状态下由于前进比过低，虽然桨叶有静稳定性(力矩曲线斜率为负)，但无法配平，桨叶一直具有低头力矩，此时只需设置卡点，阻止桨叶继续低头即可，即桨叶变距角为零，当转速 13500rpm时，桨叶拉力113.54N，功率3915.59W，力效2.9kg/kw。

绘制85m/s下，螺旋桨在稳定角度的前进比曲线，以及定距螺旋桨(变距角度31.5度)的前进比曲线，对比如图10。

通过以上曲线可以看出，自动变距螺旋桨能够在更宽的前进比范围达到高效率(η＞0.8)，效率随前进比变化平缓；而定距螺旋桨的高效率范围较窄，且随着前进比变化，效率变化显著。

计算表明，在垂直起降阶段，该螺旋桨能够提供较高的桨盘载荷，以满足垂直起降的动力需求，同时，在高速阶段也可以提供较高的拉力，并拥有较高的螺旋桨效率。同时，该气动变距螺旋桨可以在各个速度和转速下找到自稳定点(垂直起降阶段除外)，实现宽包线使用。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (2)

1.一种自适应气动变距螺旋桨设计方法，其特征在于：包括以下步骤：

步骤1：根据垂直起降飞机的桨盘载荷需求，确定螺旋桨直径D及最大拉力T_max；

步骤2：选择已有的升力系数及升阻比满足初始设定要求的翼型，并确定的翼型的设计迎角α；

步骤3：根据桨尖马赫数限制确定最大转速；

步骤4：进行桨叶的弦长与扭转角分布设计：

步骤4.1：按照步骤3得到的最大转速，采用微小来流假设，桨叶片数为四片，以1.05～1.2倍的T_max作为设计拉力，且设计迎角比步骤2中的α增大1～2度，进行螺旋桨弦长与扭转角沿径向的分布设计，得到1号桨叶的弦长与扭转角分布；

步骤4.2：按照步骤3得到的最大转速，采用微小来流假设，桨叶片数为四片，以0.8～0.95倍的T_max作为设计拉力，且设计迎角比步骤2中的α减小1～2度，进行螺旋桨弦长与扭转角沿径向的分布设计，得到2号桨叶的弦长与扭转角分布；

步骤4.3：判断经过步骤4.1和步骤4.2设计得到的1号桨叶弦长与2号桨叶弦长的比值是否在0.7～0.9之间，且1号桨叶扭转角比2号桨叶对应扭转角大1～2度；若是，则步骤4结束；如果弦长比值偏小，则在步骤4.1中设定的范围内增加设计拉力或减小设计迎角，重新对1号桨叶的弦长与扭转角分布进行设计，或者在步骤4.2中设定的范围内减小设计拉力或增加设计迎角，重新对2号桨叶的弦长与扭转角分布进行设计；如果1号桨叶扭转角偏小，则在步骤4.1中设定的范围内增加设计迎角，重新对1号桨叶的弦长与扭转角分布进行设计，或者在步骤4.2中设定的范围内减小设计迎角，重新对2号桨叶的弦长与扭转角分布进行设计；

步骤5：建立配平桨叶初始构型：

建立四桨叶初始构型；四桨叶中相邻两片作为一组桨叶，共两组桨叶；为每组桨叶建立变距转轴轴线，共两组变距转轴，互呈180度夹角并以螺旋桨转轴中心对称；每片桨叶按照截面翼型弦长的1/4处为直线进行排列，将桨叶的1/4弦长连线作为桨叶的焦点线；

对于每组桨叶，以螺旋桨旋转方向为角度的正方向，在前方的为前桨叶，在后方的为后桨叶，其中前桨叶使用1号桨叶，后桨叶使用2号桨叶；将螺旋桨转轴拉力方向记为高度正方向，桨叶前缘向上转动为桨叶抬头，后缘向上转动为桨叶低头；前桨叶焦点线与变距轴线的夹角为前桨叶角θ1，后桨叶与变距轴线的夹角为后桨叶角θ2；前、后桨叶焦点线与变距转轴轴线的距离分别为d1、d2；

在初始构型中，前桨叶位于变距轴线前上方，使θ1为正值、d1为正值，后桨叶位于变距轴线后下方，使θ2为负值、d2为负值，并且使d1/d2＝sinθ1/sinθ2，θ1的绝对值小于θ2的绝对值；

取任意径向位置r处的叶素，叶素对变距轴线的力臂L1和L2由桨叶间的几何关系计算得到，其中L1＝rsinθ1、L2＝rsinθ2，各个叶素对变距转轴的力矩为叶素自身气动力矩以及升力、阻力对变距转轴力矩的和；计算得到前桨叶和后桨叶对变距转轴的力矩M1、M2，则一组桨叶对变距轴的力矩为M1与M2的和M；

将初始构型的桨叶位置作为变距基准位置，此时变距角度β为0；当一组桨叶绕变距轴线变距时，前桨叶和后桨叶产生安装角变化β1、β2，则前后桨叶实际的扭转角度分别为β1＝βcosθ1、β2＝βcosθ2；

步骤6：建立桨叶性能函数：

建立桨叶对变距转轴的力矩M和桨叶拉力T函数：

(T,M)＝f(a1,a2,δ1,δ2,θ1,θ2,V,n,β,ρ)

a1、a2、δ1、δ2、θ1、θ2为配平调节参数，V,n,β,ρ为状态参数；其中a1、a2为前后桨叶的弦长变化系数，δ1、δ2为前后桨叶的扭转角变化量；V为飞行速度、n为螺旋桨转速、β为变距角度、ρ为飞行高度下的空气密度；

步骤7：根据设定的巡航状态获取飞行速度V和飞行高度下的空气密度ρ，计算初始构型在不同变距角度时的拉力-转速曲线，然后根据拉力需求Tr选取巡航状态的使用转速n和所需变距角度β作为下一步配平调节时的状态参数；

步骤8：优化配平：

对于步骤6建立的性能函数(T,M)＝f(a1,a2,δ1,δ2,θ1,θ2,V,n,β,ρ)，在步骤7给定的状态参数V,n,β,ρ下，优化得到一组a1、a2、δ1、δ2、θ1、θ2，使M＝0，同时T≥Tr；

步骤9：根据步骤8得到的优化配平结果，并结合步骤5中初始构型的几何关系，得到螺旋桨几何参数，完成气动变距螺旋桨设计。

2.根据权利要求1所述一种自适应气动变距螺旋桨设计方法，其特征在于：设置卡槽使桨叶的变距角度不低于0度。

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