CN102689687B - 一种平衡螺旋桨后气动旋转力矩的方法 - Google Patents
一种平衡螺旋桨后气动旋转力矩的方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN102689687B CN102689687B CN201210189070.7A CN201210189070A CN102689687B CN 102689687 B CN102689687 B CN 102689687B CN 201210189070 A CN201210189070 A CN 201210189070A CN 102689687 B CN102689687 B CN 102689687B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- screw propeller
- flight
- state
- aircraft
- pneumatic rotary
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
Landscapes
- Transmission Devices (AREA)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
本发明属于航空技术领域，涉及一种平衡螺旋桨后气动旋转力矩的方法。本发明采用调节发动机轴线预安装位置，巧妙地在飞机轴线与发动机轴线之间设计一定的偏移量与夹角量，通过合理地选择下移量和偏转角度，可在牺牲少量推力的情况下平衡螺旋桨后的大部分气动旋转力矩，最终增加飞机的操稳性。本发明工作可靠、加工工艺简单，只需在安装发动机时，适当调节发动机轴线的安装位置即可，已经应用于我院LE500、LE500A、航模等型飞机上，解决了螺旋桨旋转气流对机身操稳造成的干扰，保证了飞机飞行的稳定。
Description
技术领域
本发明属于航空技术领域，涉及一种平衡螺旋桨后气动旋转力矩的方法。
背景技术
对于带螺旋桨的通用类小型飞机来说，由于螺旋桨的周向旋转，其后旋转气流会对机身气流造成干扰，产生气动旋转力矩，有使飞机向螺旋桨旋转方向转动的趋势，最终会对机身的操纵性和稳定性产生不利影响。一般飞机上，主要靠设定差动副翼或垂尾的预安装角度来平衡此气动旋转力矩，然而，这又造成了副翼或垂尾的预安装角度过大、可用偏转裕度变小等一系列问题。
发明内容
本发明的目的是：提供一种能在牺牲少量推力的情况下平衡螺旋桨后大部分气动旋转力矩的方法。
本发明的技术方案是：一种平衡螺旋桨后气动旋转力矩的方法，包括如下步骤：
步骤a：从飞行剖面获取飞机典型飞行状态点的高度、速度等飞行状态信息；
步骤b：获取该典型飞行状态点螺旋桨后旋转气流对全机身的气动旋转力矩N和该典型飞行状态点螺旋桨的拉力F；
步骤c：通过调节发动机安装架，当螺旋桨顺时针旋转时，将发动机轴线向右偏转至与飞机对称平面有一定夹角β≤3°；当螺旋桨逆时针旋转时，将发动机轴线向左偏转至与飞机对称平面有一定夹角β≤3°；
并通过调节发动机安装架，将发动机轴线下移至低于飞机构造水平线一定距离D并与之平行；
步骤d：根据关系式及β≤3°来循环优化，若步骤d中选取的D和β不满足上述关系式，则返回步骤d，重新选取D和β，直至上述关系式满足为止，获取最终的下移量D与偏角β，并确定发动机的最终安装位置。
所述典型飞行状态点螺旋桨后旋转气流对全机身的气动旋转力矩N和该典型飞行状态点螺旋桨的拉力F通过对包括螺旋桨在内的全机身进行典型飞行状态点的计算流体力学方法仿真计算获取。
如果还存在剩余的少量气动旋转力矩，则进一步包括在飞机出厂试飞时通过调节垂尾处调节片的预安装角来抵消的步骤。
本发明的优点和有益效果：本发明平衡螺旋桨后大部分气动旋转力矩的方法采用调节发动机轴线预安装位置，巧妙地在飞机轴线与发动机轴线之间设计一定的偏移量与夹角量，通过合理地选择下移量和偏转角度，可在牺牲少量推力的情况下平衡螺旋桨后的大部分气动旋转力矩，剩余的少量气动旋转力矩需要在飞机试飞时通过调节垂尾处调节片的预安装角来抵消。
本发明平衡螺旋桨后大部分气动旋转力矩的方法工作可靠、加工工艺简单，只需在安装发动机时，适当调节发动机轴线的安装位置即可，已经应用于我院LE500、LE500A、航模等型飞机上，解决了螺旋桨旋转气流对机身操稳造成的干扰，保证了飞机飞行的稳定。
附图说明
图1为本发明的流程图。
图2，图3，图4，图5为实例中的发动机轴线安装位置最终结果，其中：1为发动机；2为螺旋桨；3为飞机轴线；4为发动机轴线；5为垂尾处调节片；6为飞机机身；7发动机安装架；8飞机构造水平线；9飞机对称面。
具体实施方式
本发明平衡螺旋桨后大部分气动旋转力矩的方法采用调节发动机轴线预安装位置，巧妙地在飞机轴线与发动机轴线之间设计一定的偏移量与夹角量，通过合理地选择下移量和偏转角度，可在牺牲少量推力的情况下平衡螺旋桨后的大部分气动旋转力矩，剩余的少量气动旋转力矩需要在飞机试飞时通过调节垂尾处调节片的预安装角来抵消。
请参阅图1，其给出了本发明平衡螺旋桨后气动旋转力矩的方法的操作流程，其具体步骤如下：
步骤a：从飞行剖面获取飞机典型飞行状态点的高度、速度等飞行状态信息；
步骤b：对包括螺旋桨2在内的全机身6进行典型飞行状态点的计算流体力学方法(CFD)仿真计算，或者用经验公式等其他计算方法；
步骤c：根据步骤b的结果，获取该典型飞行状态点螺旋桨2后旋转气流对全机身6的气动旋转力矩N和该典型飞行状态点螺旋桨2的拉力F；
步骤d：通过调节发动机安装架7，将发动机轴线4向右(螺旋桨顺时针旋转)或向左(螺旋桨逆时针旋转)偏转至与飞机对称平面9有一定夹角β≤3°；
通过调节发动机安装架7，将发动机轴线4下移至低于飞机构造水平线8一定距离D并与之平行；
当螺旋桨2顺时针旋转(顺航向)时，其后旋转气流会对机身6施加顺时针的气动旋转力矩；将发动机轴线4下移并右偏后，螺旋桨2推力的右侧分量会对机身6施加逆时针的旋转力矩；最终实现二者抵消。
当螺旋桨2逆时针旋转(顺航向)时，其后旋转气流会对机身6施加逆时针的气动旋转力矩；将发动机轴线4下移并左偏后，螺旋桨2推力的左侧分量会对机身6施加顺时针的旋转力矩；最终实现二者抵消。
步骤e：根据关系式及β≤3°来循环优化，若步骤d中选取的D和β不满足上述关系式，则返回步骤d，重新选取D和β，直至上述关系式满足为止，获取最终的下移量D与偏角β，并确定发动机1的最终安装位置；
步骤f：剩余的少量气动旋转力矩需要在飞机出厂试飞时通过调节垂尾处调节片5的预安装角来抵消。
实施例：
下面以LE500飞机为例，结合图2，图3，图4，图5所给出的发动机安装位置，详细描述平衡由螺旋桨2后旋转气流对机身6造成的气动旋转力矩的方法，其具体步骤如下：
步骤a：从飞行剖面获取飞机典型飞行状态点的高度、速度等飞行状态信息，其中，飞机典型飞行状态点指的是飞机巡航时占主要飞行时间下的飞行状态；
步骤b：对包括螺旋桨2在内的全机身6进行典型飞行状态点的全三维CFD仿真计算；
步骤c：根据步骤b的结果，获取该典型飞行状态点螺旋桨2后旋转气流对全机身6的气动旋转力矩N；
根据步骤b的结果，获取该典型飞行状态点螺旋桨2的拉力F；
步骤d：通过调节发动机安装架7，因LE500螺旋桨2为顺航向顺时针旋转，故将发动机轴线4向右(顺航向)偏转至与飞机对称平面9有一定夹角β，β应小于3°；
通过调节发动机安装架7，将发动机轴线4下移至低于飞机构造水平线8一定距离D并与之平行；
步骤e：根据关系式及β≤3°来循环优化；若步骤d中选取的D和β不满足上述关系式，则返回步骤d，重新选取D和β，直至上述关系式满足为止；
通过多次循环计算，在LE500实例中，我们最终选取的下移量为D＝30mm，夹角量为β＝3°，从而确定了发动机1的最终安装位置；
步骤f：对于剩余的少量气动旋转力矩，在飞机出厂试飞时，通过调节垂尾处调节片5的预安装角来抵消。
Claims (3)
1.一种平衡螺旋桨后气动旋转力矩的方法，其特征在于，该平衡方法包括如下步骤：
步骤a：从飞行剖面获取飞机典型飞行状态点的高度、速度等飞行状态信息；
步骤b：获取该典型飞行状态点螺旋桨(2)后旋转气流对全机身的气动旋转力矩N和该典型飞行状态点螺旋桨(2)的拉力F；
步骤c：通过调节发动机安装架(7)，当螺旋桨顺时针旋转时，将发动机轴线(4)向右偏转至与飞机对称平面(9)有一定夹角β≤3°；当螺旋桨逆时针旋转时，将发动机轴线(4)向左偏转至与飞机对称平面(9)有一定夹角β≤3°；
并通过调节发动机安装架(7)，将发动机轴线(4)下移至低于飞机构造水平线(8)一定距离D并与之平行；
步骤d：根据关系式及β≤3°来循环优化，若步骤d中选取的D和β不满足上述关系式，则返回步骤d，重新选取D和β，直至上述关系式满足为止，获取最终的下移量D与偏角β，并确定发动机(1)的最终安装位置。
2.根据权利要求1所述的平衡螺旋桨后气动旋转力矩的方法，其特征在于：所述典型飞行状态点螺旋桨(2)后旋转气流对全机身的气动旋转力矩N和该典型飞行状态点螺旋桨(2)的拉力F通过对包括螺旋桨(2)在内的全机身进行典型飞行状态点的计算流体力学方法仿真计算获取。
3.根据权利要求2所述的平衡螺旋桨后气动旋转力矩的方法，其特征在于：如果还存在剩余的少量气动旋转力矩，则进一步包括在飞机出厂试飞时通过调节垂尾处调节片(5)的预安装角来抵消的步骤。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201210189070.7A CN102689687B (zh) | 2012-06-08 | 2012-06-08 | 一种平衡螺旋桨后气动旋转力矩的方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201210189070.7A CN102689687B (zh) | 2012-06-08 | 2012-06-08 | 一种平衡螺旋桨后气动旋转力矩的方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN102689687A CN102689687A (zh) | 2012-09-26 |
| CN102689687B true CN102689687B (zh) | 2014-12-10 |
Family
ID=46855457
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201210189070.7A Active CN102689687B (zh) | 2012-06-08 | 2012-06-08 | 一种平衡螺旋桨后气动旋转力矩的方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN102689687B (zh) |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US10981675B2 (en) | 2016-03-23 | 2021-04-20 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Propeller balancing using inflight data |
| US9694915B1 (en) | 2016-03-23 | 2017-07-04 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Propeller balancing using inflight data |
Family Cites Families (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5131604A (en) * | 1991-04-11 | 1992-07-21 | United Technologies Corporation | Helicopter antitorque device |
| CN1064839A (zh) * | 1992-01-30 | 1992-09-30 | 安拴印 | 无尾桨、高安定性双旋翼直升机 |
| CN101048313A (zh) * | 2004-09-28 | 2007-10-03 | 贝尔直升机泰克斯特龙公司 | 用于旋翼飞机的推进反扭矩系统 |
-
2012
- 2012-06-08 CN CN201210189070.7A patent/CN102689687B/zh active Active
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN102689687A (zh) | 2012-09-26 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN101625571B (zh) | 一种模拟自旋式飞行器六自由度运动的方法 | |
| CN112560191B (zh) | 有滑流影响修正的涡桨动力飞机推阻体系与性能分析方法 | |
| CN109808913A (zh) | 一种带有可偏转翼梢小翼的无人机设计方法 | |
| CN103287570A (zh) | 一种z形折叠翼机构 | |
| CN109711008A (zh) | 一种飞机重心包线计算方法 | |
| CN110414110B (zh) | 一种用于飞行失速状态下的飞机受力仿真方法 | |
| CN104085528B (zh) | 飞机前轮转弯控制系统和飞机前轮转弯控制方法 | |
| CN105488295A (zh) | 一种考虑风场扰动的无人机建模系统 | |
| CN109190248B (zh) | 一种用于滑翔飞行器的滑翔射程解析方法及解析系统 | |
| CN102689687B (zh) | 一种平衡螺旋桨后气动旋转力矩的方法 | |
| CN109783953A (zh) | 一种新型飞机着陆动荷载的计算方法 | |
| CN111976974A (zh) | 一种飞行控制方法、无人机及存储介质 | |
| CN109703769A (zh) | 一种基于预瞄策略的空中加油对接控制方法 | |
| CN204197284U (zh) | 一种微型悬停四旋翼无人机 | |
| Tian et al. | Wake encounter simulation and flight validation with UAV close formation flight | |
| CN114537674B (zh) | 一种可分离式飞行器、操控方法及电子设备 | |
| Oktay et al. | Stability evaluation of a fixed-wing unmanned aerial vehicle with morphing wingtip | |
| CN100333969C (zh) | 用于微型飞行器的仿生拍动方法 | |
| Xu | PID control and simulation of moving mass quadcopter UAV | |
| CN107697284A (zh) | 一种双段式仿生扑翼无人机机翼 | |
| CN202279230U (zh) | 一种用于飞机增升的导流栅板 | |
| Fei | The Causes of Propeller Pitching Moment and the Conditions for its Significance | |
| CN208233345U (zh) | 变体飞行器机翼结构 | |
| CN205087130U (zh) | 一种飞机机尾 | |
| Shuai et al. | Aerodynamic data model analysis and simulation of ducted fan UAV |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| C14 | Grant of patent or utility model | ||
| GR01 | Patent grant |