CN110702364A - 针对桨尖马赫数影响的高空螺旋桨风洞试验数据修正方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种针对桨尖马赫数影响的高空螺旋桨风洞试验数据修正方法，包括以下步骤：根据前进比、雷诺数相似准则，确定高空螺旋桨缩比模型风洞试验的试验参数；对螺旋桨缩比模型进行风洞试验，测得拉力系数试验值C_T,exp和功率系数试验值C_P,exp；对拉力系数试验值和功率系数试验值进行修正，并根据螺旋桨推进效率公式计算得到修正后的螺旋桨推进效率。本发明考虑到等前进比、等雷诺数条件下的桨尖马赫数试验值与高空螺旋桨真实工况下的桨尖马赫数的差异，利用所提出的修正方法得到更精确的高空螺旋桨拉力系数、功率系数和推进效率等气动性能试验数据，从而为高空低动态飞行器的推进系统和能源系统设计提供可靠的基础数据。

Description

针对桨尖马赫数影响的高空螺旋桨风洞试验数据修正方法

技术领域

本发明属于螺旋桨风洞试验技术领域，具体涉及一种针对桨尖马赫数影响的高空螺旋桨风洞试验数据修正方法。

背景技术

利用地面常压风洞进行高空螺旋桨缩比模型气动性能试验验证时，根据空气动力学相似理论，需同时满足等前进比、等雷诺数、等桨尖马赫数，测得的拉力系数、功率系数和推进效率才是对应全尺寸螺旋桨真实工况下的实际性能。并且，验证不同高度下的气动性能，风洞试验所采用的缩比模型直径也应是不同的，由此带来的问题有：

(1)针对每一高度都需加工一套高空螺旋桨缩比模型，试验成本增加，并且不同尺寸高空螺旋桨缩比模型的加工精度带来的误差存在不确定性；

(2)不同尺寸螺旋桨缩比模型的拉力、扭矩相差很大，如果采用同一天平，则天平误差不一致；如果采用不同量程的天平，则整个测试系统的误差规律不一致，仍然存在不确定性；

(3)风洞试验时螺旋桨缩比模型安装时间增加，尤其是需要根据量程更换天平时，安装调试时间较长，试验成本也增加；

(4)某些高度下(如11km以上)满足等前进比、等雷诺数、等桨尖马赫数的螺旋桨缩比模型尺寸太小(如20km高度下，直径3m的高空螺旋桨，缩比模型直径只有约0.25m)，很难保证螺旋桨缩比模型的几何外形与全尺寸螺旋桨几何外形严格等比例缩放。而且气动力也很小，测量精度易受风洞风速的波动、电机震动等因素影响。

因此，由于风洞稳定风速、螺旋桨缩比模型尺寸等的限制，难以同时实现等前进比、等雷诺数、等桨尖马赫数，通常只能满足等前进比和等雷诺数，或者等前进比和等桨尖马赫数。当高空螺旋桨真实工况桨尖马赫数与缩比模型风洞试验桨尖马赫数相差较大时(一般情况，试验桨尖马赫数低于真实工况桨尖马赫数)，风洞试验获得的拉力系数、功率系数、推进效率与真值偏差较大。随着真实工况桨尖马赫数增加，压缩性影响更明显，当桨尖马赫数超过0.6时，满足等前进比、等雷诺数条件获得的螺旋桨推进效率，与全尺寸螺旋桨在真实高空环境下的推进效率绝对量相差2％～3％，拉力系数的相对偏差可达6％以上(通常是偏低)，功率系数的相对偏差可达8％以上(通常是偏低)。

20世纪90年代末期，美国Lewis研究中心牵头、联合Dryden研究中心等研究机构，提出了高空螺旋桨相关研究计划，包括变密度风洞和螺旋桨高空飞行试验平台建设，开展低速/高速低雷诺数螺旋桨翼型和高空螺旋桨高效气动布局技术、效率试验研究。

国内有些大学利用常规风洞开展了满足等前进比、等雷诺数条件的高空螺旋桨缩比模型性能试验。某航天空气动力研究院近年基于轨道拖车开展了高空螺旋桨的地面试验方法，依据等前进比和等雷诺数准则，进行了螺旋桨在不同飞行高度下气动特性的地面试验研究。

总之，受到模型尺寸、最低稳定风速、测量设备、试验成本、试验难度等现实条件的限制，目前国内外关于高空螺旋桨气动性能试验验证的研究，在验证高空工况时(如11km以上)，通常都是满足等前进比、等雷诺数条件，都没有考虑桨尖马赫数的影响，导致测得的螺旋桨拉力系数、功率系数、推进效率试验数据不能准确反映高空真实工况下的螺旋桨气动性能，并且桨尖马赫数越大，偏差也越大。

发明内容

针对现有技术存在的缺陷，本发明提供一种针对桨尖马赫数影响的高空螺旋桨风洞试验数据修正方法，可有效解决上述问题。

本发明采用的技术方案如下：

本发明提供一种针对桨尖马赫数影响的高空螺旋桨风洞试验数据修正方法，包括以下步骤：

步骤1，根据高空螺旋桨真实工况以及前进比、雷诺数相似准则，确定高空螺旋桨缩比模型风洞试验的试验参数，包括：桨尖马赫数试验值M_tip,exp、前进比试验值λ和雷诺数试验值Re；其中，所述桨尖马赫数试验值M_tip,exp，与高空螺旋桨真实工况下的桨尖马赫数M_tip,real不相等；所述前进比试验值λ，与高空螺旋桨真实工况下的前进比相等；所述雷诺数试验值Re，与高空螺旋桨真实工况下的雷诺数相等；

步骤2，采用步骤1确定的试验参数，对螺旋桨缩比模型进行风洞试验，测得拉力系数试验值C_T,exp和功率系数试验值C_P,exp；

步骤3，拉力系数修正方法，包括：

采用以下公式，对拉力系数试验值C_T,exp进行修正，得到修正后的拉力系数C_T,m；

其中，α_T定义为拉力系数的马赫数影响综合修正因子，采用下式计算得出：

其中：

A_T为拉力系数第一修正经验系数，A_T＝0.04；

B_T为拉力系数第二修正经验系数，B_T＝-0.6；

功率系数修正方法，包括：

采用以下公式，对功率系数试验值C_P,exp进行修正，得到修正后的功率系数C_P,m；

其中：α_P定义为功率系数的马赫数影响综合修正因子，采用下式计算得出：

其中：

A_P为功率系数第一修正经验系数，A_P＝0.02；

B_P为功率系数第二修正经验系数，B_P＝-0.4；

步骤4，利用修正后的拉力系数C_T,m和修正后的功率系数C_P,m，采用下式得到修正后的螺旋桨推进效率η_m：

其中，λ是螺旋桨缩比模型的前进比试验值，与高空螺旋桨真实工况的前进比相等；

步骤5，输出得到的修正后的拉力系数C_T,m、修正后的功率系数C_P,m和修正后的螺旋桨推进效率η_m。

本发明提供的针对桨尖马赫数影响的高空螺旋桨风洞试验数据修正方法具有以下优点：

本发明考虑到等前进比、等雷诺数条件获得的桨尖马赫数试验值与高空真实工况的桨尖马赫数值的差异，由此得到更接近实际的高空螺旋桨拉力系数、功率系数和推进效率等气动性能试验数据，从而为推进系统和能源系统设计提供可靠的基础数据。

附图说明

图1为本发明提供的针对桨尖马赫数影响的高空螺旋桨风洞试验数据修正方法的流程示意图。

具体实施方式

为了使本发明所解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

本发明解决的技术问题是，提出一种针对桨尖马赫数影响的高空螺旋桨风洞试验数据修正方法，其中，本发明中高空的含义特指高空范畴。本发明对等前进比、等雷诺数条件下获得的风洞试验数据进行修正，得到更接近高空螺旋桨真实工况下的螺旋桨拉力系数、功率系数和推进效率等性能数据。

本发明提供的修正方法的主要思路源自经典空气动力学理论中的Prandtl-Glauert压缩性修正，并结合螺旋桨空气动力学特性、发明人多年来在高空螺旋桨气动设计与试验中获得的大量计算数据和试验数据、桨尖马赫数对螺旋桨气动性能的影响规律等，提出一种针对桨尖马赫数影响的高空螺旋桨风洞试验数据修正方法。

本发明主要的创新是提出了拉力系数修正公式和功率系数修正公式。拉力系数修正公式和功率系数修正公式的创新过程为：

(一)根据Prandtl-Glauert压缩性修正原理，可压缩流下的升力系数与不可压缩流下的升力系数存在如下关系：

式中，C_l为可压缩流下的升力系数，C_l,0为不可压缩流下的升力系数，M_∞为可压缩流下的马赫数。

由螺旋桨气动力分析可知，螺旋桨拉力和功率的主要贡献是各剖面升力(系数)的积分，因此可以初步认为升力系数的Prandtl-Glauert压缩性修正原理，同样适用于拉力系数和功率系数的修正。

因此，对于拉力系数，有以下修正公式：

式中，C_T为可压缩流下的拉力系数，C_T,0为不可压缩流下的拉力系数，M_i为用于拉力系数压缩性修正的马赫数。

对于功率系数，有以下修正公式：

式中，C_T为可压缩流下的拉力系数，C_T,0为不可压缩流下的拉力系数，M_i为用于拉力系数压缩性修正的马赫数。

(二)然而，发明人经研究发现，由于螺旋桨桨叶每个剖面的马赫数均不同，不能简单地采用螺旋桨前进速度对应的马赫数或者桨尖马赫数进行压缩性修正。

根据螺旋桨空气动力学的受力分析，螺旋桨桨叶上的主要出力贡献在75％左右位置的半径两侧，又考虑到桨尖马赫数是螺旋桨性能的重要影响参数，因此，发明人创新性的认为，在桨尖马赫数基础上，需要引入修正因子对桨尖马赫数进行压缩性修正，才能保证计算的准确性。

进一步的，发明人根据多年来在高空螺旋桨气动设计与试验中获得的经验，比如雷诺数、桨尖马赫数对螺旋桨气动性能的影响规律等，发现拉力系数和功率系数的修正因子并不相同，而且与雷诺数密切相关。因此，发明人最终针对拉力系数和功率系数，分别提出了拉力系数的马赫数影响综合修正因子α_T，以及功率系数的马赫数影响综合修正因子α_P，并通过最后的大量试验，验证了这两个修正因子的有效性和普遍适用性。

由此得到拉力系数修正公式为：

由此得到功率系数修正公式为：

(三)将上面得到的拉力系数修正公式，应用于高空螺旋桨风洞试验的拉力系数修正领域中，分别得到以下公式：

其中：M_tip,exp为桨尖马赫数试验值；C_T,exp为拉力系数试验值；M_tip,real为高空螺旋桨真实工况下的桨尖马赫数；C_T,m为与高空螺旋桨真实工况下的桨尖马赫数对应的拉力系数，即为修正后的拉力系数，与高空螺旋桨真实工况下的拉力系数基本相等；

两式相除后即可得到以下的最终的拉力系数修正公式为：

同理，得到以下最终的功率系数修正公式为：

C_P,m为修正后的功率系数；C_P,exp为功率系数试验值。

在风洞试验无法完全考虑桨尖马赫数影响的现实情况下，本发明提出一种针对桨尖马赫数影响的高空螺旋桨风洞试验数据修正方法，考虑到等前进比、等雷诺数条件获得的桨尖马赫数试验值与高空真实工况的桨尖马赫数值的差异，由此对高空螺旋桨缩比模型风洞试验得到的拉力系数、功率系数和前进比进行修正，从而得到更接近实际的高空螺旋桨拉力系数、功率系数和推进效率等气动性能试验数据，并经数值模拟验证，本发明修正后得到的螺旋桨拉力系数、功率系数和推进效率，与高空真实工况的螺旋桨拉力系数、功率系数和推进效率非常接近，从而为推进系统和能源系统设计提供可靠的基础数据。

发明人使用计算流体力学(CFD)数值模拟方法，在等前进比、等雷诺数条件下，分别计算获得某全尺寸螺旋桨在高空环境真实工况、不同尺寸缩比模型在地面风洞试验工况下的气动性能。

不同尺寸缩比模型在地面风洞试验工况下的桨尖马赫数不同，利用本发明提出的修正方法进行拉力系数、功率系数和推进效率修正。表1-表3分别针对不同全尺寸螺旋桨直径(3米～9米，对应75％R剖面雷诺数10万～30万)的缩比模型风洞试验数据进行了修正。

表1修正前/后的缩比模型地面风洞试验气动性能与全尺寸螺旋桨高空环境真实工况气动性能对比(全尺寸螺旋桨直径3米，75％R剖面雷诺数10万)

表2修正前/后的缩比模型地面风洞试验气动性能与全尺寸螺旋桨高空环境真实工况气动性能对比(全尺寸螺旋桨直径6米，75％R剖面雷诺数20万)

表3修正前/后的缩比模型地面风洞试验气动性能与全尺寸螺旋桨高空环境真实工况气动性能对比(全尺寸螺旋桨直径9米，75％R剖面雷诺数30万)

对比表1、表2和表3可以看出，与修正前相比，修正后的拉力系数、功率系数、推进效率更接近全尺寸螺旋桨在高空环境真实工况下的拉力系数、功率系数和推进效率，从而验证本发明提出的针对桨尖马赫数影响的试验数据修正方法的有效性。

发明人还进行了大量其他同类试验，修正后的拉力系数、功率系数、推进效率与全尺寸螺旋桨在高空环境真实工况下的拉力系数、功率系数和推进效率的接近程度，与前述试验结果基本一致，由此进一步证实了本发明提出的桨尖马赫数修正方法的有效性。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视本发明的保护范围。

Claims (1)

1.一种针对桨尖马赫数影响的高空螺旋桨风洞试验数据修正方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1，根据高空螺旋桨真实工况以及前进比、雷诺数相似准则，确定高空螺旋桨缩比模型风洞试验的试验参数，包括：桨尖马赫数试验值M_tip,exp、前进比试验值λ和雷诺数试验值Re；其中，所述桨尖马赫数试验值M_tip,exp，与高空螺旋桨真实工况下的桨尖马赫数M_tip,real不相等；所述前进比试验值λ，与高空螺旋桨真实工况下的前进比相等；所述雷诺数试验值Re，与高空螺旋桨真实工况下的雷诺数相等；

步骤2，采用步骤1确定的试验参数，对螺旋桨缩比模型进行风洞试验，测得拉力系数试验值C_T,exp和功率系数试验值C_P,exp；

步骤3，拉力系数修正方法，包括：

采用以下公式，对拉力系数试验值C_T,exp进行修正，得到修正后的拉力系数C_T,m；

其中，α_T定义为拉力系数的马赫数影响综合修正因子，采用下式计算得出：

其中：

A_T为拉力系数第一修正经验系数，A_T＝0.04；

B_T为拉力系数第二修正经验系数，B_T＝-0.6；

功率系数修正方法，包括：

采用以下公式，对功率系数试验值C_P,exp进行修正，得到修正后的功率系数C_P,m；

其中：α_P定义为功率系数的马赫数影响综合修正因子，采用下式计算得出：

其中：

A_P为功率系数第一修正经验系数，A_P＝0.02；

B_P为功率系数第二修正经验系数，B_P＝-0.4；

步骤4，利用修正后的拉力系数C_T,m和修正后的功率系数C_P,m，采用下式得到修正后的螺旋桨推进效率η_m：

其中，λ是螺旋桨缩比模型的前进比试验值，与高空螺旋桨真实工况的前进比相等；

步骤5，输出得到的修正后的拉力系数C_T,m、修正后的功率系数C_P,m和修正后的螺旋桨推进效率η_m。

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