北京航空航天大学科技成果——航模轴流涵道风扇设计方法
北京航空航天大学科技成果——重型车辆电液行走系统的进回油独立调节缓速控制技术
北京航空航天大学科技成果——重型车辆电液行走系统的进回油独立调节缓速控制技术成果简介闭式泵控马达静液驱动系统广泛应用于平板车、隧道管片车等重型搬运输车辆的驱动行走系统中，具有良好的动力性能和控制性能，且能够实现无级调速，一直是重型工程车辆所采用的主要驱动方式。
重型工程车辆在长距离下坡工况时，通过制动器持续制动来平衡负值负载（如车辆整体下滑力），制动器发热严重，长时间使用会使制动效能发生衰退，导致主制动系统的制动性能严重下降，造成安全隐患问题。
因此为确保重型车辆下坡时仍然具有调速功能且能匀速行驶，需要一种辅助持续制动方案。
目前的重型车辆关于缓速制动的方案，包括液力辅助制动、电涡流辅助制动、发动机辅助制动等。
然而工程施工中很多重型运输车辆受到安装结构和安全性的影响，液力辅助制动和电涡流制动的使用受到限制，另外发动机制动制动力有限，且无法进行实时控制。
车辆电液缓速控制是通过系统流量压力协调控制的方法，对电液行走系统的进行调速稳速控制，实现车辆下坡时的运行速度的平滑性控制。
目前采用的电液缓速制动技术方案都存在着些许不足：（1）普通的四通进出口联动比例阀和伺服阀存在抑制负值负载和运动控制的耦合问题，阀口节流损失大，发热严重。
（2）制动器持续制动时存在发热严重，长时间使用导致性能衰退，间歇重复制动速度平稳性不好。
（3）泵控速度调节和电液比例平衡阀调节背压方案无法回收下坡势能。
（4）泵控调节速度和缓速泵缓速方案结构组成复杂，响应速度慢。
（5）双阀独立调节方案节流损失严重，系统能量率较泵控调节低。
针对以上问题，本项目研发了一种多轴静液驱动重型车辆在持续负值载荷下电液行走系统的进回油独立调节缓速控制技术。
技术描述在持续负值载荷作用下（如下长坡工况），重型车辆电液行走系统的缓速控制策略基于系统进回油路流量压力独立控制调节，将速度控制和负值负载抑制两个问题解耦，通过系统进油路中行走变量泵的容积控制调节，调整变量泵的排量，实现驱动马达转速调速控制。
涵道风扇气动特性计算模型综述
ξＢＸ＝ξＫΟΠ（１－Ｖ０／Ｖ２）２，其中 ξＫΟΠ 与几何参数有关，一般要通过实验测得．
根据（２．２）式可以求到 １ 截面处的速度值：
V1
=
1 2Kv
(V0
+
Vo2
+
4KvTr ρ ATr
)
（２．５）
经典的滑流理论可以得到一些很有意义的结论，当轴向来流流速增加时，涵道所产
径向速度与此涡线作用即为涵道的升力，涡环的
强度在 3/4 弦线处满足边界条件[5]，如图 4.1 所
示.为了简化模型，认为内部的风扇不受外部涵
道涡环的作用.由流管的近似形状,得到风扇诱导
的当地径向速度：
vir
=
dR dx
(V0
+
其中 ri ＝Ｒｉ／Ｒｒ．这样就可以确定代替唇口的环量：
Γi
=
Td 2πρ Rkvr
（４．６）
唇口环量在来流作用下产生的俯仰力矩则为：
Mz
=
ln(
π (1+ 0.47ri ) 2 + 0.47)− 0.2684
(1 −
Tr
)m&Rr Vx
（４．７）
ri
其中 m&＝ρпＲｒ２Ｖ１；是流经风扇的瞬时空气质量．
涵道阻力可以分为两个部分：Ｄｘ＝Ｄｄ＋Ｄｉ；其中 Ｄｄ＝１／２ＣｘＳρＶｘ２，为其涵道的气动阻力；
Ｄｉ＝Ｖｘ m&，这部分是由于涵道阻涩气流所引起的.若要计算更精确的话，必须考虑阻力所
本文根据国内外涵道风扇的计算思路和模型，从滑流理论，叶素理论和涡流模型三 个方面总结涵道风扇的分析计算模型，并给出了相应的分析与对比.文章最后还介绍了 一种组合式计算飞行器气动特性的方法.
直升机三叶桨加涵道风扇设计
直升机三叶桨加涵道风扇设计直升机是一种重要的航空器，其设计和构造对于安全性和性能至关重要。
直升机的旋翼系统是其最核心的部分，而其中的三叶桨和涵道风扇则是直升机旋翼系统中的重要组成部分。
本文将探讨直升机三叶桨和涵道风扇的设计原理和技术要点。
首先，三叶桨是直升机旋翼系统的核心组件之一。
它由三片扇叶组成，可以通过叶片的角度变化和旋转实现直升机的升力产生和方向控制。
三叶桨的设计需要考虑多个因素，例如升力、飞行稳定性、噪音和振动等。
为了达到更好的效果，一般会采用空气动力学和机械工程的原理进行设计。
在三叶桨的设计中，叶片的形状和尺寸是非常关键的。
一般来说，叶片的形状通常采用弯曲的外形设计，以减小空气阻力和提高升力。
叶片的材料选择也很重要，一般采用轻质且强度高的材料，如复合材料或金属合金，以提高叶片的强度和耐磨性。
此外，还需要考虑叶片的扭转和弯曲等变形，通过合理的设计来减小这些变形，提高叶片的稳定性和寿命。
另外，涵道风扇也是直升机旋翼系统中的一个重要组成部分。
涵道风扇主要是通过其外壳的设计来改善空气流动，并提高旋翼系统的整体效率。
一般来说，涵道风扇的外壳采用流线型设计，以减小空气阻力和噪音。
同时，外壳的内部结构也要考虑空气动力学和工程力学的原理，以实现更好的气流控制和能量转换。
在直升机旋翼系统设计中，三叶桨和涵道风扇的配合和协调也非常重要。
它们之间的关系会影响到旋翼系统的整体性能和工作效率。
因此，在设计过程中需要对两者进行综合考虑，调整叶片和外壳的参数，以实现最佳的效果。
除了设计原理和技术要点，直升机三叶桨和涵道风扇的制造和维护也非常重要。
制造过程需要严格控制材料、工艺和质量，以确保成品的可靠性和性能。
维护方面，需要定期检查和保养，以防止叶片和外壳的磨损和损坏，同时也要及时修理或更换受损部件。
综上所述，直升机三叶桨和涵道风扇的设计是直升机旋翼系统中非常重要的一部分。
合理的设计和制造可以提高直升机的飞行性能和安全性，减小噪音和振动等不良影响。
风扇／增压级的设计及其试验的研究
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踞２低压压气机试验特性
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图６低压压气机温升比沿叶高分市
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田，８ 低压压气机，卜壁舴压讣布
１９
进行的。
试验时，空气直接由双扭线型进气道进入风扇转子，通过分流环分别流入内、外涵流道， 并分别排到带消音装置的排气道。风扇外涵由收缩喷口实现节流，内涵由出口处可调叶片式节 气门实现。为了快速退喘，在内、外涵处设置了防喘放气活门。 ３．２ 试验结果 ３．２．１总性能 ３．２．１．１均匀进气
在均匀迸气条件下。风扇和低压压气机试验特性绘于图ｌ和图２。试验结果表明，风扇外涵 设计点的流量和压比均达到设计指标，效率超过设计值约０．７个百分点，喘振裕度超过设计指 标给定的１５％。
按正问题计算确定的叶型几何参数进行叶片造型。叶片造型是按流线面的曲面造型，风扇 转子选用超音速叶型．中弧线由直线和圆弧线组合构成，其它叶片均采用亚音速叶型，中弧线 为圆弧线。考虑气动和离心力作用，用积叠重心线偏移来进行补偿。 ２．２．４三维计算
为确保风扇转子设计的准确性，用三维程序对风扇转子进行了全流动图分析。 计算结果表明，在保证叶片强度的前提条件下，当凸肩由叶片中心位置后移一定距离时， 由于凸肩移到较低的速度区，激波强度的减弱，改善了凸肩区流动状况，使之损失减少，效率 提高，流量增大。 ３模型件试验 ３．１模型试验件及试验器 模型试验件的缩型系数为Ｏ．５７３。本次试验是在室内无进气稳压箱敞开式压气机试验器上
３ ２．１．２非均匀进气
为进行此项目试验， 在进气道和试验件间加装了一长段园管型转接段，在距风扇进口约２ 倍进口直径处安装了一个畸变发生器，该装置在风扇进口产生一个组台畸变场，其畸变指数可 用下式表达：
气驱动涵道风扇推进技术及其叶尖涡轮气动设计
气驱动涵道风扇推进技术及其叶尖涡轮气动设计说到“气驱动涵道风扇推进技术”，是不是感觉像是一个高深莫测的名字，一听就让人觉得脑袋晕乎乎的？但仔细想想，它就像是个能让飞机飞得更远、更稳、还更省力的“隐形推手”。
你看啊，飞机要飞，离不开推进力，传统的喷气发动机一般都是靠喷射气流来提供推力，而这“气驱动涵道风扇推进技术”就不一样了，它利用气流驱动风扇，通过一种更巧妙的方式为飞行器提供动力。
不知道你有没有想过，这种技术其实就像是在给飞机加个“气动力发动机”，让它可以像加速器一样轻松起飞和飞行。
首先得说，这种推进技术的“涵道风扇”就像是一个带着大风扇的马达，风扇一转，推力就出来了。
听起来是不是挺简单的？但关键是，它的核心不仅仅是让风扇转起来那么简单，而是要控制风扇在飞行时的每一个动作，确保它在各种飞行状态下都能保持最佳的效率。
比如，你飞机飞得快了，风扇就得更用力地“吹”，可你飞得慢了，风扇又得给点“轻松”。
这就要求在设计上得精心琢磨，像是给风扇穿上一套量体裁衣的“战衣”，既得轻盈又得强劲，完美契合各种复杂的飞行需求。
再说到“叶尖涡轮气动设计”，这可真是个高大上的词汇，说白了，简单就是在设计上得非常注重细节。
风扇叶片的设计，要做到精准无误，特别是叶尖部分的设计。
这些地方，尤其是叶尖的空气流动控制，关系到整个发动机的工作效率。
如果设计不好，叶片的“尾巴”就容易产生漩涡，那样不但浪费能量，还可能带来额外的噪音，甚至影响飞行器的稳定性。
你想想，叶尖的涡流要是控制得不好，可能飞机上就得“啸风”了，像是飞机在空中“喊疼”。
这可是飞行设计中必须得抓住的关键点。
你可能会好奇，为什么这么复杂的设计反而能让飞机飞得更省油、更快？说白了，气驱动涵道风扇能做到这一点，是因为它充分利用了空气动力学的原理。
就像你开车时，要保持油门踩得刚刚好，不能一味猛踩，这样才能省油。
飞机也是如此，发动机必须要根据飞行状态调整推力，以减少能量的浪费，确保每一滴燃料都能发挥最大的作用。
北京航空航天大学机设总结课件
勺子有话说勺子诚信出品童叟无欺什么的，基本上涵盖了我记录的重点和做过的考题中出现的问题。
收到勺子这份东西的妞们爷们默默点接受拉到自己的小文档夹里私自收藏就好了，自己复习间隙看看就好，自己的东西想给谁看不想给谁看这个算是作者的权利之一？好吧其实当我心里小九九也好。
打出来实在仓促，公式以及图片都没有加上，或者有也很粗糙，将就一下吧，不成就翻翻书，再或者，也可以等我打出来手画图再去复印一下。
希望拿到的妞们爷们都能考到好的成绩，勺子在这也不枉辛苦一番。
——————————我是分割线~~~————————————————————绪论强度与安全性设计强度：抵抗断裂和残余变形的能力静载荷：不随时间变化或者变化缓慢的载荷动载荷：随时间做周期性变化或者非周期性变化的载荷名义载荷：在工作平稳，载荷分布均匀的条件下，根据理论值计算的载荷计算载荷：考虑实际工作存在冲击，震动，加工，安装等误差因素时确定的零件实际所能承受的载荷（主要考虑动载荷受变应力）稳定的变应力有五个参数最大应力，最小应力，平均应力应力幅，应力循环特征（循环比）变应力下强度计算——疲劳强度计算影响因素：1，材料的极限应力；2 应力集中；3 尺寸效应；4 表面加工质量疲劳极限曲线无限寿命区有限寿命区最终疲劳曲线趋向水平对应的应力为疲劳极限应力*疲劳强度与应力幅有极大关系。
第一章轴1 轴的分类工作过程中承载不同分为传动轴：主要承受转矩；心轴：主要承受弯矩；转轴：既承受弯矩有承受转矩。
Eg：自行车中，前轴后轴为心轴，中轴为转轴2 轴的固定周向：键，花键，过盈配合，销轴向：轴肩，套筒，螺母，挡圈，轴头径向：由配合性质固定3轴用材料碳素钢，合金钢，铸铁4 轴的强度计算分类1对于只传递转矩T 应用扭转强度计算2 对于至承受弯矩的应用弯曲强度计算M3对于既受转矩又受弯矩Me=开根号（M^2+(aT）^2)对于单独的计算过程先用扭转强度进行初步的设计再用弯曲强度进行校核（Me当量弯矩）* 应力校正系数a1 当为循环应力时a=12 当为不变的转矩时a=[-1]/[1]3 当为脉冲转矩时a=[-1]/[0](出现于填空题）轴章节其他填空题一般轴多设计为阶梯状：为了方便轴上零件的装配和安装定位增大轴的圆角半径：降低应力集中，提高疲劳强度设计轴的一般步骤：按转矩初估轴径（设计），结构设计，按当量弯矩进行校核以及安全系数扭转强度的设计公式：d>=c(p/n)^1/3(由T=9.55p/n 切应力=T/W提高轴的强度：选用高强度材料，增大轴径提高轴的刚度：增大轴径第二章齿轮传动1 齿轮传动的特点：传动效率高：传动效率=主动轮转速/从动轮转速=从动轮齿轮半径/主动轮齿轮半径=z2/z1（*此处注意和涡轮蜗杆传动进行比较使用可靠，工作寿命长传动比较稳定，结构紧凑制造和安装精度较高，成本较高中心距不可分（在接触的情况下可以有一定的变为系数，但是不能不接触，满足连续传动条件）不能用于大中心距的传动。
设计新颖 构思巧妙
设计新颖构思巧妙作者：王建来源：《航空模型》2012年第03期后置横流风扇升推力综合翼无人机北京航空航天大学参赛队的后置横流风扇升推力综合翼是一种新概念机翼(图1、图2)。
将横流风扇融入厚翼型后缘附近的上表面，利用风扇的吸附作用抑制气流分离并产生推力。
横流风扇具有噪声低、出气均匀、对气流加速能力强等优点，该无人机使用横流风扇作为动力，通过它控制机翼上表面的流动，以获得更大的升力。
在横流风扇的作用下，机翼在大迎角飞行时不仅不会失速，反而能产生较高的升力和推力。
与细长的机身相比，该机的机翼非常厚实，其翼型相对厚度很大，达到30％以上。
为了在机翼的后缘布置横流风扇，修改了翼型后缘的形状(图3)，比原翼型多了一个隆起区域，以将风扇容纳其中。
同时，在机翼后缘还设置了可调节的涡舌，通过优化设计风扇周围的风道，使得风扇可以更加充分地发挥效能。
此外，该机尾撑翘起很高，有较大的防擦尾角。
从演示飞行中看到，该机起飞离地时迎角较大，体现了该机出色的防失速特性。
由于这种飞行器使用横流风扇作为动力部件，因此其原理及特性与传统螺旋桨动力或喷气动力飞行器有很大的不同。
首先，设置在机翼后缘的横流风扇能在较低的速度下产生高速翼型的绕流气动效果，从而对机翼升力起到良好的作用(图4)。
厚翼型在低雷诺数下附面层较容易分离，导致其升力系数低于一般翼型，而在高雷诺数下，由于表面分离区减少，则能够获得较大的升力系数。
当飞行器低速飞行时，让横流风扇高速转动，利用其内低压区的吸附作用，可将上翼面分离的附面层重新吸附到翼面上，并抑制附面层的再次分离，使厚翼型机翼在低速飞行时获得高速条件下的流动效果，从而明显提高其升力系数，使厚翼型在低速条件下的应用成为可能。
其次，设置于机翼后缘的横流风扇可以提高动力系统的推进效率。
常规的动力系统是将推进装置设置在机翼外部，通过吸入来流然后加速排出获得前进的动力。
而这种后置横流风扇动力系统是从机冀后面的分离区吸入气流然后加速排出。
北京航空航天大学科技成果——电机转子通风结构
北京航空航天大学科技成果——电机转子通风结构成果简介
在大功率密度电机内部，电机转子铁心分段，铁心段之间形成径向通风道，内附槽钢，起支撑部件的作用。
与此同时，在电机转动过程中，转子通风槽钢一定程度上可以起到风扇的作用，并且能够改善冷却介质流动特性。
工形截面槽钢，可有效提升强度，但没有充分考虑槽钢改变气体流动的作用；多转折结构槽钢，打流过破通风沟的冷却气体之间的边界层，增加散热面积，但连接处风阻较大容易形成涡流。
上述两种槽钢结构均未能高效利用槽钢的导流性能及扇风性能。
该技术成果克服现有电机由于转子通风槽钢利用率不高而导致的通风效果差的问题，提出有效提升转子驱风能力的通风结构，使电机内部冷却介质流动效率相对提高，冷却效果有所改善。
其结构主要包括径向通风沟、转子齿、轴向通风道、转子铁心以及槽钢。
转子铁
心沿轴向均匀分成数段，相邻转子铁心之间留有一定空隙，形成径向通风沟，相邻的分段转子铁心的转子齿在轴向上一一对应，槽钢位于径向通风沟中并沿圆周分布，并安装在相邻分段转子铁心的转子齿之间，相邻分段转子铁心的每个转子齿之间放置有三根工字形截面槽钢，其中两根槽钢是直线型槽钢，另外一根是流线型槽钢；转子铁心靠近转轴处开槽，形成轴向通风道，为冷却介质流动提供通路，该结构在保证其支撑强度的前提下，充分发挥其扇风能力及流体导向作用，提升了电机工作效率。
某大涵道比涡扇发动机风扇激波噪声降噪设计
某大涵道比涡扇发动机风扇激波噪声降噪设计李旦望;杨小贺;夏烨;唐慧敏【摘要】为了研究民用大涵道比涡扇发动机风扇叶片弯掠造型对风扇激波噪声的影响,本文在基准风扇叶型的基础上,增大风扇叶片尖部前掠,加宽风扇叶片中下部和根部,设计了一种改型风扇叶片,并对基准风扇和改型风扇的前缘脱体激波噪声的一维传播特性进行了对比分析.结果表明,在海平面标准大气条件起飞工况和最大爬升工况下,改型风扇的激波噪声水平较基准风扇叶型低,证明该风扇叶型的弯掠改型设计有助于降低风扇激波噪声.【期刊名称】《航空科学技术》【年(卷),期】2019(030)005【总页数】4页(P25-28)【关键词】大涵道比涡扇发动机;风扇弯掠造型;激波噪声;降噪设计【作者】李旦望;杨小贺;夏烨;唐慧敏【作者单位】中国航发商用航空发动机有限责任公司,上海201108;上海商用飞机发动机工程技术研究中心,上海201108;中国航发商用航空发动机有限责任公司,上海201108;上海商用飞机发动机工程技术研究中心,上海201108;中国航发商用航空发动机有限责任公司,上海201108;上海商用飞机发动机工程技术研究中心,上海201108;中国航发商用航空发动机有限责任公司,上海201108;上海商用飞机发动机工程技术研究中心,上海201108【正文语种】中文【中图分类】V231大涵道比涡扇发动机的风扇噪声主要由转静干涉单音噪声、激波噪声和宽频噪声等[1]组成。
对于超声速转子，定常叶片气动力以激波形式出现，会产生一种噪声谱特征为多重单音的强烈噪声，称为激波噪声，它的频率是发动机轴频率的倍数。
风扇激波噪声是大涵道比涡扇发动机最主要噪声源之一，因此在设计中有必要针对风扇激波噪声开展低噪声设计。
其中风扇叶片的弯掠造型优化设计是降低风扇激波噪声的一种手段[2]。
本文在某大涵道比涡扇发动机基准风扇叶型的基础上，通过增大风扇叶片尖部前掠，加宽风扇叶片中下部和根部，设计了一种改型风扇叶片，并对两种风扇叶片的前缘脱体激波噪声的一维传播特性进行了对比分析。
航空电子设备冷却轴流风扇优化设计
电子设备的冷却方式很多 ,主要包括空气冷 却 、液体冷却和相变冷却等. 由于航空飞行器 、雷 达通讯系统和军用电子系统对电子散热设备的特 殊性要求 ,采用液体冷却比较困难. 空气冷却具有 方便 、设备简单及低成本等特性 ,应用相当广泛. 其中风扇冲击射流在局部冷却及快速散热等方面 具有绝对优势 ,配合热沉对电子元件进行冷却 ,是
解决航空电子设备散热问题的有效途径. 发热源 热量通过与其表面直接接触的热沉向外导热 ,再 由高速转动的风扇将大部分热量通过对流方式带 走 ,从这个散热过程可以看出风扇是整个散热系 统的中枢 ,担负着将热气流吹走的重任. 因此设计 气动特性优良的风扇就显得至关重要.
目前小型轴流风扇设计方法主要采取两种方
针对上面情况 ,本文借鉴叶轮机械参数化建 模思想[728 ] 提出了轴流风扇参数化设计流程 ( 图 2) . 二维翼型的产生是三维叶轮成型的基础 ,首先 采用叶型参数设计法设计 NACA 四位数系列翼 剖面 ,运用风扇空气动力设计理论计算得到气动 结构参数 ,通过坐标变换将各个截面二维翼型曲 线转换成空间三维曲线. 同时沿径向积叠并旋转 叶型 ,构成风扇三维参数化模型. 然后利用网格生 成工具网格产生规则 ,按点 、线 、面和体实现风扇 参数化模型与网格生成工具的连接 ,设计者直接
本文在已有性能较好的 NACA 翼型基础上 仅对叶轮设计展开研究. 利用风扇参数化设计和 模拟程序改变风扇的性能结构参数 (叶片安装角 、 叶片数 、叶片厚度 、弦长 、扭转角 、叶间隙 、轮毂比 、 前倾角和风扇转速) ,分析其对轴流风扇性能的影 响. 期望通过分析建立一个完整几何参数影响数 据库 ,为多参数优化提供准备.
航天飞机实验室排风设计方案
航天飞机实验室排风设计方案根据甲方要求及提供的技术参数，实验室通排风应考虑的主要问题一：发动机没有消声器，噪音特大，最高可达140DB，如降到65DB必须加长消声器有效长度二：发动机如加装一般的汽车消声器，势必会影响动力性能，因此必须加装抗性消声静压箱三：发动机排出的烟气长时间排放会在消声器内形成积碳，油泥，不宜选用阻抗复合消声器必须用抗性消声器四：发动机尾气中会有一氧化碳，室内空气含有汽油成分，风机易选用防爆风机五：发动机排气温度比较高，从使用寿命来讲应用不锈钢材质。
根据以上重点问题，设计通排风方案设计为在室内下部为抗性消声静压箱，用消声管道引到房间上部侧墙，在侧墙外安装防爆排烟风机，风机外加装消声器，务必使噪声降到要求范围内。
补风设在房间下方，同样为防爆轴流风机加消声器。
报价（材质碳钢）抗性消声静压箱800*400一台单价5500元合价5500元消声管道300*300 20米单价450元合价9000元防爆排烟风机3#两台单价1600 合价3200元消声弯头8个单价860 合价6880元安装费1项单价2000 合价2000元税金1项税率6﹪合价1595元工程总价28175元报价人：王德国2011-2-22报价（材质不锈钢钢）抗性消声静压箱800*400一台单价12000元合价12000元消声管道300*300 20米单价960元合价19200元防爆排烟风机3#两台单价2600 合价5200元消声弯头8个单价1860 合价14880元安装费1项单价2000 合价2000元税金1项税率6﹪合价3197元工程总价56477元报价人：王德国2011-2-22。
涵道风扇部件耦合设计方法及初步应用
涵道风扇部件耦合设计方法及初步应用
王思维;王掩刚;陈延俊;刘汉儒;和润生
【期刊名称】《推进技术》
【年(卷),期】2024(45)3
【摘要】涵道风扇是未来绿色航空动力的重要发展方向,快速、准确的涵道风扇设计方法成为工程领域的迫切需求。
在传统的涵道风扇设计方法中,部件间的耦合效应需要建立在完善的三维数值计算或试验数据的基础之上。
而本文发展了考虑涵道风扇关键部件耦合效应的设计方法,形成了涵道风扇一体化设计手段,并以此为基础开展了涵道风扇的一体化设计及验证工作。
结果表明:相比于简单叠加设计方法,耦合设计使叶片推力设计误差由15%减小到3.5%;采用部件耦合方法设计的带有扩张喷管涵道风扇和等直径喷管涵道风扇的转静叶片推力设计误差满足工程需求,确认了部件耦合的设计方法正确传递了部件间的影响关系;通过试验对设计结果进行了推力校验,试验结果与设计点的总推力误差为1.25%,证明了本文发展的耦合设计方法的准确性。
【总页数】10页(P139-148)
【作者】王思维;王掩刚;陈延俊;刘汉儒;和润生
【作者单位】西北工业大学动力与能源学院;中国航空工业空气动力研究院
【正文语种】中文
【中图分类】V211
【相关文献】
1.基于模糊逻辑方法的涵道风扇飞行器非定常气动力建模及应用
2.涵道风扇六旋翼无人机的控制策略设计
3.KX-ZM01涵道风扇无刷直流电机磁热耦合仿真分析
4.30kW级航空电驱动涵道风扇设计与试验
5.对转涵道风扇桨叶高效设计方法
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北京航空航天大学科技成果——航模轴流涵道风扇
设计方法
成果简介
航模涵道风扇一般采用直流电机驱动，电机输出相同功率的前提下，采用高转速（上万转/分钟，相应的叶片叶尖切线速度在上百米/秒）、低扭矩的电机能够降低电机的重量，从而携带更多的电池，提高飞行时长。
为此，需要将风扇的设计转速上调与电机的高转速相匹配，这导致风扇的设计超出常规方法的适用范围。
与涵道动力风扇原理相通的常规设计方法有两类：轴流通风机设计方法和压气机-风扇设计方法。
轴流通风机设计方法适用于低叶尖切线速度（一般低于80m/s）、低总压升的情况；压气机-风扇设计方法适用于高叶尖切线速度、单级压比较高的情况。
为了适应电机的高转速，航模涵道风扇的设计转速较高，而气流
需要的加功量相对较低，气流转折角相应较小，因此，航模涵道风扇的设计需求偏离了常规设计的经验区间。
从而需要基于轴流通风机设计方法、压气机-风扇设计方法和涵道风扇设计方法三者相通的原理，在缺乏足够的经验图表、公式指导的基础上，寻求涵道风扇设计参数的选择方法，使得涵道风扇具有较高的气动效率。
该项目研发出一种航模轴流涵道风扇设计方法，其根据风扇的流量和总压升，设计风扇转子的进口速度三角形和出口速度三角形，及风扇静子的进口速度三角形和出口速度三角形；以及根据转子的进口速度三角形和出口速度三角形，及静子的进口速度三角形和出口速度三角形，设计转子和静子的几何参数。
该技术避开了涵道风扇常规设计流程的不足，借鉴二维叶栅实验，规划气体流动并获得风扇的设计参数。
通过叶弦雷诺数和D因子等确定风扇的叶栅稠度、叶片数等参数的设计策略降低了气流在二维叶栅流动中的总压损失。
通过本公开的设计方法获得的航模轴流涵道风扇在保持低负荷、高转速特征的基础上，还具备较高的气动效率。