一种基于复合材料的自动变桨矩螺旋桨确定方法
【专利摘要】一种基于复合材料的自动变桨矩螺旋桨确定方法，通过复合材料铺层角度设计，使其在离心力载荷作用下发生有利的扭转变形，从而达到螺旋桨叶片自动变桨矩目的。螺旋桨采用复合材料（碳纤维或者玻璃纤维），利用复合材料力学特性的可设计特性，设计特定角度的弹性轴，使复合材料结构在载荷作用下实现预期变形效果，实现螺旋桨在小角度范围内的变矩功能，扩展螺旋桨的运行范围。
【专利说明】一种基于复合材料的自动变桨矩螺旋桨确定方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种基于复合材料的自动变桨矩螺旋桨确定方法，属无人机推进设计【技术领域】。
【背景技术】
[0002]临近空间(Near space)太阳能飞行器在中继通讯、军事侦查等领域具有很大优越性，但是由于其低速运行在空气稀薄的临近空间，其推进系统一般选为太阳能-电-螺旋桨推进方式。临近空间太阳能飞行器一般飞行在20km高空，空气密度低，昼夜温差大，环境非常恶劣，为了提高推进系统可靠度并降低重量，采用定矩螺旋桨，但是定矩螺旋桨在高低空运行很难兼顾性能要求。传统解决方法是采用大功率电动机，但是大功率电动机重量增加很多，而且在高空巡航时并不要求大功率运行，因此大功率电动机占用了飞行器有限的承载能力，降低了飞行器性能。
[0003]为了使螺旋桨在整个工作范围内都具有较高的效率，传统方法是采用变桨矩的方法，但是变矩机构复杂，重量大，对太阳能飞行器不太适用。但是，如果采用定桨矩螺旋桨，在非设计工况，如在低空飞行时，因为地面空气密度大，螺旋桨工作时需要较大输入功率，此时电机的输出功率很难满足螺旋桨的需求，螺旋桨无法正常工作。因此，要使螺旋桨在全空域内正常工作，使螺旋桨具备一定的变桨矩能力是很有现实意义的。
【发明内容】
[0004]本发明的技术解决问题是:克服现有定距桨技术的不足，提供了一种基于复合材料的自动变桨矩螺旋桨确定方法，实现了临近空间太阳能飞行器螺旋桨的自动变桨矩功能，拓宽了螺旋桨的运行范围，使得可以兼顾高低空工况，最大程度提高了螺旋桨在高低空性能。·
[0005]本发明的技术解决方案是:
[0006]一种基于复合材料的自动变桨矩螺旋桨确定方法，所述自动变桨矩螺旋桨具有两个复合材料叶片，每个叶片在拉伸载荷下能够扭转变形，所述自动变桨矩螺旋桨确定方法的步骤如下:
[0007](I)根据巡航工况的要求确定非自动变桨矩螺旋桨叶片的气动外形，即确定了该螺旋桨叶片的外形弦长和扭角β D ;巡航工况包括螺旋桨转速ωΒ;
[0008](2)在地面高度处，根据电动机和螺旋桨的匹配关系PMt_s=PpMpns确定螺旋桨的初始转速Otl，其中PMt_s是电动机的输出功率，Pprapns是螺旋桨的输入功率；所述地面高度是指起飞时的高度；
[0009](3)将步骤(1)中确定的非自动变桨矩螺旋桨的弦长固定，按照地面高度的工况条件重新确定非自动变桨矩螺旋桨的气动外形，即重新确定了该螺旋桨叶片的扭角β ^ ;所述地面高度的工况条件包括飞行器的起飞速度和螺旋桨的初始转速Qci ；
[0010](4)根据方程= 确定系数 C，其中 Aco = cod-co。，Λ β = β D-β。；[0011](5)根据步骤(1)中确定的气动外形计算气动力载荷，从而确定螺旋桨叶片的初步结构，螺旋桨叶片的初步结构中包括螺旋桨铺层厚度；
[0012](6)根据步骤(5)确定的叶片结构，计算地面高度处的离心力载荷& =/_〗/_和巡
航高度处的离心力载荷4，其中，m为螺旋桨质量，r为螺旋桨质心半径；
[0013]按照地面高度处的工况载荷，依照步骤(5)给出的叶片初步结构，对铺层角度进行反设计，具体为:
[0014]初始铺层角度α，使叶片在载荷Λ F=Fd-F0的作用下，发生Λ β = β D_ β C1的扭角变化；如果叶片扭转变形后，扭角分布与步骤(1)中的扭角之间相差小于等于0.1°，则铺层角度即确定为α ;如果大于0.1°，则调整铺层角度，直至在离心力作用下，扭转后的扭角分布与步骤(1)中的扭角β D之间相差小于等于0.1° ；
[0015](7)按照步骤(5)给出的叶片结构和步骤(1)确定的气动外形，计算螺旋桨不转动时的扭角β i ;
[0016](8)根据步骤(1)中确定的弦长、步骤(5)中确定的铺层厚度、步骤(6)中确定的铺层角度和步骤(7)中确定的扭角Pi，从而得到所述基于复合材料的自动变桨矩螺旋桨。
[0017]所述复合材料为碳纤维或玻璃纤维。
[0018]步骤(1)中所述螺旋桨扭角β D指75%叶片半径处的扭角。
[0019]所述步骤(7)中计算螺旋桨不转动时的扭角通过4入μ =4(.1-/彳,得到。
[0020]本发明与现有技术相比的有益效果是:
[0021](I)本发明无需变矩机构即可实现螺旋桨桨叶的变矩，从而大大扩展了临近空间螺旋桨的适用范围。提高了中低空的电动机-螺旋桨推进系统效率，很大程度提高了机载电源的利用效率，降低了太阳能飞行的飞行不确定度。
[0022]( 2 )本发明由于使用了复合材料铺层的拉伸-扭转耦合效应，仅利用高低空转速的不同实现了桨叶桨矩角的自动变化，而无需变桨矩机构和能源供给，使得螺旋桨变桨矩功能大大简化，提高了可靠性。
[0023](3)与现有技术中的提高电动机功率或配备螺旋桨变矩机构相比，本发明是针对临近空间太阳能飞行器螺旋桨覆盖高低空的要求，为今后采用自动变桨矩的临近空间螺旋桨应用提供了良好的技术基础。
【专利附图】
【附图说明】
[0024]图1为本发明流程图。
【具体实施方式】`
[0025]螺旋桨是临近空间太阳能飞行器推进系统的重要组成部分。为了延长太阳能飞行器在高空的留空时间，一般采用针对高空环境设计的专门螺旋桨，并且为了降低重量和提高可靠性，一般采用定矩螺旋桨。定矩螺旋桨的扭转角分布是固定的，即它的气动外形是固定的。针对闻空设计的定奖距螺旋奖在闻空时效率可达到很闻，可以满足闻空飞行的要求。但是在中低空，由于空气密度增加，太阳能飞行器飞行速度降低，螺旋桨转速也降低了。由于空气密度大，螺旋桨输入功率很大，此时与电动机匹配存在问题。为了满足中低空飞行对螺旋桨的要求，需要电动机大功率运转。电动机大功率运转不仅需要更大的能源消耗，而且当电动机转速降下来后，电动机的效率也降低很多，从整个推进系统角度看，推进系统效率较低。为了解决螺旋桨和电动机的匹配问题，一般从两个方面着手:一是采用变桨矩螺旋桨，但是会增加螺旋桨重量，降低系统可靠性；二是采用大功率电动机以满足低空高扭矩的输出需要，但大功率电动机会增加重量，而在大部分运行时间(高空)是不需要大扭矩输出，造成电动机重量浪费。临近空间太阳能飞行器采用复合材料螺旋桨，众所周知，复合材料具有铺层厚度和角度的可设计特性，通过适当设计，可使复合材料结构在受载作用时发生期望的变形。由于高低空空气密度不同，螺旋桨转速差别很大，而转速变化造成离心力的大幅变化，二者是2次方的关系，因此可利用螺旋桨叶片的离心力使复合材料螺旋桨叶片主动扭转，改变气动外形，达到变桨矩螺旋桨的功能。临近空间飞行器飞行时，依据螺旋桨-电动机匹配设计确定不同高度的螺旋桨转速。在低空时，螺旋桨转速较低，离心力也比较小，离心力使螺旋桨结构扭转的角度也小，扭转后达到气动外形设计扭转角。随着飞行高度增加，空气密度降低，螺旋桨转速增加，离心力相应增加，在离心力作用下，桨叶扭转变形增大，达到巡航状态的气动扭角设计值，这样，无论在哪个高度，螺旋桨都可以比较高效的工作，整个推进系统效率也可以大幅提高。由于推进系统效率提高，可以为临近空间太阳能飞行器节省宝贵的电力资源。
[0026]本发明中，螺旋桨采用复合材料(碳纤维或者玻璃纤维)，利用复合材料力学特性的可设计特性，设计特定角度的弹性轴，使复合材料结构在载荷作用下实现预期变形效果。通过复合材料铺层角度设计，使叶片在载荷作用下发生有利于气动布局的扭转变形，实现螺旋桨在小角度范围内的变矩功能，扩展螺旋桨的运行范围。
[0027]如图1所示，本发明提出了一种基于复合材料的自动变桨矩螺旋桨确定方法，所述自动变桨矩螺旋桨具有两个复合材料叶片，每个叶片在拉伸载荷下能够扭转变形，所述自动变桨矩螺旋桨确定方法的步骤如下:
[0028](I)首先，根据巡航工况的要求，采用目前通用的涡流理论方法设计螺旋桨叶片的气动外形，涡流理论方法是根据片条理论修正而来的，进行螺旋桨叶片气动外形设计时，先根据叶片半径划分多个截面，一般10个截面就可达到足够精度，把选好的翼型放在截面处，根据巡航速度和螺旋桨转速的合成速度，通过迭代，确定各截面的弦长和扭角分布，从而确定了巡航状态下的螺旋桨叶片的气动外形，即确定了该螺旋桨叶片的外形弦长和扭角
巡航工况包括螺旋桨转速ωΒ;所述螺旋桨扭角叶片半径处的扭角；
[0029](2)其次，研究地面高度处的螺旋桨运行工况，螺旋桨运行工况主要包括前进速度，螺旋桨转速，空气密度。前进速度和空气密度是设计输入条件，不能更改，但是螺旋桨转速可以更改。首先估算螺旋桨的大致性能，包括拉力、转矩、输入功率，然后结合电动机的性能曲线图，根据电动机和螺旋桨的匹配关系p_ms=pPMpns确定螺旋桨的初始转速Otl，即确定了螺旋桨转速。此时，螺旋桨设计所需的三个参数就满足了。其中Pnwtons是电动机的输出功率，Ppropns是螺旋桨的输入功率；所述地面高度是指起飞时的高度；
[0030](3)将步骤(I)中确定的巡航状态下的螺旋桨外形，固定弦长，结合步骤(2)确定三个设计参数，按照地面高度的工况条件重新确定非自动变桨矩螺旋桨的气动外形，即重新确定了该螺旋桨叶片的扭角βο。所述地面高度的工况条件包括飞行器的起飞速度和螺旋桨的初始转速Otl ;[0031](4)由于高低空设计参数不同，而起固定了截面弦长分布，因此两个气动外形的扭角不相等。建立扭角和转速的关系式，就可以得到螺旋桨扭转的规律，扭角和转速的关系式
可用方程表示，并且根据两个气动外形扭角分布差异和转速的差值确定系数C,其中 Δω = ωΒ-ω。，Δ β = β β 0 ；
[0032](5)根据步骤(1)中确定的气动外形计算气动力载荷，主要是弯矩载荷，根据弯矩载荷和一般螺旋桨结构设计方法，确定螺旋桨叶片铺层厚度，得到初步结构，并用巡航点的螺旋桨转速产生的离心力在校核初步结构，使初步结构满足强度和刚度要求；
[0033](6)根据步骤(5)确定的叶片结构，可获得叶片结构的质量分布，从而可以根据螺旋桨转速和质量分布计算螺旋桨叶片的离心力载荷。计算地面高度处的离心力载荷和巡航高度处的离心力载荷尽=/_；>，其中，m为螺旋桨质量，r为螺旋桨质心半径；
[0034]按照地面高度处的工况载荷，依照步骤(5)给出的叶片初步结构，需要对初始结构进行比较详细的确定。这里主要包括复合材料铺层角度的详细设计，设计方法进行反设计，具体为:
[0035]首先，初始铺层角度为α，使叶片在载荷AF=Fd-Fci的作用下，发生Λ β = β D_ β C1的扭角变化；如果叶片扭转变形后，扭角分布与步骤(1)中的扭角之间相差小于等于
0.1°，则铺层角度即确定为α ;如果大于0.1°，则调整铺层角度，直至在离心力作用下，扭转后的扭角分布与步骤(1)中的扭角之间相差小于等于0.1° ；
[0036](7)根据步骤(5)给出的叶片初始结构方案和步骤(6)给出的比较详细的复合材料铺层方案，就可比较详细的确定了叶片的结构方案。由于复合材料的拉伸扭转效应在一定范围内可以看成是线性的，因此可以按照步骤(5)给出的叶片结构和步骤(1)确定的气动外形，可以确定螺旋桨不 转动时的扭角;，叶片不转动时扭转角由关系式
= 确定，其中Λ ω为地面高度处螺旋桨转速COtl, Λ β = β i，因此螺旋桨不转动时的扭转角为及=4(1-A,。
[0037](8)根据步骤(1)中确定的弦长、步骤(5)中确定的铺层厚度、步骤(6)中确定的铺层角度和步骤(7)中确定的扭角汊=^C-Pa，从而得到所述基于复合材料的自动变桨矩螺旋桨。
【权利要求】
1.一种基于复合材料的自动变桨矩螺旋桨确定方法，其特征在于:所述自动变桨矩螺旋桨具有两个复合材料叶片，每个叶片在拉伸载荷下能够扭转变形，所述自动变桨矩螺旋桨确定方法的步骤如下: (1)根据巡航工况的要求确定非自动变桨矩螺旋桨叶片的气动外形，即确定了该螺旋桨叶片的外形弦长和扭角β D ;巡航工况包括螺旋桨转速ωΒ; (2)在地面高度处，根据电动机和螺旋桨的匹配关系Pm()t_s=PpMpns确定螺旋桨的初始转速《O，其中P—是电动机的输出功率，Pprapns是螺旋桨的输入功率；所述地面高度是指起飞时的高度； (3)将步骤(1)中确定的非自动变桨矩螺旋桨的弦长固定，按照地面高度的工况条件重新确定非自动变桨矩螺旋桨的气动外形，即重新确定了该螺旋桨叶片的扭角β ^ ;所述地面高度的工况条件包括飞行器的起飞速度和螺旋桨的初始转速ω。； (4)根据方程=确定系数C，其中Λ ω = ωΒ-ω0, Δ β=βΒ-β0； (5)根据步骤(1)中确定的气动外形计算气动力载荷，从而确定螺旋桨叶片的初步结构，螺旋桨叶片的初步结构中包括螺旋桨铺层厚度； (6)根据步骤(5)确定的叶片结构，计算地面高度处的离心力载荷A;,和巡航高度处的离心力载荷尽=mgr，其中，m为螺旋桨质量，r为螺旋桨质心半径； 按照地面高度处的工况载荷，依照步骤(5)给出的叶片初步结构，对铺层角度进行反设计，具体为: 初始铺层角度α，使叶片在载荷AF=Fd-Fci的作用下，发生Λ β = β D_ β C1的扭角变化；如果叶片扭转变形后，扭角分布与步骤(1)中的扭角之间相差小于等于0.1°，则铺层角度即确定为α ;如果大于0.1°，则调整铺层角度，直至在离心力作用下，扭转后的扭角分布与步骤(1)中的扭角β D之间相差小于等于0.1° ； (7)按照步骤(5)给出的叶片结构和步骤(1)确定的气动外形，计算螺旋桨不转动时的扭角β i ; (8)根据步骤(1)中确定的弦长、步骤(5)中确定的铺层厚度、步骤(6)中确定的铺层角度和步骤(7)中确定的扭角Pi，从而得到所述基于复合材料的自动变桨矩螺旋桨。
2.根据权利要求1所述的一种基于复合材料的自动变桨矩螺旋桨确定方法，其特征在于:所述复合材料为碳纤维或玻璃纤维。
3.根据权利要求1所述的一种基于复合材料的自动变桨矩螺旋桨确定方法，其特征在于:步骤(1)中所述螺旋桨扭角Pd指75%叶片半径处的扭角。
4.根据权利要求1所述的一种基于复合材料的自动变桨矩螺旋桨确定方法，其特征在于:所述步骤(7)中计算螺旋桨不转动时的扭角通过公式A得到。
【文档编号】B64C11/00GK103661925SQ201310676038
【公开日】2014年3月26日 申请日期:2013年12月11日 优先权日:2013年12月11日
【发明者】李广佳, 孙凯军, 康传明 申请人:中国航天空气动力技术研究院