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Aerodynamic design of tractor propeller for high-performance distributed electric propulsion aircraft

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Chinese Journal of Aeronautics 2021年第10期34卷 20-35页

作者： kelei wang Zhou ZHOU Zhongyun FAN Jiahao GUO School of Aeronautics Northwestern Poly technical UniversityXi'an 710072China

Aiming to maximize the aerodynamic performance of the Distributed Electric Propulsion(DEP)aircraft,a hybrid design framework which focuses on the aerodynamic performance of the propeller/wing integration has been developed and validated ***-fidelity modelling for propeller aerodynamics has been used to achieve computational efficiency with reasonable *** optimizing the aerodynamic loading distributions on the tractor propeller disk,the induced slipstream is redistributed into a form that is beneficial for the wing downstream,based on which the propeller blade geometry is generated through a rapid inversed design *** compared with the Minimum Induced Loss(MIL)propeller at a specified thrust level,significant improvements of both the lift-to-drag ratio of the wing and the propeller/wing integrated aerodynamic efficiency is achieved,which shows great promise to deliver aerodynamic benefits for the wing within the propeller slipstream without any additional devices.

关键词： Aerodynamic loading distributions Aerodynamic performance Distributed electric propulsion Hybrid design framework Propeller/wing integration Variable-fidelity propeller modelling and aerodynamic analyses methods

Enthalpy and entropy interaction parameters of sodium chloride with some monosaccharides in water

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Science China Chemistry 2004年第1期47卷 59-66页

作者： ZHUO kelei, wang Jianji, BAI Guangyue, YAN Haike & wang HangingSchool of Chemistry and Environmental Science, Henan Normal University, Xinxiang 453002, China Institute of Chemistry, Chinese Academy of Sciences, Beijing 100080, China Lanzhou Institute of Chemical Physics, Chinese Academy of Sciences, Lanzhou 730000, China 1. School of Chemistry and Environmental Science Henan Normal University 453002 Xinxiang China 2. Institute of Chemistry Chinese Academy of Sciences 100080 Beijing China 3. Lanzhou Institute of Chemical Physics Chinese Academy of Sciences 730000 Lanzhou China

Dilution enthalpies of sodium chloride and some monosaccharides (glucose, galactose, xylose, arabinose, and fructose) in water and mixing enthalpies of aqueous sodium chloride and these monosaccharide solutions were measured by using an improved precision semimicro-titration calorimeter. Transfer enthalpies of sodium chloride from water to aqueous saccharide solutions were evaluated as well as enthalpy interaction parameters of sodium chloride with these monosaccharides in water. Combined with Gibbs energy interaction parameters, entropy interaction parameters were also obtained. The results show that interactions of the saccharides with sodium chloride depend on the stereochemistry of saccharide molecules. These interaction parameters can identify stereochemical structure of saccharide molecules. Keywords sodium chloride - monosaccharide - enthalpy interaction parameter - entropy interaction parameter - calorimetry

关键词： sodium chloride, monosaccharide, enthalpy interaction parameter, entropy interaction parameter, calorimetry.

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耦合多螺旋桨滑流影响的低雷诺数机翼设计

航空学报 2017年第6期38卷 110-122页

作者：王科雷周洲祝小平西北工业大学航空学院西安710072 西北工业大学无人机特种技术重点实验室西安710065

以某型手抛式太阳能无人机(UAV)模型为对象进行考虑多螺旋桨滑流影响的低雷诺数机翼平面形状设计研究。首先,基于升力面理论发展了准定常求解多螺旋桨/机翼相互气动干扰问题的涡格法(VLM)程序,并采用建立参考翼型气动特性数据库的形式... 详细信息

以某型手抛式太阳能无人机(UAV)模型为对象进行考虑多螺旋桨滑流影响的低雷诺数机翼平面形状设计研究。首先,基于升力面理论发展了准定常求解多螺旋桨/机翼相互气动干扰问题的涡格法(VLM)程序,并采用建立参考翼型气动特性数据库的形式发展了相关低雷诺数修正(LRC)方法;然后,通过对翼型、低雷诺数机翼及单螺旋桨/机翼算例的数值模拟及与相关实验结果的对比,验证了本文数值方法具备模拟低雷诺数复杂流动问题的可靠性及准确性;最后,对某型手抛式太阳能无人机简化拉力多螺旋桨/机翼模型进行了直接优化设计及反设计,并通过具有较高精度的CFD准定常求解技术对优化结果进行了验证。结果表明:以CFD方法计算结果为参考,本文涡格法程序及低雷诺数修正方法能够准确高效地计算相关低雷诺数复杂流动问题;传统未考虑多螺旋桨滑流影响的设计机翼在实际螺旋桨工作状态下将偏离设计点,机翼气动特性得不到提高;考虑螺旋桨滑流影响的优化设计方法能够有效改善机翼阻力特性,相对应地,在设计状态下优化机翼总阻力能够降低19.52counts。

关键词：手抛式太阳能无人机低雷诺数机翼多螺旋桨/机翼相互气动干扰涡格法低雷诺数修正优化设计反设计

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涵道式垂直起降固定翼无人机纵向稳定性研究

西北工业大学学报 2021年第4期39卷 712-720页

作者：王春阳周洲王睿王科雷西北工业大学航空学院陕西西安710072

针对涵道式垂直起降固定翼无人机飞行过程中的悬停和过渡2个飞行状态,进行了纵向飞行稳定性研究。根据叶素动量理论结合实验数据,建立了基于特征截面计算的共轴双旋翼涵道气动力模型和推力涵道气动力模型,模型参数依照实验数据进行辨识... 详细信息

针对涵道式垂直起降固定翼无人机飞行过程中的悬停和过渡2个飞行状态,进行了纵向飞行稳定性研究。根据叶素动量理论结合实验数据,建立了基于特征截面计算的共轴双旋翼涵道气动力模型和推力涵道气动力模型,模型参数依照实验数据进行辨识;根据六自由度方程建立带推力涵道偏转的无人机飞行动力学模型;以建立的模型方法对案例无人机进行了悬停和过渡状态的纵向平衡求解和稳定性分析,并与悬停实验结果进行了比较。结果显示所建结合涵道动力模型的无人机飞行动力学模型能够准确地描述此类飞行器的纵向飞行稳定性。

关键词：共轴双旋翼涵道风扇垂直起降无人机过渡过程纵向稳定性

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低雷诺数分布式螺旋桨滑流气动影响

航空学报 2016年第9期37卷 2669-2678页

作者：王科雷祝小平周洲王红波西北工业大学航空学院西安710072 西北工业大学无人机特种技术重点实验室西安710065

以高空长航时(HALE)太阳能无人机(UAVs)研究为背景,采用基于混合网格技术及k-kL-ω转捩模型求解雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程的多重参考系(MRF)方法,对3种螺旋桨-机翼构型的低雷诺数气动特性进行了高精度准定常数值模拟,在等拉力前... 详细信息

以高空长航时(HALE)太阳能无人机(UAVs)研究为背景,采用基于混合网格技术及k-kL-ω转捩模型求解雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程的多重参考系(MRF)方法,对3种螺旋桨-机翼构型的低雷诺数气动特性进行了高精度准定常数值模拟,在等拉力前提条件下,通过对比机翼气动力系数及表面流场结构特征分析了分布式螺旋桨(DEP)滑流对FX63-137机翼的气动影响。研究表明:螺旋桨滑流影响使得桨后总压及流速显著增大,这是机翼升力增大的主要原因,但同时机翼阻力特性急剧恶化,升阻比反而降低;螺旋桨滑流向机翼边界层内注入丰富湍动能从而抑制流动分离,扩大机翼表面湍流范围及附着流动区域;分布式螺旋桨滑流与低雷诺数机翼表面复杂流动相互作用显著,主要表现为滑流区域边界展向涡结构的产生。

关键词：高空长航时太阳能无人机混合网格转捩模型多重参考系低雷诺数分布式螺旋桨层流分离泡

分布式推进垂直起降固定翼的过渡走廊边界研究

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西北工业大学学报 2022年第6期40卷 1195-1203页

作者：程宇轩周洲王科雷西北工业大学航空学院陕西西安710072

过渡状态是垂直起降固定翼飞行器在整个飞行过程中最关键和最危险的状态。针对一种分布式推进垂直起降固定翼飞行器,基于机翼升力特性和动力单元需用功率的限制条件进行了过渡走廊研究。根据滑流理论,引入涵道影响因子,建立了机身前部... 详细信息

过渡状态是垂直起降固定翼飞行器在整个飞行过程中最关键和最危险的状态。针对一种分布式推进垂直起降固定翼飞行器,基于机翼升力特性和动力单元需用功率的限制条件进行了过渡走廊研究。根据滑流理论,引入涵道影响因子,建立了机身前部升力风扇系统和机身尾部分布式涵道系统的动力特性模型,并结合试验数据进行了验证;根据机翼的升力特性,计算得到飞行器在不同迎角下的过渡曲线,其中零升迎角和失速迎角对应的过渡曲线组成了分布式推进垂直起降固定翼飞行器的升力特性过渡走廊;基于动力单元的动力特性模型,计算得到升力特性过渡走廊内各状态点对应的需用功率,根据升力风扇系统需用功率限制、分布式涵道系统需用功率限制以及动力单元总需用功率限制,得到分布式推进垂直起降固定翼飞行器在升力特性和动力单元需用功率限制条件下完整的过渡走廊。最终结果表明:完成过渡所需要的最小前飞速度与过渡状态迎角呈反比;飞行器在低速、小倾转角过渡时尾部分布式涵道系统的需用功率会出现严重的超限现象;对于需用功率限制边界而言,单部件的功率限制条件比总功率限制条件更加严格。文中的研究成果可以为这类垂直起降固定翼飞行器的过渡走廊研究提供一定的参考借鉴,并可在此基础上进行过渡走廊的参数敏感性分析、控制系统设计、总体参数优化等后续工作。

关键词：分布式推进垂直起降过渡走廊飞行包线升力特性需用功率

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高鲁棒性的螺旋桨片条理论非线性修正方法

航空学报 2018年第8期39卷 27-40页

作者：范中允周洲祝小平王睿王科雷西北工业大学航空学院西安710072 西北工业大学无人机特种技术重点实验室西安710065

针对螺旋桨极端状态分析计算的问题,对片条理论(BEMT)方法进行了一定的改进。虽然片条理论在常规工况下能够比较准确地计算拉力和功率,但在考虑严重非线性的部分工况下,如很低或很高前进比状态,传统片条理论存在一定的局限性,无法可靠... 详细信息

针对螺旋桨极端状态分析计算的问题,对片条理论(BEMT)方法进行了一定的改进。虽然片条理论在常规工况下能够比较准确地计算拉力和功率,但在考虑严重非线性的部分工况下,如很低或很高前进比状态,传统片条理论存在一定的局限性,无法可靠地计算拉力、功率、环量分布及诱导速度。鉴于此,分析了传统片条理论方程解的不唯一性和诱导速度的奇异性,然后结合涡流理论提出了一种环量迭代修正方法,解决了传统片条理论在极端工况下的计算困难。另一方面,为了兼顾多种叶素非线性效应,应用人工神经网络对叶素的大迎角特性、低雷诺数特性及跨声速特性进行特征提取,并为片条理论提供高效的叶素非线性气动特性预测。通过与计算及试验结果对比,验证了修正片条理论方法针对本文计算模型能够在很低/很高前进比下进行准确计算。在本文算例中,拉力和功率的相对误差在常规工作段可以保持在5%以内,在很低和很高前进比下仍可以保持在10%以内。

关键词：螺旋桨片条理论神经网络垂直起降涡流

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目标气动特性下动力翼参数影响分析与优化

航空学报 2024年第6期45卷 198-215页

作者：孙蓬勃周洲李旭王科雷西北工业大学航空学院西安710072

基于一种以弦向环量分布为目标的分布式动力翼(DPW)二维反设计方法,对比分析了在保持升力和俯仰力矩不变的条件下,动力翼涵道壁弦长和弦向位置对设计结果的影响;进一步以壁面阻力、桨盘入流总压损失和速度分布畸变最小为目标,开展了分... 详细信息

基于一种以弦向环量分布为目标的分布式动力翼(DPW)二维反设计方法,对比分析了在保持升力和俯仰力矩不变的条件下,动力翼涵道壁弦长和弦向位置对设计结果的影响;进一步以壁面阻力、桨盘入流总压损失和速度分布畸变最小为目标,开展了分布式动力翼二维外形优化设计。结果表明,反设计示例结果的弦向环量分布与目标值的平均相对误差为0.058 7;在涵道壁参数影响分析中,将同一弦向总环量分布作为反设计目标以保持相同的设计升力和俯仰力矩,当固定涵道壁弦长并使其弦向位置前移,或当固定涵道壁后缘位置并使其弦长增加时,动力翼的壁面阻力降低,升力系数随迎角变化斜率升高,俯仰力矩随迎角变化斜率由负变正;在优化分析中,优化后的二维动力翼涵道壁位置前移,壁面阻力系数下降了160%,同时桨盘入流总压基本没有损失,速度分布均匀性则进一步提高。

关键词：环量分布分布式动力翼反设计参数影响气动优化

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基于转捩模型的低雷诺数翼型优化设计研究

西北工业大学学报 2015年第4期33卷 580-587页

作者：王科雷祝小平周洲许晓平西北工业大学航空学院西安710072 西北工业大学无人机特种技术重点实验室西安710065

以微小型无人机翼型研究为背景,开展了低雷诺数翼型的气动特性及优化设计研究。首先采用求解雷诺平均N-S方程的有限体积法,对典型低雷诺数下NACA0012翼型标模进行数值模拟,对比分析了SA、SST k-ω湍流模型、低雷诺数修正SST k-ω模型以... 详细信息

以微小型无人机翼型研究为背景,开展了低雷诺数翼型的气动特性及优化设计研究。首先采用求解雷诺平均N-S方程的有限体积法,对典型低雷诺数下NACA0012翼型标模进行数值模拟,对比分析了SA、SST k-ω湍流模型、低雷诺数修正SST k-ω模型以及k-kL-ω转捩模型的适用性和准确性。然后通过对低雷诺数下NACA0012翼型表面流场结构和流动特征的详细分析,提出了基于控制流动转捩位置改善翼型上边界层形态的低雷诺数翼型设计思想。最终基于转捩模型对SD7037翼型进行了多目标优化设计,设计结果表明优化后翼型气动性能得到了较大改善,最大升阻比可以提高约58.23%,在0°迎角下翼型上表面层流区域面积增大约26.8%,在4°迎角下翼型上表面流动转捩位置前移约0.15倍弦长,下游流动亦由优化前完全分离状态改变为实现流动再附,进一步验证了低雷诺数翼型设计思路的可靠性与可行性。

关键词：微小型无人机低雷诺数转捩模型边界层流场结构流动特征多目标优化设计