本發(fā)明屬于沖壓空氣渦輪系統(tǒng)技術(shù)，具體涉及一種rat用葉片設(shè)計方法。

背景技術(shù)：

沖壓空氣渦輪系統(tǒng)主要作為飛機的應(yīng)急動力系統(tǒng)，為飛機提供應(yīng)急液壓能或(和)應(yīng)急電能，從而保證飛機在失去主動力的情況下仍然可以維持正常飛行姿態(tài)的操縱性。目前，國內(nèi)自主研制的沖壓空氣渦輪葉片多為根據(jù)已有葉片修改所得，傳統(tǒng)rat葉片設(shè)計方法流程單向，各設(shè)計參數(shù)之間關(guān)系不明確，使得設(shè)計過程繁瑣反復，設(shè)計周期長，設(shè)計出的葉片功率提取效率低。

隨著先進飛機對rat系統(tǒng)功重比要求的提高，提高rat葉片功率提取效率是未來rat系統(tǒng)發(fā)展中的重要研究領(lǐng)域。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明解決的技術(shù)問題為：提出一種rat用葉片設(shè)計方法，以能更好的滿足未來先進飛機對高功重比rat系統(tǒng)的需求。

本發(fā)明的技術(shù)方案為：一種rat用葉片設(shè)計方法，其特征為：所述方法設(shè)計參數(shù)包括二維翼型、翼型弦長、葉片展長和葉片扭轉(zhuǎn)角，所述的方法包括如下步驟：

根據(jù)飛機應(yīng)急功率需求在已有翼型數(shù)據(jù)中選擇并采用cfd仿真獲取翼型氣動性能數(shù)據(jù)，獲取基礎(chǔ)翼型；

根據(jù)葉素-動量理論計算得到翼型弦長和葉片扭轉(zhuǎn)角，并采用遺傳算法進行優(yōu)化；

根據(jù)以下公式計算葉片展長d:

其中cp為渦輪功率提取系數(shù)，ρ為空氣密度，v為來流速度，w為需求功率。

優(yōu)選地，通過cfd仿真獲取翼型在-5°～80°迎角范圍內(nèi)的氣動性能數(shù)據(jù)，選取基礎(chǔ)翼型。

優(yōu)選地，渦輪功率提取系數(shù)cp取0.18～0.21。

優(yōu)選地，根據(jù)以下方法計算翼型弦長和葉片扭轉(zhuǎn)角：

步驟1，將葉片沿展向分成10～30個截面，根據(jù)wilson方法得到各截面翼型弦長和葉片扭轉(zhuǎn)角的初始值；

步驟2，采用動量-葉素理論計算各截面氣動數(shù)據(jù)；

步驟3，將所有截面氣動數(shù)據(jù)進行積分加和，得到整個葉片在不同尖速比下的功率提取效率；

步驟4，將翼型弦長和葉片扭轉(zhuǎn)角設(shè)為優(yōu)化變量，生成計算種群；

步驟5，對每個變量組合分別進行快速氣動性能評估，重復步驟1～3；

步驟6，根據(jù)輸入條件對所有葉片數(shù)據(jù)采用遺傳算法進行結(jié)果分析優(yōu)化；

步驟7，判斷優(yōu)化結(jié)果是否符合需求，若不符合，重新設(shè)置優(yōu)化變量，迭代求解，直至得到最優(yōu)葉片方案。

本發(fā)明的有益效果為：本發(fā)明提出了葉素-動量理論、cfd仿真、遺傳算法相結(jié)合的rat葉片循環(huán)迭代優(yōu)化設(shè)計方法，利用實際使用數(shù)據(jù)形成的計算公式快速評估設(shè)計出的rat葉片性能，提高了rat葉片設(shè)計計算速度。另外，對設(shè)計過程中所采用的cfd仿真模型采用試驗數(shù)據(jù)校核，設(shè)計出來的結(jié)果準確度高。設(shè)計過程采用循環(huán)迭代的方式，而非單向設(shè)計流程，設(shè)計所得到的rat葉片功率提取效率高。本發(fā)明能夠為飛機應(yīng)急策略制定、能量綜合配置提供有力支撐，對提高國內(nèi)自主研制沖壓空氣渦輪系統(tǒng)的市場競爭力具有積極作用。

附圖說明

圖1為rat葉片的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖2為本發(fā)明的流程框圖。

具體實施方式

下面通過具體實施方式對本發(fā)明作進一步的詳細說明。

請參閱圖1和圖2，本發(fā)明rat用葉片設(shè)計方法，設(shè)計參數(shù)包括二維翼型1、翼型弦長2、葉片展長3、葉片扭轉(zhuǎn)角4。

所述葉片展長3根據(jù)飛機應(yīng)急功率需求和空間重量要求綜合確定，由于功率提取效率存在極限值，因此葉片展長大小直接決定了rat所能提供的功率上限。葉片展長3的初步選擇方法根據(jù)以下公式確定：

其中cp為渦輪功率提取系數(shù)，一般取0.18～0.21，ρ為空氣密度，v為來流速度，w為需求功率。

所述二維翼型1是葉片截面基本元素，根據(jù)飛機應(yīng)急功率需求和使用工況特點，在已有翼型數(shù)據(jù)中選擇若干翼型，對翼型進行cfd建模仿真計算，獲取二維翼型大迎角范圍內(nèi)(-5°～80°)的氣動性能數(shù)據(jù)，包括升力、阻力、升阻比、壓強分布、分離失速迎角等，根據(jù)實際設(shè)計需求進行分析對比，選取基礎(chǔ)翼型。

所述翼型弦長2和葉片扭轉(zhuǎn)角4是二維翼型1在三維葉片各個展向截面的尺寸數(shù)據(jù)，分別表示翼型在特定展向截面位置的翼型弦長和扭轉(zhuǎn)角，具體計算及優(yōu)化方法為：1.首先將葉片沿展向分成10～30個截面，根據(jù)wilson方法得到各截面翼型弦長2和葉片扭轉(zhuǎn)角4的初始值；2.采用動量-葉素理論計算各截面氣動數(shù)據(jù)；3.將所有截面氣動數(shù)據(jù)進行積分加和，得到整個葉片在不同尖速比下的功率提取效率；4.將翼型弦長2和葉片扭轉(zhuǎn)角4設(shè)為優(yōu)化變量，生成計算種群；5.對每個變量組合分別進行快速氣動性能評估，重復步驟1～3；6.根據(jù)輸入條件對所有葉片數(shù)據(jù)采用遺傳算法進行結(jié)果分析優(yōu)化；7.判斷優(yōu)化結(jié)果是否符合需求，若不符合，重新設(shè)置優(yōu)化變量，迭代求解，直至得到最優(yōu)葉片方案。

本發(fā)明集成了實際使用數(shù)據(jù)統(tǒng)計規(guī)律得出的快速性能評估計算公式，設(shè)計計算效率比傳統(tǒng)設(shè)計方法大大提高。同時采用遺傳優(yōu)化算法，為復雜系統(tǒng)的多參數(shù)匹配最優(yōu)解集計算提供了有效方法。本發(fā)明在計算中采用循環(huán)迭代，同時用試驗數(shù)據(jù)佐證仿真模型，設(shè)計結(jié)果比傳統(tǒng)設(shè)計方法更優(yōu)。

本發(fā)明rat用葉片設(shè)計方法，實現(xiàn)初步理論計算、高性能仿真計算、多參數(shù)聯(lián)合優(yōu)化和試驗結(jié)果修正相結(jié)合的rat葉片正向設(shè)計思想，有效提高了rat葉片設(shè)計速度和設(shè)計出的rat葉片功率提取效率。另外，由于建模時采用自動曲面生成光順技術(shù)，與設(shè)計參數(shù)同步更新數(shù)字模型，設(shè)計效率高，人工建模誤差小，具有較大的實際應(yīng)用價值。

技術(shù)特征：

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明屬于沖壓空氣渦輪系統(tǒng)技術(shù)，具體涉及一種RAT用葉片設(shè)計方法。所述方法設(shè)計參數(shù)包括二維翼型、翼型弦長、葉片展長和葉片扭轉(zhuǎn)角，所述的方法包括如下步驟：根據(jù)飛機應(yīng)急功率需求在已有翼型數(shù)據(jù)中選擇并采用CFD仿真獲取翼型氣動性能數(shù)據(jù)，獲取基礎(chǔ)翼型；根據(jù)葉素?動量理論計算得到翼型弦長和葉片扭轉(zhuǎn)角，并采用遺傳算法進行優(yōu)化；根據(jù)以下公式計算葉片展長其中CP為渦輪功率提取系數(shù)，ρ為空氣密度，v為來流速度，W為需求功率。本發(fā)明提出了葉素?動量理論、CFD仿真、遺傳算法相結(jié)合的RAT葉片循環(huán)迭代優(yōu)化設(shè)計方法，利用實際使用數(shù)據(jù)形成的計算公式快速評估設(shè)計出的RAT葉片性能，提高了RAT葉片設(shè)計計算速度。

技術(shù)研發(fā)人員：王健;翟笑天;郭生榮;盧岳良
受保護的技術(shù)使用者：中國航空工業(yè)集團公司金城南京機電液壓工程研究中心
技術(shù)研發(fā)日：2017.04.19
技術(shù)公布日：2017.09.22