渦輪螺旋槳飛機(jī)單雙發(fā)停車(chē)?yán)m(xù)航性能分析研究

陜西飛機(jī)工業(yè)集團(tuán)飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院,陜西 漢中 723213

1.概述

渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)由于自身所具有的經(jīng)濟(jì)性、安全性、適用于中速長(zhǎng)距離飛行等一系列的優(yōu)勢(shì)，被用于運(yùn)輸機(jī)、海岸巡邏機(jī)和反潛機(jī)中。飛機(jī)在執(zhí)行任務(wù)過(guò)程中可能出現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)停車(chē)的情況，會(huì)導(dǎo)致飛機(jī)不能安全返場(chǎng)，甚至出現(xiàn)更為嚴(yán)重的情況，造成嚴(yán)重?fù)p失。本文從某一典型任務(wù)剖面出發(fā)，對(duì)飛機(jī)在執(zhí)行任務(wù)過(guò)程中出現(xiàn)的單雙發(fā)停車(chē)時(shí)的續(xù)航性能進(jìn)行了計(jì)算、對(duì)比和分析。

2.數(shù)學(xué)模型

續(xù)航性能是指飛機(jī)持續(xù)航行的能力，主要包括航程和航時(shí)。

飛行剖面是由爬升、巡航、下降等各個(gè)階段組合而成。

巡航段的航程、航時(shí)占總航程、航時(shí)的主要部分。飛機(jī)巡航時(shí)，認(rèn)為每一瞬間都滿足等速水平直線飛行的運(yùn)動(dòng)方程。在此基礎(chǔ)上，計(jì)算巡航段的航程和航時(shí)的公式為：

其中，m1、m2分別為巡航段起點(diǎn)和終點(diǎn)時(shí)的飛機(jī)質(zhì)量，qkm為公里耗油量；qh 為小時(shí)耗油量。飛機(jī)的小時(shí)耗油量qh和公里耗油量qkm 根據(jù)平飛條件及耗油率可得:

其中，pxy為平飛需用拉力，p為平飛可用拉力，Q 為阻力(單發(fā)停車(chē)考慮舵偏阻力和順槳阻力，對(duì)稱雙發(fā)停車(chē)只考慮順槳阻力)，K 為升阻比，G 為飛行重量，qN為耗油率，V 為飛行速度。

3.實(shí)例分析

本文通過(guò)某一具體任務(wù)剖面來(lái)對(duì)飛機(jī)單雙發(fā)停車(chē)的續(xù)航性能進(jìn)行分析研究。

3.1 任務(wù)剖面描述

任務(wù)剖面是由若干飛行任務(wù)階段組成,是任務(wù)特性的具體體現(xiàn)和標(biāo)志,集中說(shuō)明了飛機(jī)在執(zhí)行一次飛行任務(wù)中,從離開(kāi)基地,執(zhí)行任務(wù)到返回原基地著陸—稱為“半徑型”,或從離開(kāi)基地，執(zhí)行任務(wù)到另一基地著陸—稱為“非半徑型”，所表現(xiàn)出一組飛行性能的綜合能力。本文所采用的任務(wù)剖面屬于“半徑型”，即從基地出發(fā)，爬升到高空以較大的速度進(jìn)行巡航，至低空?qǐng)?zhí)行巡邏任務(wù)，在執(zhí)行任務(wù)末期，發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)了單臺(tái)或雙臺(tái)停車(chē)，飛機(jī)以不小于作戰(zhàn)半徑的距離進(jìn)行返場(chǎng)，具體如圖1所示。

在執(zhí)行任務(wù)過(guò)程中，隨著時(shí)間的推移，飛機(jī)燃油儲(chǔ)備量降低，飛機(jī)返場(chǎng)能力下降，因此在執(zhí)行任務(wù)末期出現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)停車(chē)為飛機(jī)安全返場(chǎng)能力最低點(diǎn)。本文計(jì)算了執(zhí)行規(guī)定任務(wù)時(shí)間時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)停車(chē)這種最嚴(yán)酷狀態(tài)下飛機(jī)返場(chǎng)的可能性。

返場(chǎng)可行性評(píng)判標(biāo)準(zhǔn)：

安全返場(chǎng)的評(píng)判標(biāo)準(zhǔn)按航程不小于作戰(zhàn)半徑；

一旦出現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)停車(chē)情況飛機(jī)應(yīng)當(dāng)立即返航。

3.2 續(xù)航性能計(jì)算

根據(jù)剖面要求，對(duì)某渦槳類飛機(jī)的單雙發(fā)停車(chē)返場(chǎng)能力進(jìn)行計(jì)算，主要考慮的因素如下：

a）使用空重：A、B,且B＞A；

b）單發(fā)停車(chē)：臨界發(fā)動(dòng)機(jī)停車(chē)順槳；

c）雙發(fā)停車(chē)：對(duì)稱發(fā)動(dòng)機(jī)停車(chē)順槳；

圖1

d）考慮順槳阻力及舵偏阻力；

e)功率限制：發(fā)動(dòng)機(jī)最大允許功率為額定狀態(tài)。

本文以如下四種狀態(tài)進(jìn)行表示，分別為A/單發(fā)、B/單發(fā)、A/雙發(fā)、B/雙發(fā)。通過(guò)計(jì)算可知，在作戰(zhàn)區(qū)域執(zhí)行了規(guī)定的任務(wù)航時(shí)后且耗盡備份油的情況下，A/單發(fā)、A/雙發(fā)、B/雙發(fā)狀態(tài)時(shí)的航程不小于作戰(zhàn)半徑，可安全返場(chǎng)；而B(niǎo)/單發(fā)狀態(tài)的航程小于作戰(zhàn)半徑，不能返場(chǎng)（見(jiàn)圖2）。

對(duì)返場(chǎng)能力進(jìn)行分析，可以得出以下結(jié)論：A 重量時(shí)的續(xù)航性能優(yōu)于B 重量；雙發(fā)停車(chē)時(shí)的續(xù)航性能要優(yōu)于單發(fā)停車(chē)時(shí)的續(xù)航性能。

圖2

3.3 續(xù)航性能分析

3.3.1 重量對(duì)續(xù)航性能的影響

飛機(jī)巡航時(shí)，認(rèn)為每一瞬間都滿足等速水平直線飛行的運(yùn)動(dòng)方程，由公式（1）、（2）可以看出，在巡航時(shí)始終保持qkm 和qh 最小，就可以得到L 和T 最大值。

由于使用空重B 較A 有所增加，使得載油量減少，續(xù)航性能有所降低。飛機(jī)平均巡航重量增加（載貨重量相同）使飛機(jī)需用功率和耗油量增加，導(dǎo)致航程航時(shí)減小。

3.3.2 發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)對(duì)續(xù)航性能的影響

當(dāng)飛機(jī)臨界發(fā)動(dòng)機(jī)停車(chē)順槳時(shí)，為糾偏需要蹬舵、壓盤(pán)，產(chǎn)生了舵偏阻力；同時(shí)螺旋槳還產(chǎn)生順槳阻力。計(jì)算時(shí)考慮了這兩種阻力，致使在相同條件下飛機(jī)的阻力增加，導(dǎo)致油門(mén)處于較大狀態(tài)；飛機(jī)巡航速度也相應(yīng)改變。綜合以上兩種因素，最終使飛機(jī)單發(fā)停車(chē)的航程、航時(shí)相對(duì)四發(fā)正常巡航時(shí)縮短。

與臨界發(fā)動(dòng)機(jī)停車(chē)不同的是，對(duì)稱雙發(fā)停車(chē)后不考慮舵偏阻力，由于兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)停止工作引起的耗油減少量大于因發(fā)動(dòng)機(jī)停車(chē)帶來(lái)的阻力增加而引起的耗油增加量，最終導(dǎo)致續(xù)航性能相對(duì)單發(fā)停車(chē)的續(xù)航性能有增加的趨勢(shì)，如圖3所示。

圖3

4 結(jié)語(yǔ)

綜合以上計(jì)算分析，可得以下結(jié)論：

a)飛機(jī)出現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)停車(chē)現(xiàn)象時(shí),處于大油門(mén)狀態(tài)巡航；

b)臨界發(fā)動(dòng)機(jī)停車(chē)時(shí)的續(xù)航性能相對(duì)四發(fā)正常續(xù)航性能稍有降低；飛機(jī)在執(zhí)行剖面任務(wù)過(guò)程中當(dāng)執(zhí)行作戰(zhàn)任務(wù)末時(shí)出現(xiàn)臨界發(fā)動(dòng)機(jī)停車(chē)情況，A/單發(fā)狀態(tài)時(shí)可安全返航(單發(fā)停車(chē)并耗盡備份油續(xù)航距離不小于作戰(zhàn)半徑)；而B(niǎo)/單發(fā)狀態(tài)時(shí)在執(zhí)行完作戰(zhàn)任務(wù)的情況下不能完成安全返場(chǎng)，只能在作戰(zhàn)任務(wù)完成之前完成安全返場(chǎng)；

c)飛機(jī)在執(zhí)行剖面任務(wù)過(guò)程中當(dāng)執(zhí)行作戰(zhàn)任務(wù)未出現(xiàn)對(duì)稱發(fā)動(dòng)機(jī)停車(chē)情況，可安全返航(對(duì)稱發(fā)動(dòng)機(jī)停車(chē)并耗盡備份油續(xù)航距離不小于作戰(zhàn)半徑)。

[1]1987 飛行力學(xué)雜志社飛機(jī)飛行性能計(jì)算手冊(cè)

[2]GJB 34A-2012 有人駕駛飛機(jī)(固定翼)飛行性能和圖表資料

[3]AircraftPerformanceAndDesign John D.Anderson，Jr

[4]Airplane Aerodynamics and Performance Dr.Jan Roskam

[5]Flight Performance of Aircraft S.K.Ojha