某型通航飛機槳發(fā)匹配性能分析方法研究

楊彥林，王哲

（1.沈陽航空航天大學，遼寧 沈陽 110136；2.重慶享邑飛機制造有限公司，重慶 401120；3.國營四達機械制造公司，陜西 咸陽 712000）

在通航飛機的整個動力選型方案的設計過程中，核心在于在全面綜合地考慮涉及性能影響因素的情況下，在可能存在取舍替換的指標間博弈后，最終選定適配的發(fā)動機型號。因此，有必要在依據(jù)總體設計目標等因素確定動力選型方案后，對該方案進行必要的分析評估、功率提取轉(zhuǎn)化計算分析等工作，確定方案的性能情況。

1 發(fā)動機功率提取依據(jù)確定

萊康明390 系列發(fā)動機海平面和高度性能圖如圖1 所示。

圖1 萊康明390 系列發(fā)動機海平面和高度性能圖[1]

發(fā)動機是全機的最終動力來源，特別是對于單發(fā)式的通航飛機而言，發(fā)動機的功能可靠性等性能指標將直接決定整機的某些性能參數(shù)目標的可達性和整機重大安全風險管理的可控性。但對于整機而言，直接的主要拉力來源則是通過螺旋槳來實現(xiàn)的。因此，將發(fā)動機的輸出功率通過推動螺旋槳持續(xù)穩(wěn)定地轉(zhuǎn)動產(chǎn)生向前的拉力（推力），是整機性能需求的最終形式。據(jù)此，對槳發(fā)選型方案進行匹配后求得二者相結(jié)合后的拉力數(shù)據(jù)是整機性能指標達標的基礎計算參數(shù)。

對于發(fā)動機來說，影響發(fā)動機輸入功率的主要因素有發(fā)動機絕對進氣壓力、飛行高度和飛行工況下的溫度。在對發(fā)動機輸出功率的提取問題上，通常的做法是先確定發(fā)動機的轉(zhuǎn)速和進氣壓力值后，再確定在不同的高度和溫度情況下對輸出功率的影響情況，功率修正數(shù)據(jù)表由發(fā)動機供應商給出。

2 發(fā)動機功率提取方法分析

對于上圖的分析求解過程而言，核心內(nèi)容通過該供應商圖表，對發(fā)動機的功率輸出進行有效提取。通過確定發(fā)動機的輸出功率，結(jié)合螺旋槳特性，又可以最終求得在特定的飛行工況下的螺旋槳拉力數(shù)據(jù)。螺旋槳在不同飛行工況下的拉力轉(zhuǎn)化數(shù)據(jù)，可以滿足整機氣動性能指標可行性論證的需要。由于發(fā)動機在不同的進氣壓力、高度、轉(zhuǎn)速、溫度特定飛行工況下的輸出功率均會發(fā)生變化，因此，如果采用控制變量的方法對動力選型方案中的槳發(fā)匹配在不同進氣壓力、高度、轉(zhuǎn)速以及溫度工況下的拉力轉(zhuǎn)化結(jié)果進行分析計算，將會得到一組極為龐大的數(shù)值?？紤]到在整個氣動性能計算的過程中，主要針對整機設計過程中的飛行包線的極限工況情況條件，故在此處，僅單獨隨機選取特定工況下的拉力轉(zhuǎn)化情況作為說明，在后續(xù)的評估過程中針對設計飛行包線中的邊界工況進行特定分析計算。

萊康明390 系列發(fā)動機轉(zhuǎn)速-進氣壓力性能曲線圖如圖2 所示。如按照該型通航飛機設置的標準巡航飛行工況條件確定發(fā)動機功率，其中將轉(zhuǎn)速為2 500 r 左右，飛行高度3 000 m，進氣壓力20 英寸汞柱（1 英寸汞柱=3.378 2 kPa）作為參考值。那么，首先需要確定發(fā)動機的運行工況，即飛機的飛行條件，從而確定發(fā)動機的進氣壓力和轉(zhuǎn)速情況。然后，需要先在供應商給出的發(fā)動機性能曲線圖中的左側(cè)部分（包含進氣壓力和轉(zhuǎn)速側(cè)）確定飛行工況條件點，即圖2 所示20 英寸汞柱下2 500 r 位置，即點A。此時所對應的功率是發(fā)動機在海平面高度下的功率。為了確定不同高度位置的功率大小，需要將點A確定的功率大小平行移動至點B，配合供應商性能曲線圖右側(cè)部分使用。

圖2 萊康明390 系列發(fā)動機轉(zhuǎn)速-進氣壓力性能曲線圖

當確定進氣壓力和轉(zhuǎn)速情況下的功率點B后，將該點確定在供應商給出的發(fā)動機性能曲線圖的右側(cè)圖紙上相同功率高度為0位置處（平移至右側(cè)圖紙左端），如圖3 所示。在右側(cè)圖紙中相同轉(zhuǎn)速和進氣壓力交點確定點C，將B、C兩點以直線相連接。然后，確定所求飛行工況條件下的發(fā)動機功率，只需確定飛行高度后以該高度位置對應BC線段，相交于點D，那么此刻D點指示的功率大小正是發(fā)動機在特定工況下的輸出功率值。將D點平移至E點，讀出點E指示的功率值作為輸出功率。

圖3 萊康明390 系列發(fā)動機高度性能曲線圖

在確定了飛行高度對發(fā)動機功率影響的情況后，還需要確定飛行環(huán)境溫度對發(fā)動機輸出功率的影響情況。對于溫度影響情況，按以下溫度修正計算公式進行確定：

式中：W（Actual）為發(fā)動機實際功率的數(shù)值，單位HP；TS為對應高度標準的溫度的數(shù)值，單位℉；T為發(fā)動機進氣實際溫度的數(shù)值，單位℉。

其中，TS在確定了飛行高度后，依據(jù)圖1 可得。在上述特定工況下該值則依據(jù)圖3 中F點的指示溫度直接讀取，在其他高度情況下的TS值查表時照同樣的方法進行。由于溫度變量整體隨高度變化的影響相對較小，在實際的求解過程中可以采取適當階梯段的溫度變量核驗對功率的影響程度（如每20°F 為一階）。

通過上述的分析方法表明，在確定特定進氣壓力、轉(zhuǎn)速的情況下，只要給出飛機的飛行高度和所處的環(huán)境溫度，則可以確定在該特定條件下的發(fā)動機功率情況。在最終的拉力轉(zhuǎn)化上，則應將求得的發(fā)動機功率修正值作為螺旋槳拉力計算過程中的功率輸入值。

3 螺旋槳拉力轉(zhuǎn)化分析

螺旋槳將發(fā)動機功率轉(zhuǎn)化為飛機飛行的牽引力，依據(jù)下列升力和阻力計算公式可知整機升阻比情況來間接驗證整機的氣動性能的優(yōu)劣：

根據(jù)公式（1）（2）可知，整機升力和阻力的變化均與飛機的飛行速度密切相關，那么，對于最終的拉力轉(zhuǎn)化過程，確定特定飛行工況下的螺旋槳拉力情況，則還需要確定該情況下的飛行速度[2-3]。

式中：T為最終的螺旋槳拉力的數(shù)值；η為螺旋槳在特定飛行工況下效率的數(shù)值；P為螺旋槳軸功率的數(shù)值，在文中計算時以求得的發(fā)動機修正功率作為該輸入功率；V為飛機飛行速度的數(shù)值；CT為螺旋槳拉力系數(shù)；CP為螺旋槳功率系數(shù)；J為螺旋槳進距比的數(shù)值；ρ為飛行工況下空氣密度的數(shù)值；n為螺旋槳轉(zhuǎn)速的數(shù)值；D為螺旋槳直徑的數(shù)值。

對于螺旋槳和發(fā)動機的匹配效果驗證工作需要在適航取證的過程中經(jīng)過多種試驗進行確定[4]。因此，對于適航限制范圍以內(nèi)的各種飛行工況條件下的螺旋槳進距比、拉力系數(shù)和功率系數(shù)等性能指標，在特定的飛行速度下都會由供應商直接經(jīng)驗證后給出，在工程驗證分析過程中，直接代入供應商數(shù)據(jù)計算確定螺旋槳的拉力。

4 螺旋槳拉力轉(zhuǎn)化計算

假設確定該型通航飛機在巡航狀態(tài)下的拉力情況，首先通過圖1、圖2 中的性能圖表線查找確定出標準巡航狀態(tài)下的功率點E對應的值為139 HP，在3 000 m 高度位置（巡航高度）的標準溫度TS約為20 ℉，假設在實際的飛行工況下此刻的大氣溫度為32 ℉，那么按照公式（1）對溫度造成的功率影響進行修正后得實際的發(fā)動機功率約為137.3 HP，考慮到標準巡航速度為260 km/h，螺旋槳轉(zhuǎn)速為2 500 r/min，則據(jù)公式（6）可得該狀態(tài)下的槳尖馬赫數(shù)約為0.79，則通過供應商給出的槳尖馬赫數(shù)為0.8 的狀態(tài)下得出的螺旋槳性能數(shù)據(jù)表查找在該狀態(tài)下的效率η。對于效率η的確定，首先需要依據(jù)公式（4）（5）確定出該飛行工況下的螺旋槳功率系數(shù)和進距比，將已知條件代入得CP=0.066，J=0.922。然后根據(jù)計算值，通過供應商性能試驗文件對效率η進行確定后，據(jù)公式（3）求解得出最終在該飛行工況下的拉力T。

螺旋槳槳尖馬赫數(shù)0.8 狀態(tài)下不同飛行工況的效率參數(shù)圖如圖4 所示。

對于CP、J兩個對照指標非整數(shù)的情況下，通常的工程應運經(jīng)驗是對于差別較小的情況可以直接忽略，選擇最接近的整數(shù)參數(shù)。如相差相對較大的情況下，為保證數(shù)據(jù)的精準程度，可以采用按照差別比例在兩組接近的參數(shù)之間重新計算得出一個新的參數(shù)的方法，然后將最終的效率η代入公式（3）中得出在該飛行工況下的螺旋槳拉力。

5 結(jié)束語

通過以上分析方法，分別對動力選型方案中發(fā)動機功率提取后進行槳發(fā)匹配計算，最終確定整機在不同飛行工況下的拉力轉(zhuǎn)化情況，是對其在該工況下動力需求釋放得到滿足進行評估的基礎條件，也是判斷動力選型方案設計成功與否的關鍵條件。