CN105279290A - 一种四发螺旋桨飞机续航性能计算方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于航空中型飞机设计领域，涉及到四发螺旋桨飞机性能计算，具体涉及到一种四发螺旋桨飞机续航性能计算分析和优化的确定方法。通过先确定涡轮螺旋桨动力装置的组合特性和对飞机气动特性影响，通过数值迭代，得到飞机巡航时的耗油率，进而依据试飞验证，得到准确真实的续航性能参数。该计算方法直观、简单，便于飞机设计人员掌握，有利于飞机用户手册的编写。同时，对试飞验证具有重要指导意义，可节约试飞架次，缩短试飞周期，节省大量试飞经费。本方法考虑全面，通用性强，具有广泛应用价值，适用于四发螺旋桨类中、大型客机，运输机及相关平台飞机。

Description

一种四发螺旋桨飞机续航性能计算方法

技术领域

本发明属于航空中型飞机设计领域，涉及到四发螺旋桨飞机性能计算，具体涉及到一种四发螺旋桨飞机续航性能计算分析和优化的确定方法。

背景技术

根据用户的使用需求和飞机航线飞行安全，执行航线飞行的飞机必须充分明确续航性能。准确可信的续航性能，既有利于制定航线规划，明确飞行高度、速度，保障航线飞行安全；又有利于提前制定航线，确定起飞限制重量和加载油量、备份油量，提高飞机的经济性，增加航空公司的经济效益。目前通用的飞机续航性能计算方法获得的四发螺旋桨飞机续航性能数据存在较大偏差。由于技术封锁，从公开的渠道无法获取国外对四发螺旋桨飞机续航性能计算的明确方法和相关技术资料。通过专利网站查询，未见相似及相关专利，国内也未见相关的研究成果。本发明提出的计算方法已经在具体型号上得到了验证和应用。

五、发明内容

(一)本发明的目的是：提供一种四发螺旋桨续航能力计算方法，解决目前四发螺旋桨飞机续航性能计算与实际航线飞行能力偏差大的问题，大大提高续航性能计算的准确度。

(二)本发明的技术方案是：一种四发螺旋桨飞机续航性能计算方法，主要针对四发涡轮发动机和螺旋桨特点，确定四发螺旋桨飞机动力装置组合特性，并考虑螺旋桨滑流对飞机气动特性的影响，根据飞机气动特性参数、重量特征参数，通过建模、调整和迭代计算获取所需的飞机续航性能，再依据试飞结果对续航性能进行验证，得到更准确的续航性能参数，具体包括以下步骤：

第一步，确定四发螺旋桨飞机动力装置组合特性：通过发动机的高度-速度特性确定不同高度、速度及温度组合条件下的发动机功率和耗油率特性数据，考虑螺旋桨效率和发动机安装修正系数，确定发动机的可用拉力谱P_可用＝nP(h，v，T，A)η和对应耗油率谱q_Nh＝nq(h，v，T)。

第二步，确定螺旋桨滑流对飞机气动特性的影响：通过风洞试验获得飞机不同姿态下螺旋桨滑流强度B。螺旋桨滑流对飞机气动特性影响，主要体现在升力系数增量ΔC_L＝f(B，α)和阻力系数增量ΔC_D＝f(B，α)。

第三步，确定续航性能参数：根据飞机气动特性参数、重量特征参数，按照常规方法确定巡航过程中任意巡航高度、速度下的需用拉力P_需用＝f(h，v，C_L，ΔC_L，C_D，ΔC_D，G)。

第四步，由P_需用＝P_可用确定飞机小时耗油率和公里耗油率，按照可用总油量G_可用油获得巡航时间和巡航距离，计入爬升段和下降段可获取航线飞行全程续航时间和续航距离。

其中：

P_可用—可用拉力；

P_需用—需用拉力；

h—飞行高度；

v—飞行速度；

α—飞行迎角；

T—大气温度；

A—发动机油门状态；

η—动力装置组合效率(含螺旋桨效率和动力安装修正系数)；

q_Nh—发动机耗油率；

B—螺旋桨滑流强度；

C_L/C_D—升力/阻力系数；

ΔC_L/ΔC_D—螺旋桨滑流引起的升力/阻力系数增量；

G—飞行重量；

G_可用油—巡航可用总油量。

第五步，通过试飞验证续航性能：通过不同高度、速度、温度组合条件获得飞机的小时耗油率和公里耗油率，确定航程和航时；依据试飞结果，确定动力装置组合特性的误差和滑流对气动参数影响的误差，进而得到准确的续航性能。

(三)本发明的优点是：本发明通过先确定涡轮螺旋桨动力装置的组合特性和对飞机气动特性影响，得到飞机巡航时的耗油率，进而依据试飞验证，得到准确真实的续航性能参数。动力装置组合特性和对滑流飞机气动特性影响，直接影响四发螺旋桨飞机续航性能的准确性和真实性。该计算方法直观、简单，便于飞机设计人员掌握，有利于飞机用户手册的编写。同时，对试飞验证具有重要指导意义，可节约试飞架次，缩短试飞周期，节省大量试飞经费。本方法考虑全面，通用性强，具有广泛应用价值，适用于四发螺旋桨类中、大型客机，运输机及相关平台飞机。

附图说明

图1为四发螺旋桨飞机续航性能计算流程框图。图2为螺旋桨滑流引起飞机升力系数增量，图3螺旋桨滑流引起飞机阻力系数增量。图4为试飞获得的飞机耗油率曲线。

具体实施方式

下面结合附图与具体实施方式对本计算方法作进一步详细描述，请参阅图。

一种四发螺旋桨续航能力计算方法，主要针对四发涡轮发动机和螺旋桨特点，确定四发螺旋桨飞机动力装置组合特性，并考虑螺旋桨滑流对飞机气动特性的影响，根据飞机气动特性参数、重量特征参数，获取所需的飞机续航性能。飞机续航性能包括飞机爬升、巡航和下降三个阶段，因巡航阶段所占比重最大，以巡航性能为例描述具体实施，爬升、下降阶段按照同样计算方法以有利速度确定相应的飞行水平距离、时间和耗油量。

第一步，确定四发螺旋桨飞机动力装置组合特性：通过高空台架试验得到发动机的高度-速度特性，确定不同高度、速度及温度等组合条件下的发动机功率和耗油率特性数据，同时考虑螺旋桨效率和发动机安装修正系数，确定发动机的可用拉力谱P_可用＝nP(h，v，T，α)η和对应耗油率谱q_Nh＝nq(h，v，T)。

第二步，确定螺旋桨滑流对飞机气动特性的影响：通过风洞试验获得飞机不同姿态、不同马赫数下的螺旋桨滑流强度B，确定螺旋桨滑流对飞机气动特性影响，主要体现在升力系数增量ΔC_L＝f(B，α)和阻力系数增量ΔC_D＝f(B，α)。

第三步，根据飞机气动特性参数、重量特征参数，按照常规方法确定巡航过程中任意巡航高度、速度下的需用拉力P_需用＝f(h，v，C_L，ΔC_L，C_D，ΔC_D，G)。

第四步，由P_需用＝P_可用，按照发动机可用拉力谱和耗油率谱获得发动机平衡油门角度、飞机小时耗油量和公里耗油量，根据可用总油量G_可用油获得巡航时间和巡航距离，计入爬升段和下降段可获取航线飞行全程续航时间和续航距离。

其中：

P_可用—可用拉力；

P_需用—需用拉力；

h—飞行高度；

v—飞行速度；

α—飞行迎角；

T—大气温度；

A—发动机油门状态；

η—动力装置组合效率(含螺旋桨效率和动力安装修正系数)；

q_Nh—发动机耗油率；

B—螺旋桨滑流强度；

C_L/C_D—升力/阻力系数；

ΔC_L/ΔC_D—螺旋桨滑流引起的升力/阻力系数增量；

G—飞行重量；

G_可用油—巡航可用总油量。

第五步，通过试飞验证续航性能：通过不同高度、速度、温度组合条件获得飞机的小时耗油率和公里耗油率综合曲线，确定最大航程和航时；依据试飞结果，对续航性能计算结果进行修正。

四发螺旋桨飞机典型巡航高度一般为6km～9km之间，典型巡航速度一般为真速450km/h～550km/h，试飞验证分别在不同高度，以不同速度点保持平飞，记录相应的耗油率数据。由试飞数据获得综合耗油曲线，确定飞机的续航性能。根据试飞结果对动力装置组合特性及滑流对飞机气动特性的影响量进一步修正，进而对飞机续航性能进行修正。

实施例：

某飞机，起飞重量65000kg，载油量18000kg，典型飞行高度8000m，标准大气条件下，采用定高定速方式巡航，装4台某型发动机及螺旋桨。其续航性能计算过程如下：

第一步，根据发动机高度-速度特性和螺旋桨特性计算得到飞机可用拉力及耗油率，具体计算过程见表1：

表1可用拉力和耗油率计算

第二步，根据风洞试验结果，得到螺旋桨滑流对升力系数、阻力系数的增量，具体计算过程见表2：

表2滑流对升/阻力系数影响计算

第三步，由飞机飞行高度8000m，飞行速度450km/h～550km/h，得到无动力升、阻力系数及对应的初始迎角，获得滑流对升阻力的初始影响量，进而得到初始P_需用，通过对C_L-ΔC_L-C_D-ΔC_D-P_需用的数值迭代，确定巡航段准确的需用拉力，具体计算过程见表3：

表3巡航段平均需用拉力计算

第四步，由P_需用＝P_可用得到飞机续航段不同速度下的耗油率，进而获得最大航程和最大航时，计入爬升段和下降段飞行时间、飞行水平距离，确定航线飞行全程的最大航程和最大航时，具体计算过程见表4：

表4续航性能计算

第五步，依据飞机试飞的综合耗油率曲线、机翼攻角、发动机特性参数对飞机动力装置组合效率和滑流对升/阻力系数的影响量进一步修正，按照第一步～第四步程序迭代计算，进而得到真实的续航性能。续航性能参数计算值、试飞值和修正值比较见表5。

表5巡航段试飞结果修正

Claims (1)

1.一种四发螺旋桨飞机续航性能计算方法，其特征是，具体包括以下步骤：

第一步，确定四发螺旋桨飞机动力装置组合特性：通过发动机的高度-速度特性确定不同高度、速度及温度组合条件下的发动机功率和耗油率特性数据，考虑螺旋桨效率和发动机安装修正系数，确定发动机的可用拉力谱P_可用＝nP(h，v，T，A)η和对应耗油率谱q_Nh＝nq(h，v，T)；

第二步，确定螺旋桨滑流对飞机气动特性的影响：通过风洞试验获得飞机不同姿态下螺旋桨滑流强度B；螺旋桨滑流对飞机气动特性影响，主要体现在升力系数增量ΔC_L＝f(B，α)和阻力系数增量ΔC_D＝f(B，α)；

第三步，确定续航性能参数：根据飞机气动特性参数、重量特征参数，按照常规方法确定巡航过程中任意巡航高度、速度下的需用拉力P_需用＝f(h，v，C_L，ΔC_L，C_D，ΔC_D，G)；

第四步，由P_需用＝P_可用确定飞机小时耗油率和公里耗油率，按照可用总油量G_可用油获得巡航时间和巡航距离，计入爬升段和下降段可获取航线飞行全程续航时间和续航距离；

其中：

P_可用—可用拉力；

P_需用—需用拉力；

h—飞行高度；

v—飞行速度；

α—飞行迎角；

T—大气温度；

A—发动机油门状态；

η—动力装置组合效率，含螺旋桨效率和动力安装修正系数；

q_Nh—发动机耗油率；

B—螺旋桨滑流强度；

C_L/C_D—升力/阻力系数；

ΔC_L/ΔC_D—螺旋桨滑流引起的升力/阻力系数增量；

G—飞行重量；

G_可用油—巡航可用总油量；

第五步，通过试飞验证续航性能：通过不同高度、速度、温度组合条件获得飞机的小时耗油率和公里耗油率，确定航程和航时；依据试飞结果，确定动力装置组合特性的误差和滑流对气动参数影响的误差，进而得到准确的续航性能。