CN110937129B - 一种用于涡桨动力无人机飞行性能计算的推阻体系划分方法 - Google Patents

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Abstract

本发明属于飞行性能技术领域，特别涉及一种用于涡桨动力无人机飞行性能计算的推阻体系划分方法。所述的方法包括如下步骤：分别对飞行性能计算推阻体系划分中飞机气动力特性、涡桨发动机特性和螺旋桨特性进行修正；分别得出涡桨发动机与螺旋桨的交互特性、飞机与螺旋桨的交互特性、飞机与发动机的交互特性；根据修正后的飞机气动力特性及飞机与螺旋桨的交互特性、飞机与发动机的交互特性，得出飞机工作状态气动力特性；根据修正后的涡桨发动机特性、修正后的螺旋桨特性及涡桨发动机与螺旋桨的交互特性、飞机与发动机的交互特性，得出整个推进系统装机推力。提高了飞行性能计算对飞机空中实际飞行性能预测精准性。

Description

一种用于涡桨动力无人机飞行性能计算的推阻体系划分方法
技术领域
本发明属于飞行性能技术领域，特别涉及一种用于涡桨动力无人机飞行性能计算的推阻体系划分方法。
背景技术
涡桨动力无人机的飞行性能直接决定无人机的作战半径、留空时间等多种作战能力。飞行性能计算使用升力、阻力等飞机气动力特性，以及推力、耗油率等推进系统特性，对无人机的飞行性能进行预测。涡桨动力无人机推阻体系划分将直接影响无人机飞行性能预测结果。
传统有人战斗机的推阻体系划分都是基于涡喷/涡扇动力，相对成熟，其关注重点聚焦于进气道溢流阻力影响和发动机喷流带来的后体阻力影响。涡桨动力无人机由于螺旋桨的引入而带来了飞机工作状态和发动机、螺旋桨工作状态之间的耦合效应，传统有人战斗机的推阻体系划分不再适用，需要提出适用的涡桨动力无人机推阻体系划分方法。
简单的涡桨动力无人机推阻体系划分中，传统的涡桨动力推进系统特性由发动机研制单位提供，飞机气动力特性由飞机研制单位提供，对推进系统特性和气动力特性之间的耦合效应难以相互考虑，由此得到飞行性能计算结果往往与无人机实际飞行结果有较大偏差，且无法进行偏差原因定位和分析。因此，适用于涡桨动力无人机飞行性能计算并能够计及耦合效应的推阻体系划分方法对于精准预测无人机飞行性能非常重要。
发明内容
本发明解决的技术问题:提出一种涡桨动力无人机飞行性能计算推阻体系划分方法，提高飞行性能计算的精准性。
本发明的技术方案:一种用于涡桨动力无人机飞行性能计算的推阻体系划分方法，所述的方法包括如下步骤：
分别对飞行性能计算推阻体系划分中飞机气动力特性、涡桨发动机特性和螺旋桨特性进行修正；
分别得出涡桨发动机与螺旋桨的交互特性、飞机与螺旋桨的交互特性、飞机与发动机的交互特性；
根据修正后的飞机气动力特性及飞机与螺旋桨的交互特性、飞机与发动机的交互特性，得出飞机工作状态气动力特性；
根据修正后的涡桨发动机特性、修正后的螺旋桨特性及涡桨发动机与螺旋桨的交互特性、飞机与发动机的交互特性，得出整个推进系统装机推力。通过在推阻体系划分中计入飞机与螺旋桨的交互特性、飞机与发动机的交互特性、涡桨发动机与螺旋桨的交互特性，提高了飞行性能计算对飞机空中实际飞行性能预测精准性，为涡桨动力无人机性能精益设计和试飞奠定了坚实基础，还可帮助设计人员对飞机气动力特性、涡桨发动机特性、螺旋桨特性及交互特性的作用进行针对性的优化。
优选地，所述的涡桨发动机与螺旋桨的交互特性为发动机与螺旋桨共同工作状态下的推力特性。这一交互特性的得出方法综合考虑了发动机装机功率、螺旋桨装机效率、飞机飞行速度和发动机尾喷管推力之间的关系。
优选地，根据根据以下公式得出所述推力特性：
Figure BDA0002303041300000021
其中：F螺旋桨是螺旋桨推力或拉力，F装机是发动机装机后的喷管推力，P装机为发动机装机后的输出功率，η装机为螺旋桨装机后的效率，V为飞机飞行速度。
优选地，飞机与螺旋桨的交互特性为螺旋桨对于气流的加速和旋转所产生的对飞机升力和阻力的影响特性。这一交互特性的得出方法综合考虑了螺旋桨推力或拉力、螺旋桨桨盘面积、飞机飞行速度对升力系数和阻力系数的影响。
优选地，所述影响特性为
Figure BDA0002303041300000031
B＝F螺旋桨/(0.5ρV2S桨盘)
其中：ΔCL为升力系数影响量，ΔCD为阻力系数影响量，B为桨盘系数，α为迎角，F螺旋桨是螺旋桨推力或拉力，ρ为大气密度，V为飞机飞行速度，S桨盘为螺旋桨桨盘面积。
优选地，将修正后的飞机气动力特性中的升力系数与飞机与螺旋桨的交互特性中的升力系数影响量相加，将修正后的飞机气动力特性中的阻力系数与飞机与螺旋桨的交互特性中的阻力系数影响量相加，将与飞机与螺旋桨的交互特性相加，得出飞机工作状态气动力特性。这种计算方式在计及交互特性的同时，又保证可对不同影响因素的作用进行拆分，有利于进行偏差原因定位和分析。
优选地，飞机与发动机的交互特性修正公式为：
FI＝0.5ρV2SCDI
其中：FI为进气道溢流阻力的影响，ρ为大气密度，V为飞机飞行速度，S为参考面积，CDI为进气道溢流阻力系数。
优选地，整个推进系统装机推力为：
T装机＝F螺旋桨+F装机-FI
其中：T装机为整个推进系统装机推力，F螺旋桨是螺旋桨推力或拉力，F装机是发动机装机后的喷管推力，FI为进气道溢流阻力的影响。
附图说明
图1为无人机飞行性能计算的推阻体系划分示意图。
具体实施方式
下面对本发明进一步说明：
如图1所示，不考虑螺旋桨滑流影响的工作状态飞机气动力特性(1)是基于飞机参考状态配平极曲线，主要进行零阻、气弹、雷诺数和外挂物修正，具体修正公式如下：
(CL,CD)＝(CL,CD)参考+(ΔCD)零阻+(ΔCL,ΔCD)气弹+(ΔCD)雷诺数+(ΔCD)外挂
其中，参考状态极曲线(CL,CD)随气压高度、飞行马赫数和迎角变化；全机配平零阻修正量(ΔCD)零阻随飞行马赫数变化；气弹修正量(ΔCL,ΔCD)气弹随气压高度、飞行马赫数、迎角变化；雷诺数修正量(ΔCD)雷诺数随气压高度、飞行马赫数变化；外挂物修正量(ΔCD)外挂随飞行马赫数变化，上述数据可基于风洞试验或计算流体力学得到。
如图1所示，装机后的涡桨发动机特性(2)是基于发动机台架特性，主要进行总压恢复、功率提取、引气和螺旋桨匹配转速修正，具体修正公式如下：
Figure BDA0002303041300000041
其中，P装机为装机输出功率；P0为台架功率特性；
Figure BDA0002303041300000042
为实际装机引气量带来的功率损失；/>
Figure BDA0002303041300000043
为实际装机功率提取带来的功率损失；/>
Figure BDA0002303041300000044
为螺旋桨转速偏差带来的功率损失；F装机为发动机尾喷推力，修正过程同装机输出功率。/>
Figure BDA0002303041300000051
为总压损失功率修正系数，其计算公式为
Figure BDA0002303041300000052
其中，σr为工作状态总压恢复系数、σt为台架状态总压恢复系数，ΔP总压为单位总压损失对应的功率修正百分比。
上述修正公式中的参数可由发动机厂商利用高空台试验得到，通过数据表格或发动机稳态性能模型提供飞机设计单位。
如图1所示，螺旋桨装机特性(3)基于螺旋桨自由流效率曲线得到。
首先，通过下述公式获取无量纲参数前进比和功率系数：
Figure BDA0002303041300000053
上式中，J为前距比；Cp为功率系数；V为飞机飞行速度；n为螺旋桨转速；ρ为大气密度；D为螺旋桨直径。
其次，利用进距比和功率系数在自由流效率曲线上求得自由流效率η0，然后根据螺旋桨安装形式不同，拉桨主要进行机身或发动机短舱修正和空气压缩性修正，推桨主要进行空气压缩性修正和尾喷管修正，修正公式如下：
Figure BDA0002303041300000054
其中，η装机为螺旋桨装机后的效率，
Figure BDA0002303041300000055
为发动机短舱修正量，/>
Figure BDA0002303041300000056
为尾喷管修正量，/>
Figure BDA0002303041300000057
为空气压缩性修正量。这些修正量可由工程经验公式得到，也可通过螺旋桨的风洞实验获取修正系数。
如图1所示，涡桨发动机与螺旋桨交互特性(4)是指确定发动机与螺旋桨共同工作状态下的推力特性，通过上述获得的装机功率和螺旋桨装机特性，获得螺旋桨推力或拉力，再叠加喷管推力：
Figure BDA0002303041300000061
其中，F螺旋桨是螺旋桨推力或拉力，F装机是发动机装机后的喷管推力，P装机为发动机装机后的输出功率，η装机为螺旋桨装机后的效率，V为飞机飞行速度。
如图1所示，飞机与螺旋桨交互特性(5)是考虑螺旋桨带来的滑流特性，即螺旋桨对于气流的加速和旋转，产生对升力和阻力的影响，影响特性为：
Figure BDA0002303041300000062
B＝F螺旋桨/(0.5ρV2S桨盘)
其中：ΔCL为升力系数影响量，ΔCD为阻力系数影响量，B为桨盘系数，α为迎角，F螺旋桨是螺旋桨推力或拉力，ρ为大气密度，V为飞机飞行速度，S桨盘为螺旋桨桨盘面积。
不考虑螺旋桨滑流影响的工作状态飞机气动力特性(1)与飞机与螺旋桨交互特性(5)相加，即为飞机工作状态下的气动力特性。
如图1所示，飞机与发动机交互特性(6)主要是考虑进气道溢流阻力的影响，参考涡喷动力飞机推阻划分，将其划分到推力，修正公式为：
FI＝0.5ρV2SCDI
其中：FI为进气道溢流阻力的影响，ρ为大气密度，V为飞机飞行速度，S为参考面积，CDI为进气道溢流阻力系数，与飞行马赫数和发动机流量系数相关。
最后，整个推进系统装机推力为：
T装机＝F螺旋桨+F装机-FI
其中：T装机为整个推进系统装机推力，F螺旋桨是螺旋桨推力或拉力，F装机是发动机装机后的喷管推力，FI为进气道溢流阻力的影响。
其它未进一步说明内容为相关专业人员共有知识或共用方法。

Claims (3)

1.一种用于涡桨动力无人机飞行性能计算的推阻体系划分方法，其特征在于，所述的方法包括如下步骤：
分别对飞行性能计算推阻体系划分中飞机气动力特性、涡桨发动机特性和螺旋桨特性进行修正；
不考虑螺旋桨滑流影响的工作状态飞机气动力特性修正公式如下：
(CL,CD)＝(CL,CD)参考+(ΔCD)零阻+(ΔCL，ΔCD)气弹+(ΔCD)雷诺数+(ΔCD)外挂
其中，参考状态极曲线(CL,CD)参考随气压高度、飞行马赫数和迎角变化；全机配平零阻修正量(ΔCD)零阻随飞行马赫数变化；气弹修正量(ΔCL，ΔCD)气弹随气压高度、飞行马赫数、迎角变化；雷诺数修正量(ΔCD)雷诺数随气压高度、飞行马赫数变化；外挂物修正量(ΔCD)外挂随飞行马赫数变化，上述数据可基于风洞试验或计算流体力学得到；
装机后的涡桨发动机特性修正公式如下：
Figure QLYQS_1
其中，P装机为装机输出功率；P0为台架功率特性；
Figure QLYQS_2
为实际装机引气量带来的功率损失；/>
Figure QLYQS_3
为实际装机功率提取带来的功率损失；/>
Figure QLYQS_4
为螺旋桨转速偏差带来的功率损失；F装机为发动机尾喷推力，修正过程同装机输出功率，/>
Figure QLYQS_5
为总压损失功率修正系数；
螺旋桨装机特性基于螺旋桨自由流效率曲线得到，
首先，通过下述公式获取无量纲参数前进比和功率系数：
Figure QLYQS_6
上式中，J为前距比；Cp为功率系数；V为飞机飞行速度；n为螺旋桨转速；ρ为大气密度；D为螺旋桨直径；
其次，利用进距比和功率系数在自由流效率曲线上求得自由流效率η0，然后根据螺旋桨安装形式不同，拉桨进行机身或发动机短舱修正和空气压缩性修正，推桨进行空气压缩性修正和尾喷管修正，修正公式如下：
Figure QLYQS_7
其中，η装机为螺旋桨装机后的效率，
Figure QLYQS_8
为发动机短舱修正量，/>
Figure QLYQS_9
为尾喷管修正量，/>
Figure QLYQS_10
为空气压缩性修正量；
分别得出涡桨发动机与螺旋桨的交互特性、飞机与螺旋桨的交互特性、飞机与发动机的交互特性；
所述的涡桨发动机与螺旋桨的交互特性为发动机与螺旋桨共同工作状态下的推力特性；通过获得的装机功率和螺旋桨装机特性，获得螺旋桨推力或拉力，再叠加喷管推力：
Figure QLYQS_11
其中，F螺旋桨是螺旋桨推力或拉力，F装机是发动机装机后的喷管推力，P装机为发动机装机后的输出功率，η装机为螺旋桨装机后的效率，V为飞机飞行速度；
飞机与螺旋桨的交互特性为螺旋桨对于气流的加速和旋转所产生的对飞机升力和阻力的影响特性；
飞机与发动机交互特性是考虑进气道溢流阻力的影响；参考涡喷动力飞机推阻划分，将飞机与发动机交互特性划分到推力，飞机与发动机的交互特性修正公式为：
FI＝0.5ρV2SCDI
其中：FI为进气道溢流阻力的影响，ρ为大气密度，V为飞机飞行速度，S为参考面积，CDI为进气道溢流阻力系数；
根据修正后的飞机气动力特性及飞机与螺旋桨的交互特性、飞机与发动机的交互特性，得出飞机工作状态气动力特性；
根据修正后的涡桨发动机特性、修正后的螺旋桨特性及涡桨发动机与螺旋桨的交互特性、飞机与发动机的交互特性，得出整个推进系统装机推力。
2.根据权利要求1所述的一种用于涡桨动力无人机飞行性能计算的推阻体系划分方法，其特征在于，所述影响特性为
Figure QLYQS_12
B＝F螺旋桨/(0.5ρV2S桨盘)
其中：ΔCL为升力系数影响量，ΔCD为阻力系数影响量，B为桨盘系数，α为迎角，F螺旋桨是螺旋桨推力或拉力，ρ为大气密度，V为飞机飞行速度，S桨盘为螺旋桨桨盘面积。
3.根据权利要求2所述的一种用于涡桨动力无人机飞行性能计算的推阻体系划分方法，其特征在于，整个推进系统装机推力为：
T装机＝F螺旋桨+F装机-FI
其中，T装机为整个推进系统装机推力，F螺旋桨是螺旋桨推力或拉力，F装机是发动机装机后的喷管推力，FI为进气道溢流阻力的影响。
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