陜西飛機工業(yè)集團飛機設(shè)計研究院,陜西 漢中 723213

1.概述

渦輪螺旋槳發(fā)動機由于自身所具有的經(jīng)濟性、安全性、適用于中速長距離飛行等一系列的優(yōu)勢，被用于運輸機、海岸巡邏機和反潛機中。飛機在執(zhí)行任務(wù)過程中可能出現(xiàn)發(fā)動機停車的情況，會導(dǎo)致飛機不能安全返場，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)，對飛機在執(zhí)行任務(wù)過程中出現(xiàn)的單雙發(fā)停車時的續(xù)航性能進(jìn)行了計算、對比和分析。

2.數(shù)學(xué)模型

續(xù)航性能是指飛機持續(xù)航行的能力，主要包括航程和航時。

飛行剖面是由爬升、巡航、下降等各個階段組合而成。

巡航段的航程、航時占總航程、航時的主要部分。飛機巡航時，認(rèn)為每一瞬間都滿足等速水平直線飛行的運動方程。在此基礎(chǔ)上，計算巡航段的航程和航時的公式為：

其中，m1、m2分別為巡航段起點和終點時的飛機質(zhì)量，qkm為公里耗油量；qh 為小時耗油量。飛機的小時耗油量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)停車考慮舵偏阻力和順槳阻力，對稱雙發(fā)停車只考慮順槳阻力)，K 為升阻比，G 為飛行重量，qN為耗油率，V 為飛行速度。

3.實例分析

本文通過某一具體任務(wù)剖面來對飛機單雙發(fā)停車的續(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,集中說明了飛機在執(zhí)行一次飛行任務(wù)中,從離開基地,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，至低空執(zhí)行巡邏任務(wù)，在執(zhí)行任務(wù)末期，發(fā)動機出現(xiàn)了單臺或雙臺停車，飛機以不小于作戰(zhàn)半徑的距離進(jìn)行返場，具體如圖1所示。

在執(zhí)行任務(wù)過程中，隨著時間的推移，飛機燃油儲備量降低，飛機返場能力下降，因此在執(zhí)行任務(wù)末期出現(xiàn)發(fā)動機停車為飛機安全返場能力最低點。本文計算了執(zhí)行規(guī)定任務(wù)時間時發(fā)動機停車這種最嚴(yán)酷狀態(tài)下飛機返場的可能性。

返場可行性評判標(biāo)準(zhǔn)：

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

一旦出現(xiàn)發(fā)動機停車情況飛機應(yīng)當(dāng)立即返航。

3.2 續(xù)航性能計算

根據(jù)剖面要求，對某渦槳類飛機的單雙發(fā)停車返場能力進(jìn)行計算，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：臨界發(fā)動機停車順槳；

c）雙發(fā)停車：對稱發(fā)動機停車順槳；

圖1

d）考慮順槳阻力及舵偏阻力；

e)功率限制：發(fā)動機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)。通過計算可知，在作戰(zhàn)區(qū)域執(zhí)行了規(guī)定的任務(wù)航時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)時的航程不小于作戰(zhàn)半徑，可安全返場；而B/單發(fā)狀態(tài)的航程小于作戰(zhàn)半徑，不能返場（見圖2）。

對返場能力進(jìn)行分析，可以得出以下結(jié)論：A 重量時的續(xù)航性能優(yōu)于B 重量；雙發(fā)停車時的續(xù)航性能要優(yōu)于單發(fā)停車時的續(xù)航性能。

圖2

3.3 續(xù)航性能分析

3.3.1 重量對續(xù)航性能的影響

飛機巡航時，認(rèn)為每一瞬間都滿足等速水平直線飛行的運動方程，由公式（1）、（2）可以看出，在巡航時始終保持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。飛機平均巡航重量增加（載貨重量相同）使飛機需用功率和耗油量增加，導(dǎo)致航程航時減小。

3.3.2 發(fā)動機狀態(tài)對續(xù)航性能的影響

當(dāng)飛機臨界發(fā)動機停車順槳時，為糾偏需要蹬舵、壓盤，產(chǎn)生了舵偏阻力；同時螺旋槳還產(chǎn)生順槳阻力。計算時考慮了這兩種阻力，致使在相同條件下飛機的阻力增加，導(dǎo)致油門處于較大狀態(tài)；飛機巡航速度也相應(yīng)改變。綜合以上兩種因素，最終使飛機單發(fā)停車的航程、航時相對四發(fā)正常巡航時縮短。

與臨界發(fā)動機停車不同的是，對稱雙發(fā)停車后不考慮舵偏阻力，由于兩臺發(fā)動機停止工作引起的耗油減少量大于因發(fā)動機停車帶來的阻力增加而引起的耗油增加量，最終導(dǎo)致續(xù)航性能相對單發(fā)停車的續(xù)航性能有增加的趨勢，如圖3所示。

圖3

4 結(jié)語

綜合以上計算分析，可得以下結(jié)論：

a)飛機出現(xiàn)發(fā)動機停車現(xiàn)象時,處于大油門狀態(tài)巡航；

b)臨界發(fā)動機停車時的續(xù)航性能相對四發(fā)正常續(xù)航性能稍有降低；飛機在執(zhí)行剖面任務(wù)過程中當(dāng)執(zhí)行作戰(zhàn)任務(wù)末時出現(xiàn)臨界發(fā)動機停車情況，A/單發(fā)狀態(tài)時可安全返航(單發(fā)停車并耗盡備份油續(xù)航距離不小于作戰(zhàn)半徑)；而B/單發(fā)狀態(tài)時在執(zhí)行完作戰(zhàn)任務(wù)的情況下不能完成安全返場，只能在作戰(zhàn)任務(wù)完成之前完成安全返場；

c)飛機在執(zhí)行剖面任務(wù)過程中當(dāng)執(zhí)行作戰(zhàn)任務(wù)未出現(xiàn)對稱發(fā)動機停車情況，可安全返航(對稱發(fā)動機停車并耗盡備份油續(xù)航距離不小于作戰(zhàn)半徑)。

[1]1987 飛行力學(xué)雜志社飛機飛行性能計算手冊

[2]GJB 34A-2012 有人駕駛飛機(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