李 翔，榮海春，吳 晴

(中國電子科技集團公司第三十八研究所 浮空平臺部，合肥 230088)

0 引言

飛艇區(qū)別于其他飛行器的明顯特征是：飛艇是依賴輕于空氣的氣體所產(chǎn)生的浮力而升起的飛行器[1]。與傳統(tǒng)飛機、直升機相比，飛艇具有造價及運營費用低、噪聲污染小、可實現(xiàn)長時滯空停留、起降場地簡單、覆蓋面廣闊的優(yōu)點，是理想的空中平臺，在軍事和民用領(lǐng)域具有巨大的應用價值[2-3]。

動力系統(tǒng)是飛艇平臺的重要系統(tǒng)之一，對于在對流層高度巡航飛行的飛艇平臺，航空活塞發(fā)動機由于具有質(zhì)量輕、尺寸小、耗油率低、價格低廉等一系列優(yōu)點，被廣泛應用為功率輸出源；空氣螺旋槳作為推進器，在工作過程中吸收活塞發(fā)動機輸出的軸功率，將其轉(zhuǎn)換為驅(qū)動飛艇前飛的拉力/推力，二者相組合構(gòu)成了對流層飛艇動力系統(tǒng)的主要組成部分?？紤]到飛艇平臺的性能好壞在很大程度上取決于其所配備的動力系統(tǒng)性能優(yōu)劣，在滿足飛艇功率需求下所進行的發(fā)動機選型及性能計算、動力系統(tǒng)與飛艇平臺的性能匹配分析就顯得至關(guān)重要[4]。

1 動力系統(tǒng)功率配置

飛艇需用推進功率Pn取決于其設計飛行速度vd和對應此速度下的飛行阻力Fd[1]：

Pn=Fdvd

(1)

其中飛艇阻力Fd與當?shù)乜諝饷芏圈?、飛艇體積V、飛行速度vd及阻力系數(shù)Cd相關(guān)[1]：

(2)

由于飛艇體積巨大，飛行阻力較大，而且多采用軟式結(jié)構(gòu)，因此其設計飛行速度遠低于固定翼飛機。較低的飛行速度、巨大的艇體體積以及附加慣性，使飛艇較易受到飛行環(huán)境(風速、風向)的影響。因此，若僅按需用推進功率配置飛艇動力，往往會導致在飛艇加速飛行和姿態(tài)調(diào)整的過程中，不能提供令人滿意的加速度和響應，即沒有足夠的動力余量用于完成加速或機動飛行。這將在飛艇起飛加速和轉(zhuǎn)向調(diào)姿的過程中帶來嚴重的操控困難，極大影響飛艇的適航能力和任務執(zhí)行能力[5]。

通過查閱相關(guān)資料，搜集整理世界上主要飛艇型號的動力系統(tǒng)配置情況，歸納得到如圖1所示的飛艇設計飛行速度與功率比的統(tǒng)計對比信息，統(tǒng)計中涵蓋了從不足1000 m3至100000 m3以上的約50種不同體積量級的對流層飛艇。圖中所列出的功率比定義為飛艇實際配置功率與對應設計飛行速度下的需用推進功率之間的比值。其中，需用推進功率可按照式(1)、式(2)進行計算?？紤]到這里僅僅是對動力系統(tǒng)配置的一般慣例進行初步的探討，因此根據(jù)計算流體動力學(Computational Fluid Dynamics，CFD)計算結(jié)果，將各型飛艇所對應的阻力系數(shù)統(tǒng)一取為較為保守的0.04。

根據(jù)上述統(tǒng)計結(jié)果，對于設計飛行速度較高(大于30 m/s)的飛艇，一般按照需用推進功率的2至3倍配置裝艇功率；對于設計飛行速度較低(小于20 m/s)的飛艇，考慮到低速飛行時推進系統(tǒng)效率相對較低，在動力系統(tǒng)方案設計中需要預留較多的動力余量，一般按照需用推進功率的4至8倍配置功率；對于設計飛行速度介于20～30 m/s范圍內(nèi)的中速飛艇，一般按照需用推進功率的2至6倍配置功率。

2 動力系統(tǒng)選型實例

應用上述功率配置準則進行某小型飛艇的動力系統(tǒng)選型，相關(guān)過程如下：

某小型飛艇的體積為500 m3，巡航速度50 km/h，巡航高度2 km。巡航飛行狀態(tài)下，動力系統(tǒng)需在滿足飛艇平臺推進需求的同時還需驅(qū)動艇載發(fā)電機，為艇載設備和任務載荷提供電力，設計狀態(tài)下所對應的尖峰用電功耗為1.6 kW。

由式(2)計算得到，該飛艇巡航階段所對應的飛行阻力約為245 N(阻力系數(shù)0.04)。需用推進功率為3.4 kW。按照上述動力系統(tǒng)功率配置準則，考慮到該型飛艇設計飛行速度僅為50 km/h，動力系統(tǒng)的功率比按照中間值6進行配置。亦即，在2 km的巡航高度下，所需配置的用于推進的功率應為20.4 kW；按巡航階段系統(tǒng)用電功耗1.6 kW計算，考慮到三相交流永磁發(fā)電機的技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀，可將軸功率到電功率的轉(zhuǎn)換效率近似取為0.7，則艇載發(fā)電機由發(fā)動機曲軸上提取的軸功率為2.3 kW。綜合分析之后得出結(jié)論：對應2 km巡航高度，動力系統(tǒng)所需提供的功率應能同時覆蓋推進需求和用電需求，亦即應不小于22.7 kW。

對于沒有配備渦輪增壓器的活塞發(fā)動機，其輸出功率會隨飛行高度的增加而有所下降，并存在以下關(guān)系[6]：

(3)

式中，N為發(fā)動機輸出功率，單位kW，P為環(huán)境壓力，單位Pa，T為環(huán)境溫度，單位K，下標O和H分別對應地面工作狀態(tài)和海拔高度為H時的工作狀態(tài)。

代入數(shù)據(jù)計算得到，2 km處的發(fā)動機輸出功率僅為地面狀態(tài)下的0.781倍，則該型飛艇動力系統(tǒng)的實際配置功率應不小于29.1 kW。

鑒于以上分析，將該飛艇動力系統(tǒng)配置為2臺LimbachDL275E二沖程航空活塞發(fā)動機。單臺發(fā)動機最大功率約為16 kW，動力系統(tǒng)裝艇總功率32 kW。

在根據(jù)飛艇平臺功率需求完成發(fā)動機選型之后，根據(jù)飛艇艇載推進器“大槳徑、小槳距”的選型準則[7-9]，綜合考慮后將艇載推進器確定為34×12(英寸)的固定槳距兩葉拉力螺旋槳。

3 動力系統(tǒng)性能計算

3.1 螺旋槳特性

所選定的34英寸直徑、12英寸螺距的螺旋槳特性曲線如圖2所示，相關(guān)的螺旋槳性能參數(shù)根據(jù)本單位開發(fā)的基于葉素理論的仿真軟件計算得到。

圖2 螺旋槳特性曲線

螺旋槳拉力系數(shù)和功率系數(shù)的定義如下[10]：

(4)

(5)

式中，T為螺旋槳拉力，單位N，P為螺旋槳所吸收的功率，單位W，ns為螺旋槳每秒鐘所對應的轉(zhuǎn)數(shù)，D為螺旋槳直徑，單位m。

圖3 螺旋槳拉力-空速特性

圖4 螺旋槳扭矩-空速特性

圖3、圖4分別為對應2 km巡航高度下的螺旋槳拉力-空速特性和螺旋槳扭矩-空速特性。圖5為2 km巡航高度下，對應不同飛行速度的螺旋槳扭矩-轉(zhuǎn)速特性。圖中所列出的計算結(jié)果均對應為理想狀態(tài)下的螺旋槳輸出拉力值和需用扭矩值，其中未考慮任何裝機損失。

圖5 螺旋槳扭矩-轉(zhuǎn)速特性

根據(jù)上述計算，可以得出如下結(jié)論：

(1)螺旋槳拉力與其轉(zhuǎn)速成正比；在轉(zhuǎn)速相同的工作條件下，拉力隨飛艇飛行速度的增加而有所降低。

(2)螺旋槳旋轉(zhuǎn)阻力矩與其轉(zhuǎn)速成正比；在轉(zhuǎn)速相同的工作條件下，旋轉(zhuǎn)阻力矩隨飛艇飛行速度的增加而有所降低。

(3)對于給定的飛行速度和螺旋槳轉(zhuǎn)速，可以對應唯一的螺旋槳拉力和螺旋槳旋轉(zhuǎn)阻力矩。飛艇飛行速度較低時，隨轉(zhuǎn)速增加，螺旋槳旋轉(zhuǎn)阻力矩趨于一致；飛艇飛行速度較高時，螺旋槳旋轉(zhuǎn)阻力矩與轉(zhuǎn)速基本呈線性關(guān)系。相同轉(zhuǎn)速條件下，飛艇飛行速度越大，螺旋槳旋轉(zhuǎn)阻力矩越小。

3.2 發(fā)動機輸出特性

對于沒有采用渦輪增壓技術(shù)的活塞發(fā)動機，高空狀態(tài)下的發(fā)動機輸出功率可根據(jù)式(3)計算得到。相對應地，當?shù)馗叨葼顟B(tài)下的發(fā)動機輸出扭矩可根據(jù)計算得到的功率值代入式(6)計算得到。

(6)

式中，T為發(fā)動機輸出扭矩，單位為N·m，P為發(fā)動機當?shù)毓β?，單位為kW，n為轉(zhuǎn)速，單位rpm。

對應2 km巡航高度下，發(fā)動機輸出功率-轉(zhuǎn)速特性和輸出扭矩-轉(zhuǎn)速特性隨轉(zhuǎn)速的變化關(guān)系如圖6、圖7所示。圖中同時給出了地面狀態(tài)下所對應的發(fā)動機輸出特性，二者均對應進氣壓力最大(發(fā)動機節(jié)風門全開)的工作狀態(tài)。

圖6 發(fā)動機功率-轉(zhuǎn)速特性

圖7 發(fā)動機扭矩-轉(zhuǎn)速特性

4 動力系統(tǒng)與飛艇平臺性能匹配分析

4.1 性能匹配準則

圖8為對應2 km巡航高度下飛艇拉力-空速特性，包含飛艇平臺需用拉力(與飛行阻力相等)隨飛行速度的變化關(guān)系和單臺發(fā)動機所需提供的拉力隨飛行速度的變化關(guān)系。因飛艇平臺采用雙發(fā)拉進的動力系統(tǒng)配置方案，單臺發(fā)動機所需提供的拉力為飛艇在對應空速下需用拉力的1/2。

圖8 飛艇拉力-空速特性

將2 km巡航高度下的單發(fā)需用拉力曲線與對應該巡航高度下的螺旋槳拉力-空速曲線(圖3)進行比對，兩族曲線的交點即為飛艇需用拉力與動力系統(tǒng)輸出拉力相等的勻速飛行狀態(tài)點。在確定飛艇飛行速度之后，通過對兩族曲線的交點進行分析，可以得到螺旋槳為滿足飛艇推進需求所需具備的轉(zhuǎn)速，即為螺旋槳目標工作轉(zhuǎn)速。螺旋槳目標工作轉(zhuǎn)速與飛艇飛行速度一一對應。

根據(jù)2 km巡航高度下的螺旋槳扭矩-轉(zhuǎn)速曲線(圖5)，可以得到螺旋槳對應目標工作轉(zhuǎn)速下的旋轉(zhuǎn)阻力矩M1?？紤]到動力系統(tǒng)采用了螺旋槳直驅(qū)的結(jié)構(gòu)形式，螺旋槳轉(zhuǎn)速應與發(fā)動機轉(zhuǎn)速相等。根據(jù)2 km巡航高度下的發(fā)動機輸出扭矩曲線(圖7)，可以得到發(fā)動機在節(jié)風門全開的狀態(tài)下，以該目標工作轉(zhuǎn)速運轉(zhuǎn)時所能輸出的最大扭矩值M2。對兩個扭矩值進行比對，若M2>M1，即可判定動力系統(tǒng)滿足飛艇平臺以對應速度巡航飛行時的推進需求；(M2-M1)即為在滿足推進需求前提下的發(fā)動機剩余扭矩，將其值帶入式(6)，可反算得到對應該工況下，發(fā)動機可提供給艇載發(fā)電機的最大軸功率，若考慮發(fā)電效率之后仍可覆蓋艇上設備及任務載荷用電需求，即可判定動力系統(tǒng)與飛艇平臺匹配良好，動力系統(tǒng)可同時滿足飛艇平臺推進需求和設備用電需求。

4.2 性能匹配分析

根據(jù)上述匹配準則，在螺旋槳拉力-空速特性曲線(圖3)的基礎(chǔ)上引入單發(fā)需用拉力隨飛艇平臺飛行速度的變化曲線，得到螺旋槳與飛艇平臺之間的驅(qū)動力平衡曲線，如圖9所示。其中，螺旋槳拉力值在前述理論計算結(jié)果的基礎(chǔ)上考慮了15%的裝機損失。

圖9 驅(qū)動力平衡曲線

由圖9中可以看出，飛艇平臺以50 km/h的速度巡航飛行時，近似匹配于螺旋槳轉(zhuǎn)速4500 rpm的工作狀態(tài)。4500 rpm即為飛艇平臺以50 km/h的速度巡航飛行時所對應的螺旋槳目標工作轉(zhuǎn)速。

在螺旋槳扭矩-轉(zhuǎn)速曲線(圖5)的基礎(chǔ)上引入2 km巡航高度下的發(fā)動機輸出扭矩曲線，得到發(fā)動機與螺旋槳之間的驅(qū)動力矩平衡曲線，如圖10所示。

圖10 驅(qū)動力矩平衡曲線

由圖10中可以看出，對應于50 km/h的巡航速度，螺旋槳在4500 rpm目標轉(zhuǎn)速下的旋轉(zhuǎn)阻力矩約為7.5 N·m。根據(jù)飛艇平臺總體設計需求，巡航階段艇載設備及任務載荷用電功耗尖峰值為1.6 kW，考慮到軸功率到電功率的轉(zhuǎn)換效率0.7，則艇載發(fā)電機由發(fā)動機曲軸上提取的功率最大應為2.3 kW，所對應的發(fā)電機轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)阻力矩可根據(jù)式(6)進行計算。代入數(shù)據(jù)計算，可以得到艇載發(fā)電機轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)阻力矩最大值為4.9 N·m。綜合考慮之后可以得到：在同時滿足飛艇平臺推進需求和設備用電需求的條件下，發(fā)動機曲軸所需輸出的扭矩應為螺旋槳旋轉(zhuǎn)阻力矩和發(fā)電機轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)阻力矩之和，即為12.4 N·m。

因為發(fā)動機與螺旋槳之間的連接采用了直驅(qū)的結(jié)構(gòu)形式，螺旋槳目標轉(zhuǎn)速即為該工況下所對應的發(fā)動機工作轉(zhuǎn)速。根據(jù)發(fā)動機扭矩-轉(zhuǎn)速特性曲線(圖7)可以看出，發(fā)動機在以4500 rpm的目標工作轉(zhuǎn)速運轉(zhuǎn)時，所能輸出的最大扭矩值(對應節(jié)風門全開的狀態(tài))約為17.5 N·m，大于上文中所述12.4 N·m的目標值。亦即，發(fā)動機可同時覆蓋飛艇平臺動力推進需求和設備用電需求，即可判定動力系統(tǒng)與飛艇平臺匹配良好。在實際飛行過程中，通過對節(jié)風門開度進行調(diào)節(jié)，可以使得發(fā)動機在某個確定的節(jié)風門開度下，以4500 rpm目標轉(zhuǎn)速運行時所輸出的扭矩等于螺旋槳旋轉(zhuǎn)阻力矩與發(fā)電機轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)阻力矩之和，使得螺旋槳轉(zhuǎn)速保持恒定(即為目標轉(zhuǎn)速)。此時，螺旋槳拉力與飛艇阻力相等，艇載發(fā)電機輸出功率滿足用電需求，飛艇平臺進入準靜態(tài)勻速飛行狀態(tài)。

5 結(jié)語

(1)綜合考慮動力系統(tǒng)推進效率和余量儲備等因素，對于低速飛艇(設計飛行速度小于20 m/s)，應按需用推進功率的4至8倍配置動力推進功率；對于高速飛艇(設計飛行速度大于30 m/s)，應按需用推進功率的2至3倍配置動力推進功率；對于設計飛行速度介于20～30 m/s范圍內(nèi)的中速飛艇，應按照需用推進功率的2至6倍配置動力推進功率。對于飛艇平臺從動力系統(tǒng)中取用的發(fā)電能耗或充氣所用能耗，應在動力推進功率之外予以考慮。

(2)飛艇作為低速飛行器的典型代表，其動力系統(tǒng)由發(fā)動機、螺旋槳及其他附屬設備組成。本文以某飛艇的方案設計為例，對動力系統(tǒng)功率配置及發(fā)動機的初步選型方法進行了簡要介紹。

(3)動力系統(tǒng)與飛艇平臺的性能匹配是飛艇設計中的關(guān)鍵內(nèi)容。本文所介紹的方法將動力系統(tǒng)與飛艇平臺的性能匹配解耦處理為螺旋槳與飛艇平臺的驅(qū)動力平衡和發(fā)動機與螺旋槳的驅(qū)動力矩平衡，二者統(tǒng)一于需用螺旋槳轉(zhuǎn)速這一重要參數(shù)。在通過計算分別得到對應目標飛行高度及飛行速度下的飛艇阻力特性、發(fā)動機輸出特性和螺旋槳性能之后，可將螺旋槳拉力與飛艇阻力平衡和螺旋槳需用扭矩與發(fā)動機輸出扭矩平衡作為動力系統(tǒng)與飛艇平臺性能匹配與否的判據(jù)。上述方法為動力系統(tǒng)與飛艇平臺的匹配分析乃至飛艇平臺的飛行性能預測提供了解決方案和有效手段。