溫占永，羅洋

(中國航天空氣動力技術(shù)研究院 航天彩虹無人機股份有限公司， 北京 100074)

0 引 言

中空長航時無人機一般是指飛行高度為3～9 km、飛行時間為20～40 h的無人機，具有質(zhì)量輕、價格便宜、耗油率低、推進效率高等特點，可用于執(zhí)行偵察監(jiān)視、對地打擊、戰(zhàn)場毀傷評估、電子戰(zhàn)等軍事任務(wù)或者自然災(zāi)害狀況觀測、通訊中繼、氣象研究、高空大氣科學(xué)等民用任務(wù)[1-4]。近年來隨著導(dǎo)航、飛行控制、數(shù)據(jù)鏈等技術(shù)的發(fā)展成熟，中空長航時無人機成為各國武器裝備研發(fā)的熱點，代表性的機型有美國的“捕食者”(MQ-1)、以色列的“蒼鷺” (Heron)以及中國的“彩虹-4”(CH-4)、“彩虹-5”(CH-5)、“翼龍-1” 等。中空長航時無人機一般飛行速度在300 km/h以內(nèi)，在該速度范圍內(nèi)選用活塞式發(fā)動機與螺旋槳組合作為動力裝置最為經(jīng)濟[5-6]。隨著飛行高度的升高，非增壓活塞發(fā)動機的功率嚴重衰減，因而中空長航時無人機一般選用渦輪增壓活塞式發(fā)動機[7-8]。可變槳距、木質(zhì)或復(fù)合材料恒速螺旋槳在寬廣的飛行速度范圍內(nèi)可保持較高的螺旋槳效率，被廣泛應(yīng)用于中空長航時無人機上[9-10]。

中空長航時無人機航時、航程等飛行性能的好壞不僅受發(fā)動機本身經(jīng)濟性能的影響，還取決于恒速螺旋槳與發(fā)動機匹配性能的優(yōu)劣。最理想的情況是，在無人機飛行高度-速度包線內(nèi)，發(fā)動機工作在經(jīng)濟區(qū)間且所選擇的螺旋槳在各發(fā)動機經(jīng)濟工況點的效率均最高。唐梓杰等[11]對某航空二沖程活塞發(fā)動機與定距螺旋槳開展了匹配研究，提出為小型二沖程活塞發(fā)動機選配最佳定距螺旋槳的方法；林漫群等[12]對低空輕型無人機推進系統(tǒng)螺旋槳與發(fā)動機開展了匹配試驗研究，考慮了風速對驅(qū)動力和耗油量的影響，但沒考慮飛行高度的影響，該方法較適用于小型發(fā)動機與定距螺旋槳的優(yōu)化匹配。

針對中空長航時無人機用大型恒速螺旋槳與活塞式發(fā)動機的匹配研究相對匱乏的問題，本文結(jié)合發(fā)動機速度特性曲線、耗油率特性曲線、高空特性曲線及螺旋槳推進特性曲線，提出為已選定活塞式發(fā)動機匹配恒速螺旋槳的方法，以期為中空長航時無人機用恒速螺旋槳的選配提供參考。

1 理論分析

1.1 螺旋槳基本公式

螺旋槳的基本特性公式[13]如下：

前進比：

(1)

功率系數(shù)：

(2)

拉力系數(shù)：

(3)

飛行時的推力：

(4)

靜止時的推力(凈態(tài)推力)：

(5)

式中：V為飛行速度，m/s；n為螺旋槳轉(zhuǎn)速，r/s；D為螺旋槳直徑，m；Pe為發(fā)動機輸出功率，W；ρ為空氣密度，kg/m3；η為螺旋槳效率。

一般情況下，螺旋槳廠商提供基于螺旋槳前進比、功率系數(shù)的螺旋槳效率矩陣。根據(jù)式(1)和式(2)可計算出前進比和功率系數(shù)，再對廠商提供的螺旋槳效率矩陣插值計算可得出螺旋槳效率，進而可計算出飛行時螺旋槳的推力。通過式(1)～式(5)可知，飛行速度、螺旋槳直徑、發(fā)動機功率、發(fā)動機轉(zhuǎn)速、大氣密度對前進比或功率系數(shù)有影響，進而對螺旋槳效率有影響。因此，螺旋槳與發(fā)動機的匹配分析應(yīng)綜合考慮上述因素。

1.2 匹配特性評價

中空長航時無人機飛行剖面一般分為起飛、爬升、巡航、下滑及著陸等飛行階段。中空長航時無人機對航時、航程要求較高，因此恒速螺旋槳與活塞式發(fā)動機匹配的優(yōu)劣在于是否在無人機飛行高度-速度包線內(nèi)具有較低的單位推力燃油消耗率及較高的推力輸出。單位推力燃油消耗率綜合反映了活塞式發(fā)動機與螺旋槳組合作為動力裝置的經(jīng)濟性能，如式(6)～式(8)所示。

(6)

Wf=bePe

(7)

(8)

式中：Wf為燃油消耗率，g/h；F為螺旋槳(或組合動力裝置)推力，kgf；sfc為單位推力燃油消耗率，g/(kgf·h)；be為發(fā)動機單位功率燃油消耗率，g/(W·h)。

通過公式(8)可見，在單位功率燃油消耗率和飛行速度不變時，螺旋槳效率η和單位推力燃油消耗率sfc在表征組合動力裝置的經(jīng)濟性方面是等效的。在相同高度、發(fā)動機工況下，發(fā)動機功率及單位功率耗油率基本一致，因而在相同高度、發(fā)動機工況下螺旋槳的效率越高則單位推力耗油率越低，動力裝置經(jīng)濟性越好。通過公式(4)可見，在發(fā)動機功率及飛行速度不變時，螺旋槳的效率越高則推力越大。本文在相同飛行高度、發(fā)動機工況及相同飛行速度下對比分析不同螺旋槳與已選定發(fā)動機的匹配特性，故可采用螺旋槳效率作為綜合評價不同螺旋槳與已選定發(fā)動機匹配優(yōu)劣的指標。

2 發(fā)動機與螺旋槳

2.1 發(fā)動機

2.1.1 發(fā)動機速度特性及耗油率特性

根據(jù)某型無人機設(shè)計起飛重量、升阻比及巡航速度等參數(shù)及其他發(fā)動機選型要求，選擇某航空渦輪增壓活塞式發(fā)動機提供動力，該發(fā)動機海平面標準大氣環(huán)境下的速度特性、耗油率特性曲線如圖1所示，圖中橫坐標為發(fā)動機轉(zhuǎn)速，縱坐標為發(fā)動機功率；右側(cè)所示12.5%～115%各數(shù)值為發(fā)動機油門位置，其中115%油門位置對應(yīng)的功率-速度特性曲線稱為全負荷速度特性曲線，也稱外特性曲線，其他油門位置對應(yīng)的速度特性曲線為部分速度特性曲線；虛線為等單位功率燃油消耗率曲線。

圖1 某發(fā)動機速度特性及耗油率特性曲線

從圖1可以看出：為使發(fā)動機單位功率燃油消耗率較低，可將較小油門位置匹配較低的發(fā)動機轉(zhuǎn)速、較高油門位置匹配較高的發(fā)動機轉(zhuǎn)速，據(jù)此初步選出發(fā)動機經(jīng)濟工況點，如表1所示。

表1 發(fā)動機經(jīng)濟工況點

2.1.2 發(fā)動機高空特性

隨著飛行高度的上升，空氣壓力和密度下降，發(fā)動機功率出現(xiàn)一定的衰減，如圖2所示，可以看出：在較大油門位置，由于渦輪增壓的作用，發(fā)動機功率衰減較慢；當飛行高度超過渦輪增壓作用臨界高度后(H=5 km)，發(fā)動機功率急劇下降[14]。

圖2 發(fā)動機高度特性曲線

2.2 螺旋槳

根據(jù)發(fā)動機布置前后位置、螺旋槳直徑限值條件、槳距控制形式及其他螺旋槳選型要求，需要在3條螺旋槳中選擇最適合已選定發(fā)動機的螺旋槳。這3條螺旋槳均為可變距、三葉、木質(zhì)恒速螺旋槳，其規(guī)格如表2所示，對應(yīng)的螺旋槳效率如圖3所示。

表2 3條螺旋槳規(guī)格

(a) 螺旋槳1

3 理論計算與試驗結(jié)果對比

在某大型風洞內(nèi)搭建全尺寸發(fā)動機-螺旋槳地面試驗臺。在試驗臺上可實測得發(fā)動機轉(zhuǎn)速、扭矩、推力等參數(shù)，進而可計算出實際發(fā)動機功率、螺旋槳效率等參數(shù)。分別換裝螺旋槳1和螺旋槳2，實測來流速度為50 m/s條件下各發(fā)動機工況點對應(yīng)的螺旋槳效率和推力，與理論計算值的對比如圖4所示，可以看出：在各個工況點實測推力與理論計算值變化趨勢一致，實測螺旋槳效率和理論計算值變化趨勢基本一致，但實測螺旋槳效率、推力均小于理論計算值，實測推力、螺旋槳效率值約為理論計算值的90%，實測值較理論值低是因為受到機身遮擋、風洞洞壁效應(yīng)的影響。

(a) 螺旋槳1

由于發(fā)動機油門-轉(zhuǎn)速-飛行速度組合數(shù)量很多，采用試驗的方式開展活塞式發(fā)動機與恒速螺旋槳匹配研究不僅耗資巨大而且耗時很長，理論計算值與實測值變化趨勢一致表明可以采用理論計算的方法開展活塞式發(fā)動機與恒速螺旋槳匹配研究。

現(xiàn)代螺旋槳的規(guī)格已經(jīng)標準化、系列化，通過理論計算值進行比較分析可得到滿意的匹配結(jié)果，在初期螺旋槳選擇過程中，可采用理論計算值進行比較各螺旋槳與發(fā)動機匹配的優(yōu)劣[15]。

4 各飛行階段螺旋槳效率對比分析

4.1 起飛著陸階段

3條螺旋槳在7個工況點的螺旋槳效率、推力如圖5～圖6所示。

(a) H=0 km,V=30 m/s

(a) H=0 km,V=30 m/s

在某無人機起飛階段，發(fā)動機油門位置設(shè)置在115%、發(fā)動機轉(zhuǎn)速設(shè)為5 800 rpm，即工況點7。在著陸階段發(fā)動機油門一般設(shè)置在25%以下，即工況點1或2。根據(jù)無人機總體氣動布局形式，該無人機起飛離地速度、著陸滑跑速度一般在40 m/s以下，可知無論在起飛階段還是著陸階段，采用螺旋槳2與已選定發(fā)動機匹配時螺旋槳效率最高、推力最大。

4.2 爬升階段

某無人機在爬升過程中一般以最大連續(xù)工作狀態(tài)(工況點6)爬升至約7 km，爬升速度范圍為30～40 m/s。在30、40 m/s典型飛行速度下，0～7 km飛行高度范圍內(nèi)，對比分析3條螺旋槳在發(fā)動機工況點6工作時的效率，如圖7所示，可以看出：螺旋槳1在低、高空條件下效率均很低，螺旋槳2低空爬升時螺旋槳效率最高，在高空爬升時性能最佳略低于螺旋槳3。

(a) 工況點6,V=30 m/s

4.3 巡航階段

根據(jù)某無人機巡航飛行性能參數(shù)，在發(fā)動機工況點3(40%油門，4 500 rpm)、3～5 km飛行高度、40～50 m/s巡航飛行速度范圍內(nèi)，對比分析3種螺旋槳的效率，如圖8所示。

(a) 工況點3,H=3 km

從圖8可以看出：螺旋槳2匹配已選定發(fā)動機在巡航飛行高度-速度范圍內(nèi)均具有最高的螺旋槳效率，最適用于已選定發(fā)動機；螺旋槳1在低空較高速度下效率較高，螺旋槳3在較高飛行高度下效率較高，這和在爬升過程中分析得到結(jié)果是一致的。

4.4 下滑階段

某無人機下滑過程對推力需求較低，下滑速度范圍為30～40 m/s。在下滑階段可將發(fā)動機設(shè)置在25%油門位置，對應(yīng)發(fā)動機轉(zhuǎn)速3 500 rpm(工況點2)。在30、40 m/s典型飛行速度下，0～7 km飛行高度范圍內(nèi)，對比分析3條螺旋槳在發(fā)動機工況點2工作時的效率，如圖9所示，可以看出：在整個下滑過程中螺旋槳2和已選定發(fā)動機最為匹配。

(a) 工況點2,V=30 m/s

綜合考慮，在各發(fā)動機經(jīng)濟工況點選配3條恒速螺旋槳，在某無人機起飛、爬升、巡航、下滑、著陸階段對螺旋槳效率進行對比分析，可以看出螺旋槳2是與已選定發(fā)動機匹配最佳的螺旋槳。

5 結(jié) 論

(1) 在飛行高度、速度及發(fā)動機工況點一定的情況下，螺旋槳效率能綜合反映動力裝置的經(jīng)濟性能和動力性能，可作為評價恒速螺旋槳與已選定發(fā)動機匹配優(yōu)劣的指標。

(2) 中空長航時無人機恒速螺旋槳與發(fā)動機匹配的關(guān)鍵在于恒速螺旋槳在發(fā)動機經(jīng)濟工況點應(yīng)具有較高的效率。根據(jù)發(fā)動機速度特性及耗油率特性曲線選出發(fā)動機經(jīng)濟工況點，在起飛、爬升、巡航、下滑及著陸等飛行階段對比分析各螺旋槳在發(fā)動機經(jīng)濟工況點的效率。

(3) 本文方法考慮了飛行高度、速度等因素對發(fā)動機功率、螺旋槳效率的影響，可用于中空長航時無人機用恒速螺旋槳選配，為已選定活塞式發(fā)動機匹配最佳的恒速螺旋槳。