雷乾乾 李強

摘要：為提高無人機推進系統的驅動能力和效率，實現螺旋槳與發(fā)動機整體系統優(yōu)化，采用試驗方法測量不同風速、不同油門、不同轉速下螺旋槳推力、驅動功率等以研究槳發(fā)匹配規(guī)律。研究表明，風速對螺旋槳轉速拓展影響顯著;高油門狀態(tài)匹配高轉速2500rpm，中油門狀態(tài)匹配中轉速2200rpm可一定程度提高推力;滑油溫度高于65℃，風速接近40m/s，可大幅提高風車啟動的成功幾率。上述結論對后續(xù)該動力裝置的裝機應用具有指導意義。

Abstract： In order to improve the driving ability and efficiency of UAV propulsion system and optimize the overall system of propeller and engine， the propeller thrust and driving power under different wind speeds， throttles and speeds were measured by the test method to study the matching law of propeller.The results show that the influence of wind speed on propeller speed expansion is significant.The high throttle state matches the high speed 2500rpm， and the middle throttle state matches the middle speed 2200rpm， which can improve thrust to a certain extent.Oil temperature higher than 65℃， wind speed close to 40m/s， can greatly improve the success of the windmill start-up probability.The above conclusions are of guiding significance to the subsequent installation and application of the power device.

關鍵詞：無人機;發(fā)動機;螺旋槳;風速;匹配

Key words： UAV;engine;propeller;wind speed;matching

中圖分類號：V263.5? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?文獻標識碼：A? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? 文章編號：1674-957X（2021）18-0026-04

0? 引言

隨著無人機應用場景的逐漸廣泛，對其發(fā)動機性能的要求也越來越高。航空用活塞式發(fā)動機，具有價格低、結構簡單、燃油經濟性好、使用維護方便等特性。因此以航空活塞發(fā)動機匹配螺旋槳作為推進系統普遍應用于中低速無人機[1-3]。然而無人機飛行速度對推進系統可產生的推力、有效驅動功率及螺旋槳自身功率消耗等影響顯著，因此在模擬飛行的流場環(huán)境中進行螺旋槳特性試驗和匹配尤為必要[4]。

基于風洞試驗，以螺旋槳和發(fā)動機作為研究對象尋求二者之間的合理匹配，對提高無人機整體性能和優(yōu)化設計具有重要意義。

1? 研究對象及主要內容

1.1 研究對象

本文以某型航空四沖程活塞發(fā)動機為研究對象，其主要參數如表1所示。

該型發(fā)動機為水平對置、直驅式、空氣冷卻、六缸活塞發(fā)動機。該發(fā)動機配備兩個并聯渦輪增壓器，臨界增壓高度為6000m。并且具備混合比調節(jié)功能，通過改變貧富油燃燒達到降低油耗的目的。

1.2 研究方法及主要內容

本文基于地面臺架試驗及風洞試驗對槳發(fā)匹配進行研究。發(fā)動機實驗臺架在風洞內安裝，發(fā)動機支架前端安裝有用以測量推力和扭矩的兩分量測力天平。所用風洞流場性能良好，紊流度低于0.13%，風洞最高風速為100m/s。

通過試驗測得的槳發(fā)匹配性能匹配數據，即不同來流速度、不同發(fā)動機油門、不同螺旋槳轉速下螺旋槳產生的實際推力和扭矩，探究了風速對螺旋槳恒速、各油門狀態(tài)下的推力以及風車啟動的影響規(guī)律。最終得出槳發(fā)匹配關系以及風車啟動策略，對后續(xù)該型發(fā)動機的裝機應用提供有效的理論支撐。

2? 發(fā)動機功率及靜推力測試

本節(jié)在地面臺架試驗中，分別對發(fā)動機功率及靜推力進行測試，并將實測數據分別與理論數據進行比對。擬校驗實驗臺架測量精度，證明實驗數據的可信性。

2.1 發(fā)動機功率測試

在地面臺架試驗中，由二分量天平可實時測得發(fā)動機扭矩及螺旋槳推力。依據以下公式

可計算得出發(fā)動機功率。將實驗數據與理論功率進行比對，從而檢驗發(fā)動機工作是否正常，并校驗實驗臺架的測量精度。分別選取起飛油門和最大轉速（2500rpm）下的輸出功率、中高油門和巡航轉速（2400rpm）下的輸出功率、中高油門和巡航轉速（2200rpm）下的輸出功率與理論功率進行比對，結果如圖1-圖3所示。

由圖可知，0海拔狀態(tài)下，額定功率仍為224kW，實測功率與理論功率一致性較好。此外各油門狀態(tài)下實測功率與理論功率誤差均在5%以內，證明發(fā)動機工作狀態(tài)良好，且實驗臺架測量精度較高，實測數據可信。

2.2 靜推力測試

運用下面的螺旋槳性能計算公式：

功率系數：，拉力系數：，前進比：

并結合圖4螺旋槳靜推力計算曲線可以得到推力的理論值。

在地面試車臺上進行了無風條件下的靜推力測試，選速桿設置到最大轉速2500rpm位置，混合比桿位于全富油狀態(tài)，油門桿位置從慢車變化到最大功率。將上述各油門狀態(tài)下的實測推力與理論計算推力進行對比，結果如圖5所示。

由圖5實測推力與理論推力對比曲線可知，各油門狀態(tài)下實測推力與理論推力一致性較好，誤差均在5%以內。此外，實測最大靜推力可達623kgf，與理論值612.5kgf基本相當，天平測量系統的誤差在2%左右，此精度滿足設計要求。

3? 風速影響試驗

本節(jié)在風洞試驗中，研究不同風速對螺旋槳恒速、匹配推力及風車啟動的影響，對槳發(fā)匹配策略提供理論依據。

3.1 風速對螺旋槳恒速的影響

將螺旋槳調速器最大轉速限位（1）和最小轉速限位（2）分別標定為100%和0%，最大最小限位中間部分對應0到100%。

風洞試驗中以100%選速、50%混合比為前提條件，測量不同風速（0m/s、40m/s、50m/s、60m/s）對各油門狀態(tài)下的螺旋槳轉速，結果如圖6所示。

通過之前的地面無風選速桿標定和風洞吹風測試，發(fā)現固定油門桿和選速桿位置（最大2500rpm），風速的增大會帶來最小穩(wěn)定轉速的提升，導致恒速范圍的擴展。

3.2 不同風速條件下各油門狀態(tài)匹配推力

3.2.1 不同風速下中高油門狀態(tài)匹配推力

本節(jié)在風洞試驗中，測試了中高油門狀態(tài)，不同風速下（30m/s、40m/s、50m/s、60m/s）及不同轉速下的匹配推力，結果如圖7所示。

由圖7可以得出以下結論：

①大油門區(qū)間，即油門>70%時，同一發(fā)動機油門條件下，隨著螺旋槳轉速降低，推力呈明顯下降趨勢，因此大油門狀態(tài)推薦匹配螺旋槳2500rpm高轉速;②中小油門狀態(tài)，即45%<油門<70%，同一發(fā)動機油門條件下，隨著螺旋槳轉速的逐漸降低，推力呈逐漸升高后緩慢下降的趨勢，在2200rpm時推力達到峰值;③同一發(fā)動機油門條件下，螺旋槳轉速越低，單位時間內做功次數降低，噴油量減少，耗油率更低，利于經濟巡航。

3.2.2 不同風速下小油門狀態(tài)匹配推力

本節(jié)在風洞試驗中，測試了不同風速條件（無風和風速20m/s、30m/s、40m/s）下，20%油門及以下對應的小推力數據，以期對飛機下滑階段槳發(fā)匹配提供理論指導。測試結果如圖8所示。

由圖8可知，在同樣的油門位置，隨著風速的增加，推力呈現下降趨勢。在慢車狀態(tài)時，高風速下甚至產生負推力。

3.3 風速對風車啟動的影響

本節(jié)在風洞試驗中，人為關停磁電機點火造成發(fā)動機熄火故障，以期測試風車轉速及風車啟動情況。

發(fā)動機熄火后，將油門置于20%，選速置于100%，重新打開磁電機，測試不同來流風速下的風車啟動情況，結果如表2所示。

由表2可知，當風速為30m/s，風車轉速受滑油溫度影響明顯，滑油溫度低于65℃，風車轉速會明顯降低至完全停轉，無法順利啟動。當滑油溫度80℃左右時，存在成功啟動的可能性。當風速大于40m/s，則即使發(fā)動機處于滑油溫度40℃的冷車狀態(tài)，也能保持風車轉速850rpm左右，重新打開磁電機點火開關即能風車啟動。

4? 結論

通過上述分析與比較，可以得出以下結論：

①風速的增大會帶來螺旋槳最小穩(wěn)定轉速的提升，導致恒速范圍的擴展，提供更大推力;

②大油門區(qū)間，即油門>70%時，螺旋槳轉速選定為2500rpm;中油門區(qū)間，即45%<油門<70%，螺旋槳轉速選定為2200rpm，依照此槳發(fā)匹配策略可獲得更大推力;

③小油門區(qū)間，即油門在20%附近，推力隨著風速的增加逐漸降低，風速足夠大時甚至產生負推力;

④空中滑油溫度需盡量保持在65℃以上，飛行速度盡量大于40m/s，空中發(fā)動機意外熄火時，依此策略可成功風車啟動。

參考文獻：

[1]張軼.螺旋槳式小型無人機可用功率計算研究[J].科學技術與工程，2011，11（8）：1876-1880.

[2]張艷華，孫穎，孫智孝.活塞發(fā)動機與無人機性能匹配分析[J].飛機設計，2007，27（4）：10-12.

[3]林漫群，王國文，張士志，等.無人機推進系統螺旋槳與發(fā)動機匹配實驗研究[J].航天制造技術，2016（3）：1-4.

[4]王培基.一種無人機螺旋槳的設計與實驗研究[D].哈爾濱：哈爾濱工業(yè)大學，2017.