軍用渦槳類飛機續航性能計算方法研究

摘 要：該文基于續航性能計算原理，考慮影響渦槳類飛機續航性能的各種因素，尤其是螺旋槳滑流對飛機升阻特性的影響，經過科學的數值分析，提出了一種較準確的計算續航性能的方法，通過和試飛值比較，由此方法得出的結果是準確可信的。

關鍵詞：續航性能 航程 航時 拉力 耗油率

中圖分類號：V271 文獻標識碼：A 文章編號：1674-098X（2014）05（c）-0068-01

續航性能是指飛機持續航行的能力，主要包括航程和航時。續航性能是飛機一項非常重要的性能，他體現了飛機持續完成作戰任務的能力。現代戰爭中，航程遠的戰斗機、轟炸機可以超遠程攻擊，造成攻擊的突然性。對運輸機來說，航程遠可以實現大規模武器裝備以及人員的遠距離投送，實現快速戰術機動。對特種飛機來說，航時長可以實現長時間滯空執行偵察、巡邏、警戒任務。

因而在飛機設計中，如何根據已知重量、氣動參數、動力數據得到較準確的續航性能為前期設計提供參考顯得尤為重要。以往的計算方法中，多是根據續航性能一般原理得出，針對渦槳類飛機很少，用此方法得出的續航性能和實際試飛值有較大差異。渦槳類飛機動力裝置由發動機和螺旋槳組成，在空中飛行時，氣流通過螺旋槳的影響加速流向尾部，在計算時需要重點考慮。

1 續航性能計算原理

典型飛行剖面由起飛爬升至巡航高度，按給定狀態巡航，再下降到著陸航線高度進行著陸等部分組成。為增加總航程和航時，飛機一般應以有利速度爬升到巡航高度，以巡航速度進行巡航，然后以有利下降速度下降至起落航線高度。具體計算分爬升、巡航和下降三個階段。其中，巡航段的航程、航時占總航程、航時的主要部分。

巡航飛行是一種飛行速度幾乎不變的定常飛行，長距離巡航飛行時所消耗的燃油質量不能在作為小量而忽略不計。在實際計算中，通常將積分問題通過數值分析的方法求出它的數值解，即將巡航段分為若干小段，在每個小段內近似認為重量不變，求出飛行時升力、阻力和動力裝置拉力、耗油率等參數，利用燃油量和耗油率求出在這一小段內的航程航時，然后將各個小段的航程航時加起來即為整個巡航段的航程航時。

對于渦槳類飛機，動力裝置由發動機和螺旋槳組成，發動機推力通過螺旋槳轉化為拉力，在確定動力裝置組合特性時要考慮安裝損失，引氣損失和提取功率損失，大速度時還需要考慮壓縮性損失。螺旋槳旋轉時滑流對于機翼的滑流吹洗所產生的有益效應是裝有渦輪螺旋槳發動機飛機的優越點。機翼受滑流吹洗部分氣流流動速度與來流速度不同，氣動力系數是以來流速度計算速壓的，因此動力裝置工作時在機翼攻角不變的情況下機翼的升力和阻力比無滑流的機翼要大。對渦槳類飛機來說，滑流對飛機升阻特性方面的影響較大，在性能計算中，需要計及不同襟翼角度、不同迎角下，不同滑流強度對升力系數和阻力系數的影響量。通過風洞試驗得到全機升阻特性隨襟翼、迎角和滑流強度變化的規律。

2 續航性能計算方法

2.1 確定飛機動力裝置組合特性

通過發動機的高度-速度特性確定不同高度、速度及溫度組合條件下的發動機拉力和耗油率特性數據，考慮螺旋槳效率和發動機安裝修正系數，確定發動機的可用拉力譜P可用=nP（h，v，T，A）η和對應耗油率譜qNh=nq（h，v，T）。

2.2 確定螺旋槳滑流對飛機氣動特性的影響

螺旋槳滑流是渦槳類飛機不同于其它飛機的特點，滑流對全機升阻特定影響較大。通過風洞試驗確定出不同襟翼角度、不同迎角，不同滑流強度對升力系數和阻力系數的影響量ΔCL=f（B，α，δf）、ΔCD= f（B，α，δf）。下圖1為某型機某一襟翼角度下滑流對阻力系數的影響。

2.3 確定各階段的重量參數

續航性能和飛行重量、可用油量有著直接的關系。可用油量多、飛行重量小，則續航性能好；可用油量小，飛行重量大，則續航性能差。不同的任務要求，飛機將采取不同的任務剖面飛行，任務剖面每個階段飛行重量和消耗的燃油量不盡相同，m巡航可用=m巡航開始-m巡航結束。對遠距離偵察、巡邏任務等，巡航開始階段重量需要考慮起飛滑跑用油、爬升段用油、出航段用油，巡航結束段需要考慮回航段用油、下降段用油等、建立起落航線用油、備份油等。對運輸任務，巡航開始重量需要考慮起飛滑跑用油、爬升段用油、巡航結束重量需要考慮載貨量、下降段用油、建立起落航線用油、備份油等。每一種作戰任務，都需要根據具體的作戰剖面確定出空中巡航段的飛行重量和可用油量。

2.4 確定巡航飛行時的需用拉力

巡航飛行中，雖然速度、高度等參數不變，但是長時間巡航飛行時，隨著燃油消耗，飛行重量不斷減小，保持平飛所需的升力也不斷減小，阻力也相應減小。根據飛行高度、速度、重量、氣動特性參數，可以得到指定巡航高度、速度下的升力L=f（h，V，CL，G），阻力D=f（h，V，CD，G），飛機穩定平飛時平飛時需用拉力P需要=D=f（h，V，CD，G）。

2.5 確定巡航飛行動力裝置組合特性和航程、航時

飛機在巡航飛行時，為保持穩定平飛，P需用=P可用，根據需用拉力，利用插值法在可用拉力譜中選擇合適的拉力P=nP（h，v，T，G），耗油率q=nq（h，v，T，G），根據可用油量和耗油率可以得出航程、航時，航程最大的速度對應遠航速度，航程最大的速度對應久航速度。

3 結語

通過對續航性能計算模型進行分析，采用數值分析的方法，利用計算程序得到了續航性能結果，通過試飛驗證，通過此方法得出的續航性能較為準確。

參考文獻

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