輕型通用飛機發動機功率估算方法

趙婷，秦超，孟維宇

(中航沈飛民用飛機有限責任公司 工程研發中心，沈陽　110000)

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輕型通用飛機發動機功率估算方法

趙婷，秦超，孟維宇

(中航沈飛民用飛機有限責任公司 工程研發中心，沈陽110000)

摘要：在輕型通用飛機總體設計階段的參數設計中，快速準確地預估發動機總功率數值是其重要的一步。選定發動機型號，根據設計目標與適航要求等約束條件，統計大量輕型通用飛機的相應總體參數數據與發動機信息，研究得出經驗公式及參數之間的函數關系，計算發動機總功率的對應取值區間。結果表明：在同時滿足設計目標與適航要求的約束條件下，可獲得發動機總功率數值的取值交集，對更加快速準確地選出合適的發動機具有重要的指導作用。

關鍵詞：通用飛機；發動機；功率載荷；巡航速度；起飛距離

0引言

飛機設計在很大程度上需依賴于已有的設計經驗，各飛機設計研究單位通常都有通過對大量統計數據分析得來的一系列關于總體參數和性能參數的經驗公式[1-4]。但都只限于總體設計參數與發動機信息間的定性分析，缺乏具體的定量計算，很難為總體設計過程中發動機的選型做出準確的指導。

本文以單發活塞螺旋槳輕型通用飛機(以下簡稱輕型飛機)的發動機選擇為例，對20種輕型飛機的部分總體參數和性能參數作統計分析。力求以最直接的方式做出對所需發動機功率值的估算，在總體設計中完成發動機的選型，為后續概念設計打下良好的基礎。

1估算方法概述

飛機總體設計是反復迭代逐漸逼近的過程，滿足設計要求，可以有多種可行的方案，確定總體設計參數和進行分析，也有不同的工作量和精度的方法[5]。已知目標飛機最大起飛重量、巡航速度、機翼面積和起飛距離，從以下三個方面進行考慮：

(1) 根據經驗公式初步估算發動機總功率的取值區間，經驗公式如下：

(1)

式中：W為飛機最大起飛重量，單位lb；P為發動機總功率，單位hp；W/P為功率載荷，是飛機最大起飛重量與發動機總功率的比值，單位lb/hp。

(2) 利用巡航速度與回歸系數的擬合曲線，取得發動機總功率的取值區間，所使用的公式[6]如下：

(2)

式中：S為機翼面積，單位ft2；W/S為機翼載荷，飛機最大起飛重量與機翼面積的比值，單位lb/ft2；σ為大氣相對密度；K為回歸系數；Vcru為巡航速度，單位mph。

(3) 根據CCAR23對起飛距離的要求，使用統計數據的回歸擬合式(式(3))，計算目標飛機TOP值。

LTO=8.134TOP+0.014 9TOP2

(3)

(4)

式中：LTO為飛機起飛距離，單位ft；TOP單位lb2/(ft2·hp)；CLMAXTO為起飛最大升力系數。

最終，按照上述三個方面的估算，得出三個發動機總功率區間的交集作為目標飛機發動機總功率的基本選擇區間，平均值可作為輔助值參考。

2估算方法的處理過程

2.1功率載荷分布

功率載荷反映了飛機最大起飛重量與發動機總功率之間的關系，不同的輕型飛機，其功率載荷的取值略有不同。對20種最大起飛重量為1 500～5 000lb(約680～2 267kg)的輕型飛機進行最大起飛重量與發動機總功率的統計，其功率載荷的計算結果如表1所示。

表1　20種輕型飛機的功率載荷

從表1可以得出：各類輕型飛機功率載荷均為9.44～15.31 lb/hp ，功率載荷平均值為12.91 lb/hp。以最大起飛重量為橫軸、功率載荷為縱軸建立坐標系，得出各輕型飛機功率載荷和最大起飛重量對應關系，如圖1所示。將圖1中的功率載荷按照區間繪制成分布圖，如圖2所示。

圖1　功率載荷與最大起飛重量關系

圖2　功率載荷分布

從圖1可以看出：功率載荷并未隨著飛機最大起飛重量的增加而呈現明顯的線性變化。從圖2可以看出：無論飛機最大起飛重量如何變動，功率載荷集中分布為11.00～15.00 lb/hp。結合目標飛機的最大起飛重量，即可得目標飛機發動機總功率取值區間。

2.2巡航速度約束條件

整理巡航速度與發動機總功率的關系公式(式(2))，可得

P=(σ1/3KVcru)3S

(5)

當σ1/3K確定時，則發動機總功率值與機翼面積和巡航速度有關。按照式(5)對上述20種輕型飛機進行σ1/3K計算，結果如表2所示。以σ1/3K值為縱軸、巡航速度Vcru為橫軸建立坐標系，如圖3所示。

表2　20種輕型飛機σ1/3K值

圖3　σ1/3K與Vcru的關系分布圖及曲線

從圖3可以看出：σ1/3K值隨著飛機巡航速度的增加而線性降低，擬合的線性函數為

y=-2×10-5x+0.010 4

(6)

然后，根據目標飛機巡航速度對應的σ1/3K，結合式(5)對發動機總功率進行估算。

2.3起飛距離約束條件

在保持其他參數不變的情況下，起飛距離越短，則飛機需求的發動機總功率就越大，起飛距離與發動機總功率之間的關系，可以通過式(3)～式(4)來表示。

整理式(4)，可得

(7)

將λ代入式(7)，則簡化為

(8)

整理式(8)，可得發動機總功率

(9)

按照式(3)和式(9)對上述20種輕型飛機進行統計分析，原始數據與計算結果如表3所示。

表3　20種輕型飛機的TOP及λ

以表3中的TOP值為橫軸、λ值為縱軸建立坐標系，如圖4所示。

圖4　λ值與TOP值關系分布圖

從圖4可以看出：λ值的分布與TOP值無線性相關。將圖4中λ值按照區間繪制成分布圖，如圖5所示。

圖5　λ分布圖

從表3和圖5可以看出：λ平均值0.087，λ集中分布區間為(0.06～0.11)。

2.4發動機總功率取值范圍的確定

通過上述估算方法，可以分別得出滿足要求的發動機總功率值區間、取值的函數關系和平均值。將取得的發動機總功率值區間取交集，作為最終的選擇區間，在發動機總功率取值過程中，也可選擇平均值作為選擇所需發動機總功率值的輔助參考。

3估算方法的應用

已知某輕型飛機設計起飛重量2 530 lb，設計機翼面積180 ft2，設計巡航速度136 mph，設計起飛距離1 198 ft，計算該機發動機總功率。

根據所得相關參數的取值區間，進行計算。

(1) 根據經驗公式與功率載荷區間，初步估算發動機總功率區間。

W/P取(11～15)lb/hp，根據式(1)進行計算，P的取值區間為(168.67～230)hp。而考慮功率載荷平均值，則發動機總功率值應向平均值靠近。

(2) 根據σ1/3K與Vcru曲線估算發動機總功率。

根據式(6)計算得σ1/3K值

σ1/3K=-2×10-5Vcru+0.010 4

=-2×10-5×136+0.010 4

=0.007 68

則發動機總功率

P=(Vcruσ1/3K)3S

=(136×0.007 68)3×180

=205.1hp

(3) 根據設計起飛距離要求，估算發動機總功率區間。

=120.628 lb2/(ft2·hp)

根據式(3)計算得TOP值，λ的集中分布區間(0.06～0.11)。把W=2 530和λ=120.628代入式(9)，計算得發動機總功率P的取值范圍為(190.67～349.56)hp。考慮λ的平均值為0.087，則發動機總功率值應向平均值241.08 hp靠近。

(4) 綜合上述步驟，選取單發螺旋槳飛機總功率選用區間交集為(205.1～230.0)hp，而其中單一平均值超出最終交集范圍，此例中不作為輔助值考慮。

4結束語

通過利用20種輕型飛機的性能參數與總體設計中的約束條件相結合的估算方法，能夠快速估算目標飛機的發動機總功率值，并且分析得出的規律和數據也更為準確，為后續總體設計打下良好的基礎，減少迭代的次數，降低返工的可能，縮減相應的成本。

本文方法主要適用于正常類輕型通用飛機，采用特殊裝置或具有特殊用途的通用飛機需進一步結合更多條件進行估算。

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趙婷(1986-)，女，工程師。主要研究方向：飛機總體設計。

秦超(1987-)，男，碩士，工程師。主要研究方向：飛機總體設計。

孟維宇(1986-)，男，工程師。主要研究方向：飛機強度設計。

(編輯：趙毓梅)

Approach to Estimate Power of Light General Aircraft

Zhao Ting, Qin Chao, Meng Weiyu

(Engineering Research & Development Center, AVIC SAC Commercial Aircraft Company, Ltd., Shenyang 110000, China)

Abstract:Estimating power of light aircraft quickly and accurately is important during the parameter design of conceptual design for light general aircraft. Selecting the engine model at the beginning of the concept design phase, defining the design target and airworthiness requirements and according to the performance parameter and engine information statistics of multiple light aircrafts, empirical formula and functional relationship between parameters are concluded. Total value of power is calculated. Results show that under the constraint of meeting the design target and airworthiness requirements, the final intersection of the total engine power value can be achieved. The estimation method can be the guidance for selecting the suitable engine more quickly and accurately.

Key words:general aircraft; engine; power loading; cruise speed; takeoff distance

作者簡介：

中圖分類號：V221+.1

文獻標識碼：A

DOI：10.16615/j.cnki.1674-8190.2016.01.006

文章編號:1674-8190(2016)01-038-06

通信作者：趙婷,zhao.ting@sacc.com.cn

收稿日期：2015-10-20；修回日期：2015-11-19