一种适用于活塞动力无人机的巡航桨发匹配优化方法

专利名称：一种适用于活塞动力无人机的巡航桨发匹配优化方法

专利类型：发明专利

专利申请号：CN202111538933.2

专利申请（专利权）人：中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所
权利人地址：四川省成都市青羊区日月大道1610号成都飞机设计研究所计划发展部

专利发明（设计）人：吴以婷,王敏雯,袁正中,曾铮,裴譞,冯晓宇

专利摘要：本发明公开了一种适用于活塞动力无人机的巡航桨发匹配优化方法；以飞机巡航需用推力为切入点，利用推力系数和前进比，引入需用推力匹配系数CR，以消除螺旋桨转速和发动机转速的耦合特性，建立发动机转速与螺旋桨效率的对应关系；通过以单位推力油耗“SFC”最低作为设计目标，对发动机和螺旋桨匹配工作点进行选取，设置发动机不同风门对应的最优发动机转速，在满足巡航推力需求的前提下实现巡航油耗最低，使得飞机能够获得最佳的续航性能。极大地简化了发动机和螺旋桨匹配工作点的选取过程，显著提高了活塞螺旋桨动力无人机桨发匹配工作效率；还可为带螺旋桨整机风洞试验、发动机控制逻辑转速设定等提供设计依据，最终实现飞机续航性能的优化提升。

主权利要求：
1.一种适用于活塞动力无人机的巡航桨发匹配优化方法,其特征在于，所述方法是以飞机巡航需用推力为切入点，利用推力系数和前进比，引入无量纲参数：需用推力匹配系数CR，以消除螺旋桨转速和发动机转速的耦合特性；通过对发动机和螺旋桨匹配工作点的选取，设置发动机不同风门对应的最优发动机转速，在满足巡航推力需求的前提下实现巡航油耗最低，使得飞机能够获得最佳的续航性能；
所述优化方法至少包括以下实现步骤:
步骤S1、将飞机巡航过程划分为若干重量区间,计算区间内平均巡航需用推力；
步骤S2、引入需用推力匹配系数CR、并计算各区间内需用推力匹配系数，计算发动机转速与前进比的对应关系；
式中,T为螺旋桨推力或拉力、ρ为大气密度、D为螺旋桨直径、V为飞行速度，CT为螺旋桨气动特性中的推力系数、J为前进比；
步骤S3、计算发动机转速与螺旋桨效率的对应关系；
步骤S4、计算不同发动机转速下推力与单位功率油耗效率比的对应关系；
步骤S5、计算各区间内平均需用推力对应的最小单位功率油耗效率比及相应发动机转速和风门；
步骤S6、获取对应巡航全过程的发动机风门与转速对应关系；
步骤S6中，对步骤S1中划分的若干重量区间，每一个重量区间，重复步骤S1‑步骤S5，即可得到一组风门和发动机转速的对应关系；按所得风门和发动机转速的对应关系设置不同风门下的最优发动机转速，即可在满足巡航推力需求的前提下实现最低的巡航油耗，从而使得飞机能够获得最佳的续航性能。
2.如权利要求1所述的适用于活塞动力无人机的巡航桨发匹配优化方法,其特征在于，步骤S1中，计算区间内平均巡航需要推力时,利用给定的巡航高度和速度、以及重量区间内的平均巡航重量，计算区间内对应的升力系数，由飞机气动特性数据插值得到对应的升阻比，计算得到平均巡航需用推力。
3.如权利要求1所述的适用于活塞动力无人机的巡航桨发匹配优化方法,其特征在于，步骤S2中,根据步骤S1计算所得平均巡航需用推力，计算需用推力匹配系数；由前进比公式，计算不同发动机转速对应的前进比；其中,需用推力匹配系数为一个固定的值，前进比为与发动机转速对应的一列值。
4.如权利要求1所述的适用于活塞动力无人机的巡航桨发匹配优化方法,其特征在于，步骤S3中，根据螺旋桨气动特性中不同功率系数、前进比对应的螺旋桨效率、以及不同功率系数、前进比对应的螺旋桨推力系数，得到不同前进比下，推力系数与螺旋桨效率的对应关系，进而计算得到不同前进比下，需用推力匹配系数与效率的对应关系；绘制不同前进比下需用推力匹配系数和效率的曲线，通过步骤S2中由需用推力计算得到的需用推力匹配系数，即可得到每个前进比对应的效率；通过发动机不同转速对应的前进比，即可插值得到每个发动机转速对应的螺旋桨效率。
5.如权利要求1所述的适用于活塞动力无人机的巡航桨发匹配优化方法,其特征在于，步骤S4中，由发动机高度速度特性数据中巡航高度不同风门和转速下单位功率油耗数据，结合步骤S3中得到的发动机转速与螺旋桨效率的对应关系，可计算得到每个风门下，发动机转速与单位功率油耗效率比的对应关系；
由发动机特性数据中巡航高度不同风门和转速下功率数据，结合步骤S3中得到的发动机转速与螺旋桨效率的对应关系，可计算得到每个风门下，发动机转速与推力的对应关系；
继而可得到不同转速下，推力与单位功率油耗效率比的对应关系。
6.如权利要求1所述的适用于活塞动力无人机的巡航桨发匹配优化方法,其特征在于，执行步骤S5时，由步骤S4所得结果，绘制每个转速下推力与单位功率油耗效率比的曲线，由步骤S1计算得到的平均巡航需要推力，即可得到平均巡航需要推力对应的最小单位功率油耗效率比及对应转速，同时由风门、发动机转速与推力的对应关系，插值得到对应风门，即得到一对风门和发动机转速的对应关系。
7.如权利要求1所述的适用于活塞动力无人机的巡航桨发匹配优化方法,其特征在于，步骤S6所获得的风门和发动机转速的对应关系用于形成动力系统数据库以及为带螺旋桨风洞试验、发控逻辑提供设计依据。 说明书 : 一种适用于活塞动力无人机的巡航桨发匹配优化方法技术领域[0001] 本发明属于飞行器性能设计技术领域,具体涉及一种适用于活塞动力无人机的巡航桨发匹配优化方法。背景技术[0002] 活塞螺旋桨动力系统具有体积小、重量轻、油耗低、价格便宜等特点，被广泛应用于各类小型、低速的有人和无人飞机，如巡检巡逻、勘察测绘、人工布撒、支线货运等。这类飞机的典型使用方式一般以沿固定航路的巡航飞行为主，具有设计好的巡航高度和速度，因此选择合适的发动机和螺旋桨匹配工作点，对于降低飞行油耗、提高飞机续航时间，增加飞行经济性具有重要意义。在螺旋桨飞机诞生初期，往往是借鉴已有飞机的性能数据来推算动力系统的特性，未进行过桨发匹配设计；随着设计工作的发展，不同发动机和螺旋桨组合带来的飞机性能差异逐渐引起注意，进而采取了在飞机上装配不同的发动机和螺旋桨以求得最佳匹配组合的方式；上世纪40年代，美国开展了恒速桨的全尺寸风洞试验，针对几种典型的标准螺旋桨与机身/短舱组合方式，研究了不同风速下螺旋桨推进效率与前进比的对应关系，形成了一套根据螺旋桨气动数据进行装机推力计算的设计方法，在当时指导了大量先进活塞动力螺旋桨战斗机的方案设计及动力系统选型；进入50年代以后，随着喷气式发动机的广泛应用以及具有更大推力和升限的涡轮螺旋桨发动机的诞生，对于活塞螺旋桨动力桨发匹配的研究日益减少。[0003] 目前，国内对螺旋桨桨发匹配的研究较少，且主要集中在涡轮螺旋桨动力上。对于活塞发动机，在设计时一般以输出轴功率最大或单位功率油耗(kg/kw.h)最低来选取发动机转速。由于活塞螺旋桨发动机通常具有固定的传动箱减速比，因此螺旋桨转速直接由发动机转速决定，在设计中省略了桨发匹配这一步骤。[0004] 然而，对于具有固定传动箱减速比的活塞发动机匹配变距螺旋桨的情况，在某一高度速度下，当风门一定时，改变发动机转速，发动机输出轴功率和油耗会随之变化，螺旋桨的输入功率(同发动机输出轴功率)和转速(发动机转速除以减速比)亦会相应变化，进而影响螺旋桨将功率转化为推进力的效率。因此，对于此类活塞螺旋桨动力系统，由于螺旋桨效率的影响，发动机输出轴功率最大或单位功率油耗最低的转速并不一定对应最优的推力或最低的单位推力油耗(kg/kgf.h)；故需对发动机转速进行寻优，在保证推力需求的同时降低飞机的巡航油耗，以实现飞机最佳的巡航性能。当前由于缺乏较简化的寻优方法，一般采用遍历法，即对每一个给定的发动机风门均计算全部可能转速条件下的推力和油耗特性，通过对比选择合适的转速；该方法计算量庞大，寻优效率较低。[0005] 在已公开的无人机桨发匹配技术中，专利CN110937130A公开了一种适用于长航时涡桨动力无人机桨发匹配优化方法,该方法仅适用于自由涡轮的涡桨动力无人机,对于具有固定传动箱减速比的活塞发动机,其螺旋桨转速与发动机转速固联,当对螺旋桨转速进行优化时,会引起发动机转速的联动变化,导致发动机输出功率也发生变化,因此,前述专利技术在确定发动机转速的前提下对螺旋桨转速进行优化的方法不适用于具有固定传动箱减速比的活塞发动机。发明内容[0006] 本发明的目的：提出一种适用于活塞螺旋桨动力无人机的巡航桨发匹配优化方法，通过对发动机转速进行寻优，在保证推力需求的同时降低飞机的巡航油耗，以实现飞机最佳的巡航性能。[0007] 本发明的技术方案：一种适用于活塞动力无人机的巡航桨发匹配优化方法,所述方法是以飞机巡航需用推力为切入点，利用推力系数和前进比，引入无量纲参数：需用推力匹配系数CR，以消除螺旋桨转速和发动机转速的耦合特性，建立发动机转速与螺旋桨效率的对应关系；通过以单位推力油耗“SFC”最低作为设计目标，对发动机和螺旋桨匹配工作点进行选取，设置发动机不同风门对应的最优发动机转速，在满足巡航推力需求的前提下实现巡航油耗最低，使得飞机能够获得最佳的续航性能。[0008] 优选的，如上所述是无人机的巡航桨发匹配优化方法，具体实现至少包括以下步骤:[0009] 步骤S1、将飞机巡航过程划分为若干重量区间,计算区间内平均巡航需用推力；[0010] 步骤S2、引入需用推力匹配系数CR、并计算各区间内需用推力匹配系数，计算发动机转速与前进比的对应关系；[0011][0012] 式中,T为螺旋桨推力或拉力、ρ为大气密度、D为螺旋桨直径、V为飞行速度，CT为螺旋桨气动特性中的推力系数、J为前进比；[0013] 步骤S3、计算发动机转速与螺旋桨效率的对应关系；[0014] 步骤S4、计算不同发动机转速下推力与单位功率油耗效率比的对应关系；[0015] 步骤S5、计算各区间内平均需用推力对应的最小单位功率油耗效率比及相应发动机转速和风门；[0016] 步骤S6、获取对应巡航全过程的发动机风门与转速对应关系。[0017] 优选的，步骤S1中，计算区间内平均巡航需要推力时,利用给定的巡航高度和速度、以及重量区间内的平均巡航重量，计算区间内对应的升力系数，由飞机气动特性数据插值得到对应的升阻比，计算得到平均巡航需用推力。[0018] 优选的,步骤S2中,根据步骤S1计算所得平均巡航需用推力，计算需用推力匹配系数；由前进比公式，计算不同发动机转速对应的前进比；其中,需用推力匹配系数为一个固定的值，前进比为与发动机转速对应的一列值。[0019] 优选的，步骤S3中，根据螺旋桨气动特性中不同功率系数、前进比对应的螺旋桨效率、以及不同功率系数、前进比对应的螺旋桨推力系数，得到不同前进比下，推力系数与螺旋桨效率的对应关系，进而计算得到不同前进比下，需用推力匹配系数与效率的对应关系；绘制不同前进比下需用推力匹配系数和效率的曲线，通过步骤S2中由需用推力计算得到的需用推力匹配系数，即可得到每个前进比对应的效率；通过发动机不同转速对应的前进比，即可插值得到每个发动机转速对应的螺旋桨效率。[0020] 优选的，步骤S4中，由发动机高度速度特性数据中巡航高度不同风门和转速下单位功率油耗数据，结合步骤S3中得到的发动机转速与螺旋桨效率的对应关系，可计算得到每个风门下，发动机转速与单位功率油耗效率比的对应关系；[0021] 由发动机特性数据中巡航高度不同风门和转速下功率数据，结合步骤S3中得到的发动机转速与螺旋桨效率的对应关系，可计算得到每个风门下，发动机转速与推力的对应关系；[0022] 继而可得到不同转速下，推力与单位功率油耗效率比的对应关系。[0023] 优选的，执行步骤S5时，由步骤S4所得结果，绘制每个转速下推力与单位功率油耗效率比的曲线，由步骤S1计算得到的平均巡航需要推力，即可得到平均巡航需要推力对应的最小单位功率油耗效率比及对应转速，同时由风门、发动机转速与推力的对应关系，插值得到对应风门，即得到一对风门和发动机转速的对应关系。[0024] 优选的，步骤S6中，对步骤S1中划分的若干重量区间，每一个重量区间，重复第一步‑第五步，即可得到一组风门和发动机转速的对应关系；按该组数据设置不同风门下的最优发动机转速，即可在满足巡航推力需求的前提下实现最低的巡航油耗，从而使得飞机能够获得最佳的续航性能。[0025] 优选的，步骤S6所获得的数据可用于形成动力系统数据库以及为带螺旋桨风洞试验、发控逻辑提供设计依据。[0026] 本发明实现过程及理论依据如下：[0027] 表征螺旋桨气动特性的三个无量纲参数分别为推力系数CT、功率系数CP和前进比J，计算公式如下：[0028][0029][0030][0031] 其中，T为螺旋桨推力(拉力)、P为发动机输出轴功率、ρ为大气密度、n为螺旋桨转速、D为螺旋桨直径、V为飞行速度。[0032] 本发明以飞机巡航需用推力作为输入，利用推力系数和前进比，引入无量纲参数：需用推力匹配系数CR，即可消除螺旋桨转速n和发动机转速间的耦合特性。[0033][0034] 螺旋桨气动特性数据包含不同功率系数、前进比对应的螺旋桨效率η矩阵(CP、J—η)以及不同功率系数、前进比对应的螺旋桨推力系数CT矩阵(CP、J—CT)。由矩阵(CP、J—CT)利用CR的计算公式对螺旋桨特性矩阵中的每一个参数进行相同的简单四则运算,求得矩阵(CP、J—CR)，进而得到矩阵(J、CR—η)。[0035] 对巡航高度速度确定的活塞螺旋桨动力飞机，对某一飞行重量，其需用推力可由大气密度、飞行速度、飞机重量及飞机气动特性确定。[0036] 在特定工况下，以需用推力，巡航速度，大气密度，螺旋桨直径，发动机减速比作为输入，即可计算不同发动机转速N＇对应的前进比J＇及需用推力匹配系数C＇R，其中前进比J＇为与发动机转速N＇一一对应的一列值，需用推力匹配系数C＇R为一个与转速无关的值。[0037] 根据螺旋桨气动特性，绘制不同前进比J对应的需用推力匹配系数CR和效率η的曲线，通过上一步计算得到的C＇R，即可插值得到每个前进比J对应的效率η(J—η)。[0038] 通过发动机不同转速对应的前进比J＇，插值即可得到每个发动机转速N＇对应的效率η＇(N＇—η＇)。[0039] 对于巡航性能，有以下公式：[0040][0041][0042][0043] 其中，SFCP为发动机单位功率油耗，SFC为动力系统单位推力油耗。[0044] 在巡航速度一定时， 越小则SFC越小，由布雷盖方程可以知道，单位推力油耗越小，航时越长。[0045] 由发动机特性数据(风门、N—SFCP)结合每个发动机转速N＇对应的效率η＇(N＇—η＇)，可以计算得到每个风门下，N＇与 的对应关系。[0046] 由发动机特性数据(风门、N—P)结合每个发动机转速N＇对应的效率η＇，可以计算得到每个风门下，N＇与T的对应关系。[0047] 画出每个转速N＇下T与 的曲线，按需用推力插值，即可求得 最低的发动机转速N，同时插值出对应风门，即可得到一对风门和发动机转速的对应关系。[0048] 对每一个重量区间重复上述步骤，可以得到一组风门和发动机转速的对应关系。据此设置不同风门下发动机转速，即可在满足巡航推力需求的前提下实现较低的巡航油耗，使得飞机能够获得较好的续航性能。[0049] 本发明的有益效果：本发明提出的一种适用于活塞螺旋桨动力无人机的巡航桨发匹配优化方法。通过引入无量纲参数需用推力匹配系数，结合图形，大大简化了发动机和螺旋桨匹配工作点的选取过程，避免了大量繁复的计算过程，提高了以巡航飞行为主要使用方式的活塞螺旋桨动力无人机桨发匹配效率。填补了转速可调的活塞发动机与恒速变距桨桨发匹配设计的空白，使得专业人员能够在未进行大型风洞试验前，迅速高效地完成桨发匹配的理论设计工作，得到发动机风门和发动机/螺旋桨转速的对应关系，形成可用的动力系统数据库，同时为带螺旋桨整机风洞试验、发动机控制逻辑转速设定等提供设计依据，最终实现飞机续航性能的优化提升。附图说明[0050] 图1为活塞螺旋桨动力无人机巡航桨发匹配优化方法。具体实施方式[0051] 下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。[0052] 本发明提出了一种特别适用于活塞动力无人机的巡航桨发匹配优化方法,整体设计思想是以飞机巡航需用推力为切入点，通过对发动机和螺旋桨匹配工作点的选取，设置发动机不同风门对应的最优发动机转速，在满足巡航推力需求的前提下实现巡航油耗最低，使得飞机能够获得最佳的续航性能；基于该思想的具体执行过程包括以下步骤：[0053] 第一步：计算需用推力[0054] 将飞机巡航过程划分为若干重量区间；原则上重量区间越小，桨发匹配结果越精细，实际实施时，可按需取舍。[0055] 利用给定的巡航高度和速度、以及重量区间内的平均巡航重量，计算区间内对应的升力系数，由飞机气动特性数据插值得到对应的升阻比，计算得到平均需用推力。[0056][0057][0058] 其中，CL为升力系数，W为区间内平均巡航重量，ρ为巡航高度的大气密度，S为飞机参考面积，V为巡航真空速，T为区间内平均巡航需用推力，Td为平均阻力，K为升阻比。[0059] 第二步：计算需用推力匹配系数、计算发动机转速与前进比的对应关系[0060] 由第一步计算所得需用推力，计算需用推力匹配系数；由前进比公式，计算不同发动机转速对应的前进比。其中需用推力匹配系数为一个固定的值，前进比为与发动机转速对应的一列值。[0061][0062][0063][0064] 其中，C＇R为指定工况下需用推力匹配系数，J＇为指定工况下的前进比，D为螺旋桨直径，n＇为螺旋桨转速，N＇为给定的一组发动机转速，k为发动机减速比。[0065] 第三步：计算发动机转速与效率的对应关系[0066] 根据螺旋桨气动特性中不同功率系数、前进比对应的螺旋桨效率、以及不同功率系数、前进比对应的螺旋桨推力系数，得到不同前进比下，推力系数与螺旋桨效率的对应关系，进而计算得到不同前进比下，需用推力匹配系数与效率的对应关系。绘制不同前进比下需用推力匹配系数和效率的曲线，通过上一步计算得到的C＇R，即可得到每个前进比对应的效率，通过发动机不同转速对应的前进比J＇，即可插值得到每个发动机转速N＇对应的效率η＇。[0067][0068] 第四步：计算不同转速下推力与 的对应关系[0069] 由发动机高度速度特性数据中巡航高度不同风门和转速下单位功率油耗SFCP数据，结合第三步中得到的发动机转速与螺旋桨效率的对应关系，可以计算得到每个风门下，发动机转速与 的对应关系。[0070] 由发动机特性数据中巡航高度不同风门和转速下功率数据，结合第三步中得到的发动机转速与效率的对应关系，可以计算得到每个风门下，发动机转速与推力的对应关系。[0071] 继而可得到不同转速下，推力与 的对应关系。[0072] 第五步：计算需用推力对应的最小 及相应转速和风门[0073] 由第四步所得结果，绘制每个转速下推力与 的曲线，由第一步计算得到的需用推力，即可得到需用推力对应的最小 及对应转速，同时由风门、发动机转速与推力的对应关系，插值得到对应风门，即得到一对风门和发动机转速的对应关系。[0074] 第六步：得到一组风门和发动机转速的对应关系[0075] 对每一个重量区间，重复第一步‑第五步，即可得到一组风门和发动机转速的对应关系。按该组数据设置不同风门下的发动机转速，即可在满足巡航推力需求的前提下实现较低的巡航油耗，使得飞机能够获得较好的续航性能。获得的匹配转速可形成动力系统数据库用以计算飞机飞行性能，同时还可为带螺旋桨整机风洞试验、发动机控制逻辑转速设定等提供设计依据，最终实现飞机续航性能的优化提升。[0076] 本发明所提出的执行过程过程简单、计算简便、计算量小；易于程序代码实现，可形成对应的控制指令并写入发动机控制程序中，极大地简化了发动机和螺旋桨匹配工作点的选取过程，避免了大量繁复的计算工作，显著提高了以巡航飞行为主要使用方式的活塞螺旋桨动力无人机桨发匹配效率。[0077] 需要说明的是，以上所述仅为本发明的具体的一种实施过程，对本发明进行详细描述，未详尽部分为常规技术。但本发明的保护范围不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

专利地区：四川

专利申请日期：2021-12-15

专利公开日期：2024-06-18

专利公告号：CN114194412B