轻型通用飞机发动机功率估算方法

赵婷，秦超，孟维宇

(中航沈飞民用飞机有限责任公司 工程研发中心，沈阳　110000)



轻型通用飞机发动机功率估算方法

赵婷，秦超，孟维宇

(中航沈飞民用飞机有限责任公司 工程研发中心，沈阳110000)

摘要：在轻型通用飞机总体设计阶段的参数设计中，快速准确地预估发动机总功率数值是其重要的一步。选定发动机型号，根据设计目标与适航要求等约束条件，统计大量轻型通用飞机的相应总体参数数据与发动机信息，研究得出经验公式及参数之间的函数关系，计算发动机总功率的对应取值区间。结果表明：在同时满足设计目标与适航要求的约束条件下，可获得发动机总功率数值的取值交集，对更加快速准确地选出合适的发动机具有重要的指导作用。

关键词：通用飞机；发动机；功率载荷；巡航速度；起飞距离

0引言

飞机设计在很大程度上需依赖于已有的设计经验，各飞机设计研究单位通常都有通过对大量统计数据分析得来的一系列关于总体参数和性能参数的经验公式[1-4]。但都只限于总体设计参数与发动机信息间的定性分析，缺乏具体的定量计算，很难为总体设计过程中发动机的选型做出准确的指导。

本文以单发活塞螺旋桨轻型通用飞机(以下简称轻型飞机)的发动机选择为例，对20种轻型飞机的部分总体参数和性能参数作统计分析。力求以最直接的方式做出对所需发动机功率值的估算，在总体设计中完成发动机的选型，为后续概念设计打下良好的基础。

1估算方法概述

飞机总体设计是反复迭代逐渐逼近的过程，满足设计要求，可以有多种可行的方案，确定总体设计参数和进行分析，也有不同的工作量和精度的方法[5]。已知目标飞机最大起飞重量、巡航速度、机翼面积和起飞距离，从以下三个方面进行考虑：

(1) 根据经验公式初步估算发动机总功率的取值区间，经验公式如下：

(1)

式中：W为飞机最大起飞重量，单位lb；P为发动机总功率，单位hp；W/P为功率载荷，是飞机最大起飞重量与发动机总功率的比值，单位lb/hp。

(2) 利用巡航速度与回归系数的拟合曲线，取得发动机总功率的取值区间，所使用的公式[6]如下：

(2)

式中：S为机翼面积，单位ft2；W/S为机翼载荷，飞机最大起飞重量与机翼面积的比值，单位lb/ft2；σ为大气相对密度；K为回归系数；Vcru为巡航速度，单位mph。

(3) 根据CCAR23对起飞距离的要求，使用统计数据的回归拟合式(式(3))，计算目标飞机TOP值。

LTO=8.134TOP+0.014 9TOP2

(3)

(4)

式中：LTO为飞机起飞距离，单位ft；TOP单位lb2/(ft2·hp)；CLMAXTO为起飞最大升力系数。

最终，按照上述三个方面的估算，得出三个发动机总功率区间的交集作为目标飞机发动机总功率的基本选择区间，平均值可作为辅助值参考。

2估算方法的处理过程

2.1功率载荷分布

功率载荷反映了飞机最大起飞重量与发动机总功率之间的关系，不同的轻型飞机，其功率载荷的取值略有不同。对20种最大起飞重量为1 500～5 000lb(约680～2 267kg)的轻型飞机进行最大起飞重量与发动机总功率的统计，其功率载荷的计算结果如表1所示。

表1　20种轻型飞机的功率载荷

从表1可以得出：各类轻型飞机功率载荷均为9.44～15.31 lb/hp ，功率载荷平均值为12.91 lb/hp。以最大起飞重量为横轴、功率载荷为纵轴建立坐标系，得出各轻型飞机功率载荷和最大起飞重量对应关系，如图1所示。将图1中的功率载荷按照区间绘制成分布图，如图2所示。

图1　功率载荷与最大起飞重量关系

图2　功率载荷分布

从图1可以看出：功率载荷并未随着飞机最大起飞重量的增加而呈现明显的线性变化。从图2可以看出：无论飞机最大起飞重量如何变动，功率载荷集中分布为11.00～15.00 lb/hp。结合目标飞机的最大起飞重量，即可得目标飞机发动机总功率取值区间。

2.2巡航速度约束条件

整理巡航速度与发动机总功率的关系公式(式(2))，可得

P=(σ1/3KVcru)3S

(5)

当σ1/3K确定时，则发动机总功率值与机翼面积和巡航速度有关。按照式(5)对上述20种轻型飞机进行σ1/3K计算，结果如表2所示。以σ1/3K值为纵轴、巡航速度Vcru为横轴建立坐标系，如图3所示。

表2　20种轻型飞机σ1/3K值

图3　σ1/3K与Vcru的关系分布图及曲线

从图3可以看出：σ1/3K值随着飞机巡航速度的增加而线性降低，拟合的线性函数为

y=-2×10-5x+0.010 4

(6)

然后，根据目标飞机巡航速度对应的σ1/3K，结合式(5)对发动机总功率进行估算。

2.3起飞距离约束条件

在保持其他参数不变的情况下，起飞距离越短，则飞机需求的发动机总功率就越大，起飞距离与发动机总功率之间的关系，可以通过式(3)～式(4)来表示。

整理式(4)，可得

(7)

将λ代入式(7)，则简化为

(8)

整理式(8)，可得发动机总功率

(9)

按照式(3)和式(9)对上述20种轻型飞机进行统计分析，原始数据与计算结果如表3所示。

表3　20种轻型飞机的TOP及λ

以表3中的TOP值为横轴、λ值为纵轴建立坐标系，如图4所示。

图4　λ值与TOP值关系分布图

从图4可以看出：λ值的分布与TOP值无线性相关。将图4中λ值按照区间绘制成分布图，如图5所示。

图5　λ分布图

从表3和图5可以看出：λ平均值0.087，λ集中分布区间为(0.06～0.11)。

2.4发动机总功率取值范围的确定

通过上述估算方法，可以分别得出满足要求的发动机总功率值区间、取值的函数关系和平均值。将取得的发动机总功率值区间取交集，作为最终的选择区间，在发动机总功率取值过程中，也可选择平均值作为选择所需发动机总功率值的辅助参考。

3估算方法的应用

已知某轻型飞机设计起飞重量2 530 lb，设计机翼面积180 ft2，设计巡航速度136 mph，设计起飞距离1 198 ft，计算该机发动机总功率。

根据所得相关参数的取值区间，进行计算。

(1) 根据经验公式与功率载荷区间，初步估算发动机总功率区间。

W/P取(11～15)lb/hp，根据式(1)进行计算，P的取值区间为(168.67～230)hp。而考虑功率载荷平均值，则发动机总功率值应向平均值靠近。

(2) 根据σ1/3K与Vcru曲线估算发动机总功率。

根据式(6)计算得σ1/3K值

σ1/3K=-2×10-5Vcru+0.010 4

=-2×10-5×136+0.010 4

=0.007 68

则发动机总功率

P=(Vcruσ1/3K)3S

=(136×0.007 68)3×180

=205.1hp

(3) 根据设计起飞距离要求，估算发动机总功率区间。

=120.628 lb2/(ft2·hp)

根据式(3)计算得TOP值，λ的集中分布区间(0.06～0.11)。把W=2 530和λ=120.628代入式(9)，计算得发动机总功率P的取值范围为(190.67～349.56)hp。考虑λ的平均值为0.087，则发动机总功率值应向平均值241.08 hp靠近。

(4) 综合上述步骤，选取单发螺旋桨飞机总功率选用区间交集为(205.1～230.0)hp，而其中单一平均值超出最终交集范围，此例中不作为辅助值考虑。

4结束语

通过利用20种轻型飞机的性能参数与总体设计中的约束条件相结合的估算方法，能够快速估算目标飞机的发动机总功率值，并且分析得出的规律和数据也更为准确，为后续总体设计打下良好的基础，减少迭代的次数，降低返工的可能，缩减相应的成本。

本文方法主要适用于正常类轻型通用飞机，采用特殊装置或具有特殊用途的通用飞机需进一步结合更多条件进行估算。

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赵婷(1986-)，女，工程师。主要研究方向：飞机总体设计。

秦超(1987-)，男，硕士，工程师。主要研究方向：飞机总体设计。

孟维宇(1986-)，男，工程师。主要研究方向：飞机强度设计。

(编辑：赵毓梅)

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

作者简介：

中图分类号：V221+.1

文献标识码：A

DOI：10.16615/j.cnki.1674-8190.2016.01.006

文章编号:1674-8190(2016)01-038-06

通信作者：赵婷,zhao.ting@sacc.com.cn

收稿日期：2015-10-20；修回日期：2015-11-19