军用涡桨类飞机续航性能计算方法研究

刘丽江++马江++龚莎莎++谢春立

摘 要：该文基于续航性能计算原理，考虑影响涡桨类飞机续航性能的各种因素，尤其是螺旋桨滑流对飞机升阻特性的影响，经过科学的数值分析，提出了一种较准确的计算续航性能的方法，通过和试飞值比较，由此方法得出的结果是准确可信的。

关键词：续航性能 航程 航时 拉力 耗油率

中图分类号：V271 文献标识码：A 文章编号：1674-098X（2014）05（c）-0068-01

续航性能是指飞机持续航行的能力，主要包括航程和航时。续航性能是飞机一项非常重要的性能，他体现了飞机持续完成作战任务的能力。现代战争中，航程远的战斗机、轰炸机可以超远程攻击，造成攻击的突然性。对运输机来说，航程远可以实现大规模武器装备以及人员的远距离投送，实现快速战术机动。对特种飞机来说，航时长可以实现长时间滞空执行侦察、巡逻、警戒任务。

因而在飞机设计中，如何根据已知重量、气动参数、动力数据得到较准确的续航性能为前期设计提供参考显得尤为重要。以往的计算方法中，多是根据续航性能一般原理得出，针对涡桨类飞机很少，用此方法得出的续航性能和实际试飞值有较大差异。涡桨类飞机动力装置由发动机和螺旋桨组成，在空中飞行时，气流通过螺旋桨的影响加速流向尾部，在计算时需要重点考虑。

1 续航性能计算原理

典型飞行剖面由起飞爬升至巡航高度，按给定状态巡航，再下降到着陆航线高度进行着陆等部分组成。为增加总航程和航时，飞机一般应以有利速度爬升到巡航高度，以巡航速度进行巡航，然后以有利下降速度下降至起落航线高度。具体计算分爬升、巡航和下降三个阶段。其中，巡航段的航程、航时占总航程、航时的主要部分。

巡航飞行是一种飞行速度几乎不变的定常飞行，长距离巡航飞行时所消耗的燃油质量不能在作为小量而忽略不计。在实际计算中，通常将积分问题通过数值分析的方法求出它的数值解，即将巡航段分为若干小段，在每个小段内近似认为重量不变，求出飞行时升力、阻力和动力装置拉力、耗油率等参数，利用燃油量和耗油率求出在这一小段内的航程航时，然后将各个小段的航程航时加起来即为整个巡航段的航程航时。

对于涡桨类飞机，动力装置由发动机和螺旋桨组成，发动机推力通过螺旋桨转化为拉力，在确定动力装置组合特性时要考虑安装损失，引气损失和提取功率损失，大速度时还需要考虑压缩性损失。螺旋桨旋转时滑流对于机翼的滑流吹洗所产生的有益效应是装有涡轮螺旋桨发动机飞机的优越点。机翼受滑流吹洗部分气流流动速度与来流速度不同，气动力系数是以来流速度计算速压的，因此动力装置工作时在机翼攻角不变的情况下机翼的升力和阻力比无滑流的机翼要大。对涡桨类飞机来说，滑流对飞机升阻特性方面的影响较大，在性能计算中，需要计及不同襟翼角度、不同迎角下，不同滑流强度对升力系数和阻力系数的影响量。通过风洞试验得到全机升阻特性随襟翼、迎角和滑流强度变化的规律。

2 续航性能计算方法

2.1 确定飞机动力装置组合特性

通过发动机的高度-速度特性确定不同高度、速度及温度组合条件下的发动机拉力和耗油率特性数据，考虑螺旋桨效率和发动机安装修正系数，确定发动机的可用拉力谱P可用=nP（h，v，T，A）η和对应耗油率谱qNh=nq（h，v，T）。

2.2 确定螺旋桨滑流对飞机气动特性的影响

螺旋桨滑流是涡桨类飞机不同于其它飞机的特点，滑流对全机升阻特定影响较大。通过风洞试验确定出不同襟翼角度、不同迎角，不同滑流强度对升力系数和阻力系数的影响量ΔCL=f（B，α，δf）、ΔCD= f（B，α，δf）。下图1为某型机某一襟翼角度下滑流对阻力系数的影响。

2.3 确定各阶段的重量参数

续航性能和飞行重量、可用油量有着直接的关系。可用油量多、飞行重量小，则续航性能好；可用油量小，飞行重量大，则续航性能差。不同的任务要求，飞机将采取不同的任务剖面飞行，任务剖面每个阶段飞行重量和消耗的燃油量不尽相同，m巡航可用=m巡航开始-m巡航结束。对远距离侦察、巡逻任务等，巡航开始阶段重量需要考虑起飞滑跑用油、爬升段用油、出航段用油，巡航结束段需要考虑回航段用油、下降段用油等、建立起落航线用油、备份油等。对运输任务，巡航开始重量需要考虑起飞滑跑用油、爬升段用油、巡航结束重量需要考虑载货量、下降段用油、建立起落航线用油、备份油等。每一种作战任务，都需要根据具体的作战剖面确定出空中巡航段的飞行重量和可用油量。

2.4 确定巡航飞行时的需用拉力

巡航飞行中，虽然速度、高度等参数不变，但是长时间巡航飞行时，随着燃油消耗，飞行重量不断减小，保持平飞所需的升力也不断减小，阻力也相应减小。根据飞行高度、速度、重量、气动特性参数，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），飞机稳定平飞时平飞时需用拉力P需要=D=f（h，V，CD，G）。

2.5 确定巡航飞行动力装置组合特性和航程、航时

飞机在巡航飞行时，为保持稳定平飞，P需用=P可用，根据需用拉力，利用插值法在可用拉力谱中选择合适的拉力P=nP（h，v，T，G），耗油率q=nq（h，v，T，G），根据可用油量和耗油率可以得出航程、航时，航程最大的速度对应远航速度，航程最大的速度对应久航速度。

3 结语

通过对续航性能计算模型进行分析，采用数值分析的方法，利用计算程序得到了续航性能结果，通过试飞验证，通过此方法得出的续航性能较为准确。

参考文献

[1] 常振亚.飞机飞行性能计算手册[M].飞行力学杂志社，1987.

[2] 金长江，范立钦.飞行动力学-飞机飞行性能计算[M].国防工业出版社，1990.

[3] 飞机飞行动力学[M].北京航空航天大学大学出版社，2008.

[4] 李庆扬.数值分析[M].清华大学出版社，2008.

[5] John D.Anderson，Jr.Aircraft.Performance And Design[M].United States of America：McGraw-Hill Companies，1999.endprint

摘 要：该文基于续航性能计算原理，考虑影响涡桨类飞机续航性能的各种因素，尤其是螺旋桨滑流对飞机升阻特性的影响，经过科学的数值分析，提出了一种较准确的计算续航性能的方法，通过和试飞值比较，由此方法得出的结果是准确可信的。

关键词：续航性能 航程 航时 拉力 耗油率

中图分类号：V271 文献标识码：A 文章编号：1674-098X（2014）05（c）-0068-01

续航性能是指飞机持续航行的能力，主要包括航程和航时。续航性能是飞机一项非常重要的性能，他体现了飞机持续完成作战任务的能力。现代战争中，航程远的战斗机、轰炸机可以超远程攻击，造成攻击的突然性。对运输机来说，航程远可以实现大规模武器装备以及人员的远距离投送，实现快速战术机动。对特种飞机来说，航时长可以实现长时间滞空执行侦察、巡逻、警戒任务。

因而在飞机设计中，如何根据已知重量、气动参数、动力数据得到较准确的续航性能为前期设计提供参考显得尤为重要。以往的计算方法中，多是根据续航性能一般原理得出，针对涡桨类飞机很少，用此方法得出的续航性能和实际试飞值有较大差异。涡桨类飞机动力装置由发动机和螺旋桨组成，在空中飞行时，气流通过螺旋桨的影响加速流向尾部，在计算时需要重点考虑。

1 续航性能计算原理

典型飞行剖面由起飞爬升至巡航高度，按给定状态巡航，再下降到着陆航线高度进行着陆等部分组成。为增加总航程和航时，飞机一般应以有利速度爬升到巡航高度，以巡航速度进行巡航，然后以有利下降速度下降至起落航线高度。具体计算分爬升、巡航和下降三个阶段。其中，巡航段的航程、航时占总航程、航时的主要部分。

巡航飞行是一种飞行速度几乎不变的定常飞行，长距离巡航飞行时所消耗的燃油质量不能在作为小量而忽略不计。在实际计算中，通常将积分问题通过数值分析的方法求出它的数值解，即将巡航段分为若干小段，在每个小段内近似认为重量不变，求出飞行时升力、阻力和动力装置拉力、耗油率等参数，利用燃油量和耗油率求出在这一小段内的航程航时，然后将各个小段的航程航时加起来即为整个巡航段的航程航时。

对于涡桨类飞机，动力装置由发动机和螺旋桨组成，发动机推力通过螺旋桨转化为拉力，在确定动力装置组合特性时要考虑安装损失，引气损失和提取功率损失，大速度时还需要考虑压缩性损失。螺旋桨旋转时滑流对于机翼的滑流吹洗所产生的有益效应是装有涡轮螺旋桨发动机飞机的优越点。机翼受滑流吹洗部分气流流动速度与来流速度不同，气动力系数是以来流速度计算速压的，因此动力装置工作时在机翼攻角不变的情况下机翼的升力和阻力比无滑流的机翼要大。对涡桨类飞机来说，滑流对飞机升阻特性方面的影响较大，在性能计算中，需要计及不同襟翼角度、不同迎角下，不同滑流强度对升力系数和阻力系数的影响量。通过风洞试验得到全机升阻特性随襟翼、迎角和滑流强度变化的规律。

2 续航性能计算方法

2.1 确定飞机动力装置组合特性

通过发动机的高度-速度特性确定不同高度、速度及温度组合条件下的发动机拉力和耗油率特性数据，考虑螺旋桨效率和发动机安装修正系数，确定发动机的可用拉力谱P可用=nP（h，v，T，A）η和对应耗油率谱qNh=nq（h，v，T）。

2.2 确定螺旋桨滑流对飞机气动特性的影响

螺旋桨滑流是涡桨类飞机不同于其它飞机的特点，滑流对全机升阻特定影响较大。通过风洞试验确定出不同襟翼角度、不同迎角，不同滑流强度对升力系数和阻力系数的影响量ΔCL=f（B，α，δf）、ΔCD= f（B，α，δf）。下图1为某型机某一襟翼角度下滑流对阻力系数的影响。

2.3 确定各阶段的重量参数

续航性能和飞行重量、可用油量有着直接的关系。可用油量多、飞行重量小，则续航性能好；可用油量小，飞行重量大，则续航性能差。不同的任务要求，飞机将采取不同的任务剖面飞行，任务剖面每个阶段飞行重量和消耗的燃油量不尽相同，m巡航可用=m巡航开始-m巡航结束。对远距离侦察、巡逻任务等，巡航开始阶段重量需要考虑起飞滑跑用油、爬升段用油、出航段用油，巡航结束段需要考虑回航段用油、下降段用油等、建立起落航线用油、备份油等。对运输任务，巡航开始重量需要考虑起飞滑跑用油、爬升段用油、巡航结束重量需要考虑载货量、下降段用油、建立起落航线用油、备份油等。每一种作战任务，都需要根据具体的作战剖面确定出空中巡航段的飞行重量和可用油量。

2.4 确定巡航飞行时的需用拉力

巡航飞行中，虽然速度、高度等参数不变，但是长时间巡航飞行时，随着燃油消耗，飞行重量不断减小，保持平飞所需的升力也不断减小，阻力也相应减小。根据飞行高度、速度、重量、气动特性参数，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），飞机稳定平飞时平飞时需用拉力P需要=D=f（h，V，CD，G）。

2.5 确定巡航飞行动力装置组合特性和航程、航时

飞机在巡航飞行时，为保持稳定平飞，P需用=P可用，根据需用拉力，利用插值法在可用拉力谱中选择合适的拉力P=nP（h，v，T，G），耗油率q=nq（h，v，T，G），根据可用油量和耗油率可以得出航程、航时，航程最大的速度对应远航速度，航程最大的速度对应久航速度。

3 结语

通过对续航性能计算模型进行分析，采用数值分析的方法，利用计算程序得到了续航性能结果，通过试飞验证，通过此方法得出的续航性能较为准确。

参考文献

[1] 常振亚.飞机飞行性能计算手册[M].飞行力学杂志社，1987.

[2] 金长江，范立钦.飞行动力学-飞机飞行性能计算[M].国防工业出版社，1990.

[3] 飞机飞行动力学[M].北京航空航天大学大学出版社，2008.

[4] 李庆扬.数值分析[M].清华大学出版社，2008.

[5] John D.Anderson，Jr.Aircraft.Performance And Design[M].United States of America：McGraw-Hill Companies，1999.endprint

摘 要：该文基于续航性能计算原理，考虑影响涡桨类飞机续航性能的各种因素，尤其是螺旋桨滑流对飞机升阻特性的影响，经过科学的数值分析，提出了一种较准确的计算续航性能的方法，通过和试飞值比较，由此方法得出的结果是准确可信的。

关键词：续航性能 航程 航时 拉力 耗油率

中图分类号：V271 文献标识码：A 文章编号：1674-098X（2014）05（c）-0068-01

续航性能是指飞机持续航行的能力，主要包括航程和航时。续航性能是飞机一项非常重要的性能，他体现了飞机持续完成作战任务的能力。现代战争中，航程远的战斗机、轰炸机可以超远程攻击，造成攻击的突然性。对运输机来说，航程远可以实现大规模武器装备以及人员的远距离投送，实现快速战术机动。对特种飞机来说，航时长可以实现长时间滞空执行侦察、巡逻、警戒任务。

因而在飞机设计中，如何根据已知重量、气动参数、动力数据得到较准确的续航性能为前期设计提供参考显得尤为重要。以往的计算方法中，多是根据续航性能一般原理得出，针对涡桨类飞机很少，用此方法得出的续航性能和实际试飞值有较大差异。涡桨类飞机动力装置由发动机和螺旋桨组成，在空中飞行时，气流通过螺旋桨的影响加速流向尾部，在计算时需要重点考虑。

1 续航性能计算原理

典型飞行剖面由起飞爬升至巡航高度，按给定状态巡航，再下降到着陆航线高度进行着陆等部分组成。为增加总航程和航时，飞机一般应以有利速度爬升到巡航高度，以巡航速度进行巡航，然后以有利下降速度下降至起落航线高度。具体计算分爬升、巡航和下降三个阶段。其中，巡航段的航程、航时占总航程、航时的主要部分。

巡航飞行是一种飞行速度几乎不变的定常飞行，长距离巡航飞行时所消耗的燃油质量不能在作为小量而忽略不计。在实际计算中，通常将积分问题通过数值分析的方法求出它的数值解，即将巡航段分为若干小段，在每个小段内近似认为重量不变，求出飞行时升力、阻力和动力装置拉力、耗油率等参数，利用燃油量和耗油率求出在这一小段内的航程航时，然后将各个小段的航程航时加起来即为整个巡航段的航程航时。

对于涡桨类飞机，动力装置由发动机和螺旋桨组成，发动机推力通过螺旋桨转化为拉力，在确定动力装置组合特性时要考虑安装损失，引气损失和提取功率损失，大速度时还需要考虑压缩性损失。螺旋桨旋转时滑流对于机翼的滑流吹洗所产生的有益效应是装有涡轮螺旋桨发动机飞机的优越点。机翼受滑流吹洗部分气流流动速度与来流速度不同，气动力系数是以来流速度计算速压的，因此动力装置工作时在机翼攻角不变的情况下机翼的升力和阻力比无滑流的机翼要大。对涡桨类飞机来说，滑流对飞机升阻特性方面的影响较大，在性能计算中，需要计及不同襟翼角度、不同迎角下，不同滑流强度对升力系数和阻力系数的影响量。通过风洞试验得到全机升阻特性随襟翼、迎角和滑流强度变化的规律。

2 续航性能计算方法

2.1 确定飞机动力装置组合特性

通过发动机的高度-速度特性确定不同高度、速度及温度组合条件下的发动机拉力和耗油率特性数据，考虑螺旋桨效率和发动机安装修正系数，确定发动机的可用拉力谱P可用=nP（h，v，T，A）η和对应耗油率谱qNh=nq（h，v，T）。

2.2 确定螺旋桨滑流对飞机气动特性的影响

螺旋桨滑流是涡桨类飞机不同于其它飞机的特点，滑流对全机升阻特定影响较大。通过风洞试验确定出不同襟翼角度、不同迎角，不同滑流强度对升力系数和阻力系数的影响量ΔCL=f（B，α，δf）、ΔCD= f（B，α，δf）。下图1为某型机某一襟翼角度下滑流对阻力系数的影响。

2.3 确定各阶段的重量参数

续航性能和飞行重量、可用油量有着直接的关系。可用油量多、飞行重量小，则续航性能好；可用油量小，飞行重量大，则续航性能差。不同的任务要求，飞机将采取不同的任务剖面飞行，任务剖面每个阶段飞行重量和消耗的燃油量不尽相同，m巡航可用=m巡航开始-m巡航结束。对远距离侦察、巡逻任务等，巡航开始阶段重量需要考虑起飞滑跑用油、爬升段用油、出航段用油，巡航结束段需要考虑回航段用油、下降段用油等、建立起落航线用油、备份油等。对运输任务，巡航开始重量需要考虑起飞滑跑用油、爬升段用油、巡航结束重量需要考虑载货量、下降段用油、建立起落航线用油、备份油等。每一种作战任务，都需要根据具体的作战剖面确定出空中巡航段的飞行重量和可用油量。

2.4 确定巡航飞行时的需用拉力

巡航飞行中，虽然速度、高度等参数不变，但是长时间巡航飞行时，随着燃油消耗，飞行重量不断减小，保持平飞所需的升力也不断减小，阻力也相应减小。根据飞行高度、速度、重量、气动特性参数，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），飞机稳定平飞时平飞时需用拉力P需要=D=f（h，V，CD，G）。

2.5 确定巡航飞行动力装置组合特性和航程、航时

飞机在巡航飞行时，为保持稳定平飞，P需用=P可用，根据需用拉力，利用插值法在可用拉力谱中选择合适的拉力P=nP（h，v，T，G），耗油率q=nq（h，v，T，G），根据可用油量和耗油率可以得出航程、航时，航程最大的速度对应远航速度，航程最大的速度对应久航速度。

3 结语

通过对续航性能计算模型进行分析，采用数值分析的方法，利用计算程序得到了续航性能结果，通过试飞验证，通过此方法得出的续航性能较为准确。

参考文献

[1] 常振亚.飞机飞行性能计算手册[M].飞行力学杂志社，1987.

[2] 金长江，范立钦.飞行动力学-飞机飞行性能计算[M].国防工业出版社，1990.

[3] 飞机飞行动力学[M].北京航空航天大学大学出版社，2008.

[4] 李庆扬.数值分析[M].清华大学出版社，2008.

[5] John D.Anderson，Jr.Aircraft.Performance And Design[M].United States of America：McGraw-Hill Companies，1999.endprint