某型号发动机的外部特性曲线、部分节风门速
图 1 某型活塞发动机特性曲线
曲线上发动机功率 N 与转速 n 的三次方成正
比, 即:
N = C n3
( 1)
发动机功率随 [ 3], 非增压活塞发 动机功率
随高度变化的工程近似估算公式为:
Nh =
[ 1111P h P0
T0 Th
-
0111]N 0
( 2)
式中, N 为发动机输出功率; P, T 分别为大气压强和
大气温度 (下标 / 00表示海平面状态, / h0表示工作
高度 h 处状态 )。
通过转速和风门插值发动机的速度特性曲线,
解算发动机在不同风门和转速下的输出功率, 并根
据飞行高度修正输 出功率, 同时给出 发动机扭 矩。
图 4 螺旋桨模型
113 活塞式发动机螺旋桨动力装置
二冲程活塞式航空发动机与定距螺旋桨组成小
型无人机的动力装置, 可以用微分方程描述其动力
学特性:
2P( Iprop
+
Ieng )
dn dt
=
M eng - M p rop
( 9)
式中, Iprop为螺旋桨转动惯量; Ieng为发动机运动部件 对发动机输出轴的转动惯量; M eng为发动机 轴输出 扭矩; M p rop为螺旋桨吸收扭矩。
本文建立了二冲程活塞式航空发动机螺旋桨动 力装置模型, 并应用于无人机非线性飞行仿真平台 中, 结果表明动力装置模型合理可行, 满足小型无人 机飞行控制仿真要求。
1 动力装置模型
111 二冲程活塞式航空发动机 二冲程活塞式航空发动机以其升功率高、功率
重量比大等优势广泛应用于小型无人机。发动机速 度特性指发动机的功率和燃油消耗率等性能指标随 发动机转速变化的规律。当发动机风门全开进气压 力最大时, 发动机地面功率等随转速变化的速度特 性曲线称为发动机的外部特性曲线。发动机风门部 分开启时, 发动机功率等随转速变化的曲线, 称为部 分节风门速度特性曲线 [ 2] 。当发动机的负载为定距 螺旋桨时, 发动机在不同节风门条件下输出功率等 随转速变化的曲 线称为发动机螺旋桨 (风门 ) 特性 曲线 (发动机螺旋桨工况曲线 ) [ 2 ] 。
上表明了螺旋桨与发动机的稳态匹配。同时, 可以
看出在定距螺旋桨负荷条件下, 二冲程活塞式航空
发动机工作于面工况。
螺旋桨可用功率 Pa 与螺旋桨吸收功率 P 之 prop
比定义为螺旋桨效率 G[ 4 ] :
G=
Pa P prop
=
T prop v P prop
=
CT Qn2D 4 v CP Qn3D 5
本文建立的发动机模型见图 2。
112 螺旋桨
螺旋桨拉力 T prop、功率 P prop、扭矩 M prop通过螺旋
桨拉力系数 CT、功率系数 CP 计算, CT, CP 是螺旋桨
前进比 J 的函数。
收稿日期: 2009-09-28; 修订日期: 2010-01-13 作者简介: 刘 斌 ( 1970-), 男, 四川大邑人, 高级工程师, 硕士, 从事小型无人机设计研究;
第 28卷 第 3期 2010年 6月
飞行力学 FL IGHT DYNAM ICS
V o .l 28 N o. 3 June 2010
小型无人机动力装置建模与仿真研究
刘 斌 1, 2, 贺 剑1, 张 琳 2
( 1. 西北工业大学 航空学院, 陕西 西安 710072; 2. 西北工业大学 无人机研究所, 陕西 西安 710072)
小型无人机普遍采用二冲程活塞式航空发动机 定距螺旋桨动力装置。发动机、螺旋桨及无人机的 合理匹配是小型无人机先进飞行性能实现的基础, 同时活塞式发动机螺旋桨动力装置的动力学特性等 问题是解决小型无人机高度、速度保持 /控制, 自主 着陆等飞行控制问题的基础 [ 1] 。因此活塞式发动机 螺旋桨动力装置的建模与仿真研究对先进小型无人 机设计具有重要意义。
通过与无人机实际飞行情况相比较, 仿真计算 结果在 物理 过程上 与实 际飞 行一 致, 数值 上非 常
接近。
3 结束语
动力装置模型结合无人机非线性仿真平台, 可 以较为细致地研究二冲程活塞式发动机、螺旋桨与 无人机之间的参数与性能匹配问题。本文给出的动 力装置模型较好地描述了二冲程活塞式发动机螺旋 桨动力装置的动力学特性, 满足小型无人机高度、速 度控制、自主起降控制等飞行控制问题的仿真与设 计需求。
保持系统比例环节、积分环节和微分环节增益; De0为
初始升降舵偏角; K q 为增稳增益; K H 为俯仰角反馈
增益; K v, Kvi和 K vd 分别为速度保持系统比例环节、积
分环节和微分环节增益; $h = hg - h 为高度偏差; $v
= vg - v为速度偏差。
将动力装置模型接入无人机非线性飞行仿真平
m 高度以 v= 45 m / s定直平飞。无人机通过风门通
道实现高度保持 /控制, 通过升降舵通道实现速度保 持 /控制。 无 人 机 发 动 机 初 始 风 门 开 度 DT0 = 74173b, 升降舵初始偏角 De0 = 0b。输入高度控制指 令, 控制无人机爬升到 hg = 1 050 m, 空速保持在 45 m / s。
QD 5CP |J = 0 = C
( 7)
依据式 ( 5)可以在图 1中画出不同前进比下的
类似于发动 机螺 旋桨 (风 门 ) 特性 曲线 的曲线 族。
在这些曲线上, 发动机输出功率与螺旋桨吸收功率 相等, 因此既反映了在不同前进比下发动机在不同
节风门条件下输出功率 (稳态 )随转速变化的规律,
也反映了螺旋桨吸收功率随转速变化的规律, 本质
风门通道高度保持 /控制的控制律为:
DT =
Q DT 0 + K h $h + K hi
$h dt + K hd
d$h dt
( 10)
升降舵通道速度保持 /控制的控制律为:
De = De0 + K q q + K HH+ Kv $v +
Q K vi
$vdt + Kvd
d$v dt
( 11)
式中, DT0为初始风门开度; K h, Kh i和 K hd 分别为高度
=
CT CP
J
( 8)
某型无人机采用两叶木质定距螺旋桨, 直径 D
= 019 m, 螺旋桨设计前进比 J = 0156, 拉力系数 CT、 功率系数 CP、效率 G随前进比 J 变化的特性曲线见 图 3。
螺旋桨可以有风扇、螺旋桨、制动和风车 4种主 要的工作状态 [ 4] 。对应于图 3中的 P 1 点, 螺旋桨前 进比 J = 0, 效率 G= 0, 螺旋桨具有最大静拉力, 是螺 旋桨的风扇状态, 飞机在地面静止大功率待飞时出 现这种 工况。P 1P2 区间 是螺 旋桨正 常工 作区 间。 P2P 3 区间, CT < 0, T prop < 0, 称为螺旋桨的制动状态。 此状态对于缩短着陆滑跑距离、飞机俯冲、飞机机动
飞行等都是有利因素。P 3 点以后, 是螺旋桨的风车 状态。对于小型无人机采用的定距螺旋桨, 随着前 进比的增大, 螺旋桨的吸收功率不断减小直至为负, 因此需要特别注意发动机转速的超速问题, 避免发 动机的 / 飞车 0损坏。
通过前进比 J 插值 CT 和 CP, 并计算螺旋桨拉 力、功率、扭矩及效率, 建立的螺旋桨模型见图 4。
摘 要: 针对小型无人机广泛使用的 二冲程活塞 式航空 发动机 螺旋桨 动力装 置, 研究了 发动机 的速度、高
度特性及定距螺旋桨的 拉力系数、功率系数及效率随前 进比变 化等问 题, 建立了 二冲程 活塞式发 动机螺 旋桨动
力装置模型。动力装置模型应用于无人机 非线性飞行仿真平台中, 进一步研究了无人机风门-高 度、升降舵-速度
图 11 无人机迎角与气动效率曲线
无人机在 h = 1 000 m 高度以 v= 45 m / s速度定 直平飞时, 发动机风门开度 DT 0 = 74173b, 输出功率 15158 kW, 转 速 4 574 r /m in, 螺 旋桨 前 进 比 J = 01656, 螺 旋 桨效 率 G = 0159, 飞 机 升 阻 比 L /D = 13116。无人机到达指定飞行高度 hg = 1 050 m 定直 平飞时, 发动机 风门开 度 DT0 = 74187b, 转速 4 577 r /m in, 输 出 功 率 15155 kW, 螺 旋 桨 前 进 比 J = 01655, 螺旋桨效率 G= 0159, 升阻比 L /D = 13118。
从图 6可以看到: 发动机风门在 t = 116 s达到 98b的额定开度并保持到 t= 718 s; 在 t = 1144 s时螺 旋桨角加速度最大; 在 t = 2102 s时, 螺旋桨角加速 度接近 0, 此 时发 动 机 输出 功 率 37188 kW, 转 速 5 863 r/m in。在 t = 0~ 2102 s时间内螺旋桨角加速 度的变化主要体现了发动机功率、转速随风门开度 变化的动力学特性。 t= 2102~ 7180 s, 发动机风门 开度保持不变, 而螺旋桨前进比 J 在 01520~ 01528 之间变化, 飞行高度增加 2618 m, 由于发动机负载 与高度的变化使得发动机功率、转速仍有微小变化, 功率从 37188 kW 减小到 37164 kW, 而转速从 5 863 r /m in增大至 5 879 r /m in, 实 质是发动机部 分节风 门速度特性与发动机高度特性综合作用的结果。
依据式 ( 9)及图 2和图 4建立动力装置模型如
图 5。动力装置 模型可以给出在不同风门开度、不
同飞行高度和速度下, 动力装置输出功率、拉力及效 率等动力学响应。
图 3 某型螺旋桨特性曲线