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摘要：为提高无人机推进系统的驱动能力和效率，实现螺旋桨与发动机整体系统优化，采用试验方法测量不同风速、不同油门、不同转速下螺旋桨推力、驱动功率等以研究桨发匹配规律。研究表明，风速对螺旋桨转速拓展影响显著;高油门状态匹配高转速2500rpm，中油门状态匹配中转速2200rpm可一定程度提高推力;滑油溫度高于65℃，风速接近40m/s，可大幅提高风车启动的成功几率。上述结论对后续该动力装置的装机应用具有指导意义。
Abstract： In order to improve the driving ability and efficiency of UAV propulsion system and optimize the overall system of propeller and engine， the propeller thrust and driving power under different wind speeds， throttles and speeds were measured by the test method to study the matching law of propeller.The results show that the influence of wind speed on propeller speed expansion is significant.The high throttle state matches the high speed 2500rpm， and the middle throttle state matches the middle speed 2200rpm， which can improve thrust to a certain extent.Oil temperature higher than 65℃， wind speed close to 40m/s， can greatly improve the success of the windmill start-up probability.The above conclusions are of guiding significance to the subsequent installation and application of the power device.
关键词：无人机;发动机;螺旋桨;风速;匹配
Key words： UAV;engine;propeller;wind speed;matching
中图分类号：V263.5 文献标识码：A 文章编号：1674-957X（2021）18-0026-04
0 引言
随着无人机应用场景的逐渐广泛，对其发动机性能的要求也越来越高。航空用活塞式发动机，具有价格低、结构简单、燃油经济性好、使用维护方便等特性。因此以航空活塞发动机匹配螺旋桨作为推进系统普遍应用于中低速无人机[1-3]。然而无人机飞行速度对推进系统可产生的推力、有效驱动功率及螺旋桨自身功率消耗等影响显著，因此在模拟飞行的流场环境中进行螺旋桨特性试验和匹配尤为必要[4]。
基于风洞试验，以螺旋桨和发动机作为研究对象寻求二者之间的合理匹配，对提高无人机整体性能和优化设计具有重要意义。
1 研究对象及主要内容
1.1 研究对象
本文以某型航空四冲程活塞发动机为研究对象，其主要参数如表1所示。
该型发动机为水平对置、直驱式、空气冷却、六缸活塞发动机。该发动机配备两个并联涡轮增压器，临界增压高度为6000m。并且具备混合比调节功能，通过改变贫富油燃烧达到降低油耗的目的。
1.2 研究方法及主要内容
本文基于地面台架试验及风洞试验对桨发匹配进行研究。发动机实验台架在风洞内安装，发动机支架前端安装有用以测量推力和扭矩的两分量测力天平。所用风洞流场性能良好，紊流度低于0.13%，风洞最高风速为100m/s。
通过试验测得的桨发匹配性能匹配数据，即不同来流速度、不同发动机油门、不同螺旋桨转速下螺旋桨产生的实际推力和扭矩，探究了风速对螺旋桨恒速、各油门状态下的推力以及风车启动的影响规律。最终得出桨发匹配关系以及风车启动策略，对后续该型发动机的装机应用提供有效的理论支撑。
2 发动机功率及静推力测试
本节在地面台架试验中，分别对发动机功率及静推力进行测试，并将实测数据分别与理论数据进行比对。拟校验实验台架测量精度，证明实验数据的可信性。
2.1 发动机功率测试
在地面台架试验中，由二分量天平可实时测得发动机扭矩及螺旋桨推力。依据以下公式
可计算得出发动机功率。将实验数据与理论功率进行比对，从而检验发动机工作是否正常，并校验实验台架的测量精度。分别选取起飞油门和最大转速（2500rpm）下的输出功率、中高油门和巡航转速（2400rpm）下的输出功率、中高油门和巡航转速（2200rpm）下的输出功率与理论功率进行比对，结果如图1-图3所示。 由图可知，0海拔状态下，额定功率仍为224kW，实测功率与理论功率一致性较好。此外各油门状态下实测功率与理论功率误差均在5%以内，证明发动机工作状态良好，且实验台架测量精度较高，实测数据可信。
2.2 静推力测试
运用下面的螺旋桨性能计算公式：
功率系数：，拉力系数：，前进比：
并结合图4螺旋桨静推力计算曲线可以得到推力的理论值。
在地面试车台上进行了无风条件下的静推力测试，选速杆设置到最大转速2500rpm位置，混合比杆位于全富油状态，油门杆位置从慢车变化到最大功率。将上述各油门状态下的实测推力与理论计算推力进行对比，结果如图5所示。
由图5实测推力与理论推力对比曲线可知，各油门状态下实测推力与理论推力一致性较好，误差均在5%以内。此外，实测最大静推力可达623kgf，与理论值612.5kgf基本相当，天平测量系统的误差在2%左右，此精度满足设计要求。
3 风速影响试验
本节在风洞试验中，研究不同风速对螺旋桨恒速、匹配推力及风车启动的影响，对桨发匹配策略提供理论依据。
3.1 风速对螺旋桨恒速的影响
将螺旋桨调速器最大转速限位（1）和最小转速限位（2）分别标定为100%和0%，最大最小限位中间部分对应0到100%。
风洞试验中以100%选速、50%混合比为前提条件，测量不同风速（0m/s、40m/s、50m/s、60m/s）对各油门状态下的螺旋桨转速，结果如图6所示。
通过之前的地面无风选速杆标定和风洞吹风测试，发现固定油门杆和选速杆位置（最大2500rpm），风速的增大会带来最小稳定转速的提升，导致恒速范围的扩展。
3.2 不同风速条件下各油门状态匹配推力
3.2.1 不同风速下中高油门状态匹配推力
本节在风洞试验中，测试了中高油门状态，不同风速下（30m/s、40m/s、50m/s、60m/s）及不同转速下的匹配推力，结果如图7所示。
由图7可以得出以下结论：
①大油门区间，即油门>70%时，同一发动机油门条件下，随着螺旋桨转速降低，推力呈明显下降趋势，因此大油门状态推荐匹配螺旋桨2500rpm高转速;②中小油门状态，即45%<油门<70%，同一发动机油门条件下，随着螺旋桨转速的逐渐降低，推力呈逐渐升高后缓慢下降的趋势，在2200rpm时推力达到峰值;③同一发动机油门条件下，螺旋桨转速越低，单位时间内做功次数降低，喷油量减少，耗油率更低，利于经济巡航。
3.2.2 不同风速下小油门状态匹配推力
本节在风洞试验中，测试了不同风速条件（无风和风速20m/s、30m/s、40m/s）下，20%油门及以下对应的小推力数据，以期对飞机下滑阶段桨发匹配提供理论指导。测试结果如图8所示。
由图8可知，在同样的油门位置，随着风速的增加，推力呈现下降趋势。在慢车状态时，高风速下甚至产生负推力。
3.3 风速对风车启动的影响
本节在风洞试验中，人为关停磁电机点火造成发动机熄火故障，以期测试风车转速及风车启动情况。
发动机熄火后，将油门置于20%，选速置于100%，重新打开磁电机，测试不同来流风速下的风车启动情况，结果如表2所示。
由表2可知，当风速为30m/s，风车转速受滑油温度影响明显，滑油温度低于65℃，风车转速会明显降低至完全停转，无法顺利启动。当滑油温度80℃左右时，存在成功启动的可能性。当风速大于40m/s，则即使发动机处于滑油温度40℃的冷车状态，也能保持风车转速850rpm左右，重新打开磁电机点火开关即能风车启动。
4 结论
通过上述分析与比较，可以得出以下结论：
①风速的增大会带来螺旋桨最小稳定转速的提升，导致恒速范围的扩展，提供更大推力;
②大油门区间，即油门>70%时，螺旋桨转速选定为2500rpm;中油门区间，即45%<油门<70%，螺旋桨转速选定为2200rpm，依照此桨发匹配策略可获得更大推力;
③小油门区间，即油门在20%附近，推力随着风速的增加逐渐降低，风速足够大时甚至产生负推力;
④空中滑油温度需尽量保持在65℃以上，飛行速度尽量大于40m/s，空中发动机意外熄火时，依此策略可成功风车启动。
参考文献：
[1]张轶.螺旋桨式小型无人机可用功率计算研究[J].科学技术与工程，2011，11（8）：1876-1880.
[2]张艳华，孙颖，孙智孝.活塞发动机与无人机性能匹配分析[J].飞机设计，2007，27（4）：10-12.
[3]林漫群，王国文，张士志，等.无人机推进系统螺旋桨与发动机匹配实验研究[J].航天制造技术，2016（3）：1-4.
[4]王培基.一种无人机螺旋桨的设计与实验研究[D].哈尔滨：哈尔滨工业大学，2017.
Abstract： In order to improve the driving ability and efficiency of UAV propulsion system and optimize the overall system of propeller and engine， the propeller thrust and driving power under different wind speeds， throttles and speeds were measured by the test method to study the matching law of propeller.The results show that the influence of wind speed on propeller speed expansion is significant.The high throttle state matches the high speed 2500rpm， and the middle throttle state matches the middle speed 2200rpm， which can improve thrust to a certain extent.Oil temperature higher than 65℃， wind speed close to 40m/s， can greatly improve the success of the windmill start-up probability.The above conclusions are of guiding significance to the subsequent installation and application of the power device.
关键词：无人机;发动机;螺旋桨;风速;匹配
Key words： UAV;engine;propeller;wind speed;matching
中图分类号：V263.5 文献标识码：A 文章编号：1674-957X（2021）18-0026-04
0 引言
随着无人机应用场景的逐渐广泛，对其发动机性能的要求也越来越高。航空用活塞式发动机，具有价格低、结构简单、燃油经济性好、使用维护方便等特性。因此以航空活塞发动机匹配螺旋桨作为推进系统普遍应用于中低速无人机[1-3]。然而无人机飞行速度对推进系统可产生的推力、有效驱动功率及螺旋桨自身功率消耗等影响显著，因此在模拟飞行的流场环境中进行螺旋桨特性试验和匹配尤为必要[4]。
基于风洞试验，以螺旋桨和发动机作为研究对象寻求二者之间的合理匹配，对提高无人机整体性能和优化设计具有重要意义。
1 研究对象及主要内容
1.1 研究对象
本文以某型航空四冲程活塞发动机为研究对象，其主要参数如表1所示。
该型发动机为水平对置、直驱式、空气冷却、六缸活塞发动机。该发动机配备两个并联涡轮增压器，临界增压高度为6000m。并且具备混合比调节功能，通过改变贫富油燃烧达到降低油耗的目的。
1.2 研究方法及主要内容
本文基于地面台架试验及风洞试验对桨发匹配进行研究。发动机实验台架在风洞内安装，发动机支架前端安装有用以测量推力和扭矩的两分量测力天平。所用风洞流场性能良好，紊流度低于0.13%，风洞最高风速为100m/s。
通过试验测得的桨发匹配性能匹配数据，即不同来流速度、不同发动机油门、不同螺旋桨转速下螺旋桨产生的实际推力和扭矩，探究了风速对螺旋桨恒速、各油门状态下的推力以及风车启动的影响规律。最终得出桨发匹配关系以及风车启动策略，对后续该型发动机的装机应用提供有效的理论支撑。
2 发动机功率及静推力测试
本节在地面台架试验中，分别对发动机功率及静推力进行测试，并将实测数据分别与理论数据进行比对。拟校验实验台架测量精度，证明实验数据的可信性。
2.1 发动机功率测试
在地面台架试验中，由二分量天平可实时测得发动机扭矩及螺旋桨推力。依据以下公式
可计算得出发动机功率。将实验数据与理论功率进行比对，从而检验发动机工作是否正常，并校验实验台架的测量精度。分别选取起飞油门和最大转速（2500rpm）下的输出功率、中高油门和巡航转速（2400rpm）下的输出功率、中高油门和巡航转速（2200rpm）下的输出功率与理论功率进行比对，结果如图1-图3所示。 由图可知，0海拔状态下，额定功率仍为224kW，实测功率与理论功率一致性较好。此外各油门状态下实测功率与理论功率误差均在5%以内，证明发动机工作状态良好，且实验台架测量精度较高，实测数据可信。
2.2 静推力测试
运用下面的螺旋桨性能计算公式：
功率系数：，拉力系数：，前进比：
并结合图4螺旋桨静推力计算曲线可以得到推力的理论值。
在地面试车台上进行了无风条件下的静推力测试，选速杆设置到最大转速2500rpm位置，混合比杆位于全富油状态，油门杆位置从慢车变化到最大功率。将上述各油门状态下的实测推力与理论计算推力进行对比，结果如图5所示。
由图5实测推力与理论推力对比曲线可知，各油门状态下实测推力与理论推力一致性较好，误差均在5%以内。此外，实测最大静推力可达623kgf，与理论值612.5kgf基本相当，天平测量系统的误差在2%左右，此精度满足设计要求。
3 风速影响试验
本节在风洞试验中，研究不同风速对螺旋桨恒速、匹配推力及风车启动的影响，对桨发匹配策略提供理论依据。
3.1 风速对螺旋桨恒速的影响
将螺旋桨调速器最大转速限位（1）和最小转速限位（2）分别标定为100%和0%，最大最小限位中间部分对应0到100%。
风洞试验中以100%选速、50%混合比为前提条件，测量不同风速（0m/s、40m/s、50m/s、60m/s）对各油门状态下的螺旋桨转速，结果如图6所示。
通过之前的地面无风选速杆标定和风洞吹风测试，发现固定油门杆和选速杆位置（最大2500rpm），风速的增大会带来最小稳定转速的提升，导致恒速范围的扩展。
3.2 不同风速条件下各油门状态匹配推力
3.2.1 不同风速下中高油门状态匹配推力
本节在风洞试验中，测试了中高油门状态，不同风速下（30m/s、40m/s、50m/s、60m/s）及不同转速下的匹配推力，结果如图7所示。
由图7可以得出以下结论：
①大油门区间，即油门>70%时，同一发动机油门条件下，随着螺旋桨转速降低，推力呈明显下降趋势，因此大油门状态推荐匹配螺旋桨2500rpm高转速;②中小油门状态，即45%<油门<70%，同一发动机油门条件下，随着螺旋桨转速的逐渐降低，推力呈逐渐升高后缓慢下降的趋势，在2200rpm时推力达到峰值;③同一发动机油门条件下，螺旋桨转速越低，单位时间内做功次数降低，喷油量减少，耗油率更低，利于经济巡航。
3.2.2 不同风速下小油门状态匹配推力
本节在风洞试验中，测试了不同风速条件（无风和风速20m/s、30m/s、40m/s）下，20%油门及以下对应的小推力数据，以期对飞机下滑阶段桨发匹配提供理论指导。测试结果如图8所示。
由图8可知，在同样的油门位置，随着风速的增加，推力呈现下降趋势。在慢车状态时，高风速下甚至产生负推力。
3.3 风速对风车启动的影响
本节在风洞试验中，人为关停磁电机点火造成发动机熄火故障，以期测试风车转速及风车启动情况。
发动机熄火后，将油门置于20%，选速置于100%，重新打开磁电机，测试不同来流风速下的风车启动情况，结果如表2所示。
由表2可知，当风速为30m/s，风车转速受滑油温度影响明显，滑油温度低于65℃，风车转速会明显降低至完全停转，无法顺利启动。当滑油温度80℃左右时，存在成功启动的可能性。当风速大于40m/s，则即使发动机处于滑油温度40℃的冷车状态，也能保持风车转速850rpm左右，重新打开磁电机点火开关即能风车启动。
4 结论
通过上述分析与比较，可以得出以下结论：
①风速的增大会带来螺旋桨最小稳定转速的提升，导致恒速范围的扩展，提供更大推力;
②大油门区间，即油门>70%时，螺旋桨转速选定为2500rpm;中油门区间，即45%<油门<70%，螺旋桨转速选定为2200rpm，依照此桨发匹配策略可获得更大推力;
③小油门区间，即油门在20%附近，推力随着风速的增加逐渐降低，风速足够大时甚至产生负推力;
④空中滑油温度需尽量保持在65℃以上，飛行速度尽量大于40m/s，空中发动机意外熄火时，依此策略可成功风车启动。
参考文献：
[1]张轶.螺旋桨式小型无人机可用功率计算研究[J].科学技术与工程，2011，11（8）：1876-1880.
[2]张艳华，孙颖，孙智孝.活塞发动机与无人机性能匹配分析[J].飞机设计，2007，27（4）：10-12.
[3]林漫群，王国文，张士志，等.无人机推进系统螺旋桨与发动机匹配实验研究[J].航天制造技术，2016（3）：1-4.
[4]王培基.一种无人机螺旋桨的设计与实验研究[D].哈尔滨：哈尔滨工业大学，2017.