基于涵道风扇的飞行包性能分析

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1、基于涵道风扇的飞行包性能分析李睿桐济宁孔子国际学校虽然目前飞行伍种类多样，甚至有多款实现了市场化，但国内在飞行伍总体性能方面的研宄很少。针对基于涵道风扇的飞行包总体性能进行了理论分析，建立丫推进系统和飞行包的数学模型，结合工程型号的数据进行广汁算分析，给出了总重、载油量、发动机功率等参数对飞行性能的影响规律，为飞行包研发和选用提供了理论依据。关键词：飞行包;涵道风扇;总体性能;0引言飞行包是一种有动力的单人短程飞行装备，通常以螺旋桨、风扇或火箭发动机为动力，拥有自主垂直升空和降落的能力。飞行包概念起源于20世纪。1919年，俄罗斯的AleksandrFy

2、odorovichAndreyev提出世界上第一款，该飞行包被授予专利，但没有实际生产和测试。U11959年美国陆军提出“小型火箭升力装置(SRLD)”概念，并授予BellAerosystems公司一份研发合同，论证火箭背包的可行性，并指定后来公认的飞行设计专家WendellMoore担任首席工程师。贝尔公司提出的BellRocketbelt方案是一款基于过氧化氢单组元推进剂火箭发动机的飞行装置，将过氧化氢催化分解产生740oC的氧气和水蒸气作为推进工质。JETPi公司也采用了过氧化氢火箭发动机作为飞行包的动力系统，研发了H202、H202-Z网款飞行包

3、。基于这一思路的还有ThunderboltAerosystems公司的TP-R2G2M。早组元推进剂的比冲低，为了提高比冲，ThunderboltAerosystems公司设计出丫TP-R2G2D飞行包，系一款以过氧化氢和煤油为推进剂的飞行包，将比冲从原来的133s提高到181s。火箭发动机工作时间短的先天问题，导致这类飞行包的飞行时间通常仅为儿十秒。为了提高续航能力，基于吸气式动力装置的飞行伍逐渐受到青睞。瑞士的伊夫•罗西将4台航模用P200“喷气猫”小型喷气发动机与2.4米翼展的机翼结合在一起，研发出以煤汕为燃料的“喷气翼包”。美国的特洛伊•哈特门则

4、采用2台小型涡喷发动机，辅以滑翔翼的设计，研发出滑翔伞背包。该装置与传统飞行包的区别在于后者需要借助风力才能起飞，属于动力滑翔装备。m目前续航能力较强的是光启•马丁公司的马丁飞行包。该设计采用2000CCV4活塞发动机驱动涵道风扇，能够实现约30分钟的续航时间。目前，飞行包虽然有多个型号产品面世，但对于总体性能的理论研究尚较为空白，国内针对飞行包的研宄成果屈指可数。本文针对A前续航能力较强的涵道风扇式飞行包进行了整体性能的理论分析，建立了描述核心参数的数学模型，从理论上给出了此类飞行包总体性能包线，为飞行包的设计和选用提供了理论依据。1涵道风扇推力模型涵

5、道风扇也叫管道风扇，是一种将风扇环括在涵道内部，通过抑制风扇桨尖涡达到增升效果的推进装置。相比于孤立风扇，涵道风扇系统气动效率高、噪声低、结构紧凑、安全性好，常作为升力面或推进装置应用于飞行器设计中。[3]Rankine和Froude提出的ActuatorDiscTheory模型描述涵道风扇的推力与功率、直径等参数之间的关系，是较为常用的涵道风扇推力模型£41:式中T为推力，A为风扇面积，P为空气密度（该模型认为空气流速在不可压范围，P为常数），AV为风扇前后空气流速的增量，V,为轴向来流速度。所需的风扇驱动功率P为其中门为涵道出口面积与风扇面积之比。实

6、际的涵道风扇在多数情况下不会沿轴向飞行，而是以一定的迎角近似平飞。在迎角飞行的情况下，推力与很多因素有关，目前虽然有不少这方面的模型，但都难以给出较为准确的估计。故这里为了数学上能够处理，采用公式（1）、（2）给出的模型来描述耗油量与推力的关系。由（2）式可以得到风扇功率一定的条件下，每个速度对应的推力，如图1。从图1中可以看出，随着飞行速度的增加，涵道风扇能够提供的推力越来越小，加速能力也越来越小。阁1功率一定时不同速度对应的推力下载原阁2飞行过程数学模型实际的飞行包在飞行过程中受力复杂，为了对基于涵道风扇的飞行包总体性能进行理论估计，现引入如下假设：

7、（1）不考虑风的影响，假设空气静止；（2）不考虑大气密度随高度的变化，假定为常数；（3）飞行中等效迎风而积和阻力系数保持恒定。2.1极限动力飞行高度为了得出飞行包的性能包线，现针对飞行包在有动力的条件下能够实现的极限飞行高度与相关参数的函数关系进行推导。假设飞行包垂直向上飞行，发动机保持最大功率不变（因为发动机推力与极限高度是正相关的）。定义燃油耗尽的吋刻飞行的高度为极限动力飞行高度。飞行色的飞行重量m（单位kg）色括:飞行色空重mP、载油量m。、有效载荷mp,即垂直方向上，由牛顿第二定律得其中，av为垂直方向的加速度，垂直方向的空气阻力D为式中Cl为阻

8、力系数，A,为垂直上升时的等效迎风面积，V,*该时刻的上升速度。飞行过程中，燃料