一种飞发性能一体化综合仿真模型构建方法与流程

1.本技术属于飞发性能仿真领域，特别涉及一种飞发性能一体化综合仿真模型构建方法。


背景技术：

2.飞机和发动机性能仿真是飞行器设计领域最常使用的一种技术研发手段，从概念开发到试飞验证全寿命周期都需要对飞发性能进行仿真、分析和评估。飞行力学专业在飞行仿真方面有着详细的军标要求。
3.目前飞发性能仿真，通常将飞机的气动力数据和发动机推力作为独立的数据集，即格式化的表格，通过数据插值的方式独立地进行解算。这样独立解算的方式在实际仿真中，无法考虑飞机气动力和发动机推力之间的耦合特性，也难以扩充飞机和发动机之间的控制变量，而且这种方法的扩展性一般。
4.因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。


技术实现要素：

5.本技术的目的是提供了一种飞发性能一体化综合仿真模型构建方法，以解决现有技术存在的至少一个问题。
6.本技术的技术方案是：
7.一种飞发性能一体化综合仿真模型构建方法，包括：
8.步骤一、进行飞机气动力及发动机推力耦合建模，得到气动推进耦合模型；
9.步骤二、分别获取飞机舵面、发动机油门、进气流量分配以及转速或油气当量比的控制律，构建飞发综合控制律模型；
10.步骤三、分别采用动态链接库将所述气动推进耦合模型以及所述飞发综合控制律模型进行封装，得到飞发性能一体化综合仿真模型。
11.在本技术的至少一个实施例中，步骤一中，所述进行飞机气动力及发动机推力耦合建模，得到气动推进耦合模型包括：
12.获取飞机及发动机的一体化仿真模型，进行数值仿真，得到飞机及发动机的综合受力特性数据；
13.构建气动推进耦合模型，将所述飞机及发动机的综合受力特性数据输入到所述气动推进耦合模型中进行参数辨识，得到最终的气动推进耦合模型。
14.在本技术的至少一个实施例中，步骤一中，所述进行飞机气动力及发动机推力耦合建模，得到气动推进耦合模型包括：
15.获取飞机及发动机的一体化风洞模型，进行风洞测力试验，得到飞机及发动机的综合受力特性数据；
16.构建气动推进耦合模型，将所述飞机及发动机的综合受力特性数据输入到所述气动推进耦合模型中进行参数辨识，得到最终的气动推进耦合模型。
17.在本技术的至少一个实施例中，步骤三中，所述分别采用动态链接库将所述气动推进耦合模型以及所述飞发综合控制律模型进行封装，得到飞发性能一体化综合仿真模型包括：
18.根据气动推进耦合模型生成第一动态链接库；
19.根据飞发综合控制律模型生成第二动态链接库；
20.通过通用管理平台定义所述第一动态链接库以及第二动态链接库的交互接口，得到飞发性能一体化综合仿真模型。
21.在本技术的至少一个实施例中，所述通用管理平台中还包括典型性能评估模型、任务剖面仿真模型、通用数学库、通用输入输出库。
22.发明至少存在以下有益技术效果：
23.本技术的飞发性能一体化综合仿真模型构建方法，由于将飞机气动力和发动机推力耦合建模，并封装在一个动态链接库中，可以将飞发的耦合特性作为内部特性考虑，即扩充了模型的能力，也回避了飞发算力界面的复杂理论问题；采用动态链接库封装气动推进耦合模型，便于将飞机和发动机的控制项开放给通用管理平台，使得扩充飞发控制变量、控制项成为可能。
附图说明
24.图1是本技术一个实施方式的高超声速飞机布局示意图；
25.图2是本技术一个实施方式的气动推进耦合模型构建示意图；
26.图3是本技术一个实施方式的通用管理平台示意图。
具体实施方式
27.为使本技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本技术一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本技术，而不能理解为对本技术的限制。基于本技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本技术保护的范围。下面结合附图对本技术的实施例进行详细说明。
28.在本技术的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本技术保护范围的限制。
29.下面结合附图1至图3对本技术做进一步详细说明。
30.本技术提供了一种飞发性能一体化综合仿真模型构建方法，包括以下步骤：
31.步骤一、进行飞机气动力及发动机推力耦合建模，得到气动推进耦合模型；
32.步骤二、分别获取飞机舵面、发动机油门、进气流量分配以及转速或油气当量比的控制律，构建飞发综合控制律模型；
33.步骤三、分别采用动态链接库将气动推进耦合模型以及飞发综合控制律模型进行封装，得到飞发性能一体化综合仿真模型。
34.典型的高超声速飞机布局如图1所示，飞机气动力和发动机推力存在严重的耦合特性，难以采用传统飞机(m0-2)的气动力/推力算力界面进行解耦计算。具体表现为：1)进气道和尾喷管在内流中的几何占比较大，而且随飞行速度的变化，其提供的升阻力特性显著不同，不能按照传统飞机的方式与发动机解耦；2)推进系统(进排气和发动机)提供的推阻力受飞机姿态、速度和控制影响较大，传统高度-速度插值方式已经不能很好地表征推力特性；3)飞机控制和发动机控制的耦合度较高，飞发性能同时与飞机的控制量、发动机的控制量和飞发耦合控制量密切相关，传统方法已经不能硬性地将飞发控制单独处理。
35.本技术的飞发性能一体化综合仿真模型构建方法，如图2所示，给出了两种飞机气动力及发动机推力耦合建模方法。在本技术的一个实施方式中，首先获取飞机及发动机的一体化仿真模型，进行数值仿真，得到飞机及发动机的综合受力特性数据；构建气动推进耦合模型，将飞机及发动机的综合受力特性数据输入到气动推进耦合模型中进行参数辨识，得到最终的气动推进耦合模型。在本技术的另一个实施方式中，首先获取飞机及发动机的一体化风洞模型，进行风洞测力试验，得到飞机及发动机的综合受力特性数据；构建气动推进耦合模型，将飞机及发动机的综合受力特性数据输入到气动推进耦合模型中进行参数辨识，得到最终的气动推进耦合模型。本技术采用模型驱动飞发算力，将气动/推进之间的界面作为黑盒封装。在数值仿真和风洞测力中，将飞机气动及发动机推进视为一体，获得综合的受力特性后，对飞机姿态、飞发控制量等外部变量进行参数辨识，获取模型化的飞发一体化算力体系。这样即可以仅考虑飞发外部特性，不纠结与气动力/推力的界面划分，但是也能够满足飞行仿真的需要。
36.本技术的飞发性能一体化综合仿真模型构建方法，采用模型驱动气动/推进算力体系，将飞机气动和发动机推力耦合建模，使用一套模型同时求解气动力和推力，建立气动/推进模型的过程中，综合考虑飞发的耦合特性，使得一个飞行状态和控制参数，单一地对应一套气动力和推力组合，气动力和推力的测试获取中也是一一对应的关系。
37.本技术的飞发性能一体化综合仿真模型构建方法，分别获取飞机舵面、发动机油门、进气流量分配以及转速或油气当量比的控制律，构建构建飞发综合控制律模型。
38.本技术的飞发性能一体化综合仿真模型构建方法，分别采用动态链接库将气动推进耦合模型以及飞发综合控制律模型进行封装，得到飞发性能一体化综合仿真模型包括：根据气动推进耦合模型生成第一动态链接库；根据飞发综合控制律模型生成第二动态链接库；通过通用管理平台定义第一动态链接库以及第二动态链接库的交互接口，得到飞发性能一体化综合仿真模型。采用动态链接库的形式封装气动/推进模型，除了开放传统的飞行状态和油门状态外，还应该将飞发其他控制项作为外部函数开放出来，供综合仿真系统自由调用。
39.本技术的飞发性能一体化综合仿真模型构建方法，在飞发算力模型驱动的基础上，将气动/推进和飞发综合控制律作为2个独立的动态链接库，通过气动/推进链接库开放部分外部控制函数，即可实现控制律对飞发融合变量的控制，这种控制方式解决了飞机飞行控制和发动机调节规律之间权限的扩展性问题。
40.在本技术的一个实施方式中，如图3所示，通用管理平台中还包括典型性能评估模
型、任务剖面仿真模型、通用数学库、通用输入输出库。
41.本技术的飞发性能一体化综合仿真模型构建方法，使飞发性能仿真过程中，能够考虑飞机气动力和发动机推力之间的耦合效应，使得飞发仿真能够扩大速域范围；能够考虑飞机和发动机之间的控制变量扩充，进行飞发一体化性能评估和一体化控制测试。
42.以上所述，仅为本技术的具体实施方式，但本技术的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本技术揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本技术的保护范围之内。因此，本技术的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。