一种高效的飞/发联合论证方法与流程

1.本公开涉及飞机/发动机一体化设计技术领域，尤其涉及一种高效的飞/发联合论证方法。


背景技术：

2.未来航空领域的发展将使飞机与发动机各子系统之间的相互耦合关系变得更加紧密，特别是飞机与发动机之间的“界面”会越来越模糊，飞机对发动机，发动机对飞机之间的相关需求会更加复杂、多变。飞/发之间的设计将逐渐朝着“飞/发独立设计”到“飞/发联合设计”再到“飞/发融合设计”转变。传统的飞/发独立设计综合效能低、方案收敛时间长，并且飞/发之间为了实现技术指标而相互预留了较大的设计裕度，加大了飞/发设计难度，无法实现飞/发之间的最优匹配，影响了整个飞机系统性能的提升。


技术实现要素：

3.有鉴于此，本公开实施例提供一种高效的飞/发联合论证方法，为飞机和发动机的概念方案设计提供有力的保障。本发明通过在飞/发方案之间不断耦合迭代，在满足飞机任务需求的前提下，实现飞机起飞重量最小，消除飞/发之间为了实现技术指标而相互预留了较大的设计裕度问题，降低飞/发设计难度；通过引入多变量、多约束条件的现代优化方法对发动机方案与飞机方案进行优选，缩短了飞/发方案设计时间，提升了飞/发联合论证的效率。
4.为了实现上述目的，本发明提供如下技术方案：
5.一种高效的飞/发联合论证方法，包括如下步骤：
6.s1、飞/发联合需求捕获：提取和搭建所需要捕获需求的飞机任务使用场景，结合飞机用户使用需求，获取在典型任务场景下的飞机使用剖面及飞机的多个指标需求；
7.s2、飞/发性能需求分析：建立飞/发性能需求分析模型，包括飞/发约束分析模型和任务分析模型，结合s1中的飞机使用剖面和多个指标需求，对传入的飞机气动方案和发动机总体方案进行计算分析，获取满足全飞行剖面的发动机指标参数，判断飞/发方案是否满足用户使用需求；
8.s3、飞机方案优化设计：根据每次飞/发耦合迭代的指标要求，获取最优的飞机气动设计方案；
9.s4、发动机方案优化设计：根据每次飞/发耦合迭代的指标要求，对发动机的包括循环参数、控制规律进行优化，形成发动机总体性能方案；
10.s5、飞/发方案耦合迭代：将s3中每次迭代生成的飞机气动设计方案和s4中发动机总体性能方案代入到s2中的飞/发性能需求分析模型中判断飞/发方案是否满足需求，并获取每次飞/发迭代产生的飞机起飞重量，并与上一次迭代的飞机起飞重量进行对比，当上一次迭代优化和本次迭代的飞机起飞重量趋于稳定值，则迭代收敛，获取飞/发匹配的最优飞机方案和发动机方案。
11.进一步地，所述s1中具体包括：根据对所需要捕获需求的飞机任务使用场景描述，在已建立的数字化的飞机任务中使用场景数据库，采用基于模糊识别的快速比对法对使用场景进行提取与搭建。
12.进一步地，所述s1中，所述性能指标包括飞机的爬升率、加速度、航程、飞行时间。
13.进一步地，所述s2中，根据飞行力学方程和燃油消耗积分模型分别建立所述飞/发约束分析和任务分析模型。
14.进一步地，所述s2中，所述发动机指标参数包括不同任务剖面下的发动机推力、耗油率。
15.进一步地，所述s3中，采用现代优化方法，对包括飞机翼展、展弦比、翼型、机翼载荷的参数进行优化，获取最优的飞机气动设计方案。
16.进一步地，所述s4中，采用现代优化方法，对发动机的包括循环参数、控制规律进行优化。
17.进一步地，所述现代优化方法为差分进化算法。
18.本发明的高效飞/发联合论证方法，在飞/发联合需求捕获中获取飞机在全剖面内的任务使用需求，进一步运用飞/发性能需求分析模型，结合基于经验公式的发动机初步总体性能方案和飞机初步气动方案，对飞行任务剖面开展约束分析与任务分析，由此获取满足任务需求时的飞机和发动机初步性能指标参数，飞机与发动机根据以上指标参数开展方案优化设计工作，并将所设计结果传递到飞/发方案耦合迭代中，并以在满足飞机任务需求的前提下整个飞机起飞重量最小为目标，以上一次迭代优化和本次迭代优化的飞机起飞重量是否趋于一个稳定值，来判断飞/发之间的方案是否收敛，从而达到最优匹配目标。
19.由上述方案可以看出：本发明中的高效飞/发联合论证方法可用于飞/发概念设计阶段的联合论证，多约束、多变量的现代优化方法地引入极大地提升了飞/发方案优化效率和优选精度，能够快速、高效地获取满足飞/发最优匹配的飞机方案与发动机方案，减少了人力成本，具有很强的工程实用价值，对于缩短飞/发方案论证周期和提升经济效益具有重大的意义。
附图说明
20.为了更清楚地说明本公开实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本公开的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。
21.图1为本发明的高效飞/发联合论证方法示意图。
具体实施方式
22.下面结合附图对本公开实施例进行详细描述。
23.以下通过特定的具体实例说明本公开的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本公开的其他优点与功效。显然，所描述的实施例仅仅是本公开一部分实施例，而不是全部的实施例。本公开还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本公开的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可
以相互组合。基于本公开中的实施例，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，都属于本公开保护的范围。
24.要说明的是，下文描述在所附权利要求书的范围内的实施例的各种方面。应显而易见，本文中所描述的方面可体现于广泛多种形式中，且本文中所描述的任何特定结构及/或功能仅为说明性的。基于本公开，所属领域的技术人员应了解，本文中所描述的一个方面可与任何其它方面独立地实施，且可以各种方式组合这些方面中的两者或两者以上。举例来说，可使用本文中所阐述的任何数目个方面来实施设备及/或实践方法。另外，可使用除了本文中所阐述的方面中的一或多者之外的其它结构及/或功能性实施此设备及/或实践此方法。
25.还需要说明的是，以下实施例中所提供的图示仅以示意方式说明本公开的基本构想，图式中仅显示与本公开中有关的组件而非按照实际实施时的组件数目、形状及尺寸绘制，其实际实施时各组件的型态、数量及比例可为一种随意的改变，且其组件布局型态也可能更为复杂。
26.另外，在以下描述中，提供具体细节是为了便于透彻理解实例。然而，所属领域的技术人员将理解，可在没有这些特定细节的情况下实践所述方面。
27.本公开实施例提供一种高效的飞/发联合论证方法，该方法主要为飞/发联合需求捕获、飞/发性能需求分析、飞机方案优化设计、发动机方案优化设计、飞/发方案耦合迭代五部分：
28.(1)飞/发联合需求捕获：根据对所需要捕获需求的飞机任务使用场景描述，在已建立的数字化的飞机任务使用场景数据库中，采用基于模糊识别的快速比对法对使用场景进行提取与搭建。根据搭建好的使用场景，结合飞机用户使用需求获取在各个任务剖面下飞机的爬升率、加速度、航程、飞行时间等性能指标要求；
29.(2)飞/发性能需求分析：根据飞行力学方程(公式1)和燃油消耗积分模型(公式2和公式3)分别建立飞/发约束分析、任务分析模型，对传入的飞机气动方案和发动机总体性能方案进行计算分析，获取满足全飞行剖面的发动机推力、耗油率以及飞机最大起飞重量等参数：
[0030][0031]
上式中，f为推力、d为阻力、r为附加阻力以及w为重力、dh/dt为爬升率、为加速度。
[0032]
加速、爬升状态
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(2)
[0033]
巡航、盘旋状态(3)
[0035]
上式中，wf为飞机在某一航段末端重量、wi为飞机在某一航段起始重量、tsfc为发
动机耗油率、h为高度、v为速度、u为与飞机气动特性、起飞推重比相关的参数，如下式4所示。
[0036][0037]
上式中，cd为飞机的阻力系数、c
dr
为飞机附加阻力系数，c
l
为升力系数，β为飞机在不同航段下的质量分数，α为航段推力与地面最大起飞推力之比，w
to
和t
sl
分别为最大起飞重量与地面最大起飞推力。
[0038]
(3)飞机方案优化设计：根据每次飞/发耦合迭代的指标要求，采用多变量、多约束条件的现代优化算法对飞机翼展、展弦比、翼型、机翼载荷等参数进行优化，获取最优的飞机气动设计方案；
[0039]
(4)发动机方案优化设计：根据每次飞/发耦合迭代的指标要求，采用多变量、多约束条件的现代优化方法对发动机的循环参数、控制规律等进行优化，形成相应的发动机总体性能方案；
[0040]
(5)飞/发方案耦合迭代：将每次迭代生成的飞机气动设计方案和发动机总体方案代入到飞/发性能需求分析模型中，判断飞/发方案是否满足需求，获取每次飞/发迭代产生的飞机起飞重量，并与上一次迭代的飞机起飞重量进行对比，当上一次迭代优化和本次迭代的飞机起飞重量趋于一个稳定值则迭代收敛，获取飞/发匹配的最优飞机方案和发动机方案。
[0041]
接下来，以一种具体实施例对本发明作进一步说明。
[0042]
参考附图1，图1给出了一种高效的飞/发联合论证方法的流程图，从图中可以看出整个优化迭代求解部分需要经过如下过程：
[0043]
(1)在飞/发联合需求捕获中，首先采用表1中的经验公式对发动机推力比α、耗油率tsfc进行估算，获取发动机总体性能初始方案a
p,0
；结合飞机初步气动方案b
p,0
，运用飞/发性能需求分析中的约束分析和任务分析得到飞机起飞重量w
to,1
、最大起飞推力f
sl,1
、巡航推力f
cr,1
、爬升推力f
cl,1
、巡航耗油率sfc
cr,1
的初始值，并以该初始值作为飞机对发动机的约束条件开展发动机方案的优化设计，飞机气动方案也根据发动机方案的变化，并结合目前迭代得到的起飞重量开展优化设计，由此得到此时最优的发动机总体性能方案a
p,1
和飞机初始气动方案b
p,1
。
[0044]
(2)将第i次优化得到的发动机总体性能方案a
p,i
和飞机总体方案b
p,i
代入到约束分析和任务分析中，由此确定第i 1次的最大起飞重量w
to,i 1
、最大起飞推力f
sl,i 1
、起飞耗油率sfc
sl,i 1
、巡航推力f
cr,i 1
、爬升推力f
cl,i 1
、巡航耗油率sfc
cr,i 1
等发动机设计指标要求，并将以上指标参数作为第i 1次发动机总体方案和飞机气动方案优化的约束条件。
[0045]
(3)将第i次计算得到的最大起飞重量w
to,i
与上一次计算得到的最大起飞重量w
to,i-1
进行比较，若|(w
to,i-w
to,i-1
)/w
to,i
|小于设定的迭代精度ε，则完成迭代，否则重复第2步到第3步的迭代过程。
[0046]
表1发动机推力比α与耗油率tsfc经验公式表
[0047]
[0048][0049]
从上述方法可以看出，本发明引入了多变量、多约束条件的现代优化方法对飞/发方案进行不断地耦合迭代优化设计，在满足飞机任务需求的前提下，获取了飞机起飞重量最小为目标的飞机和发动机方案,消除了由于飞/发之间相互预留裕度过大造成飞/发设计难度加大的问题。本发明中引入的优化方法大大缩短了飞/发方案迭代优化时间，提升了飞/发联合论证的效率。
[0050]
以a340-300飞机的飞/发方案联合论证为例，如表2所示。在保证满足a340-300飞机13000km飞行航程的需求下，采用本发明中的方法获得的a340-300飞机的最大起飞重量为249947kg，较初始方案中的起飞重量291751kg下降约14.33％，较实际a340-300飞机的最大起飞重量271000kg～275000kg下降约7％～9％；由于飞/发匹配性提升，发动机起飞推力需求、巡航推力需求等指标参数不断下降，降低了发动机设计难度。
[0051]
表2：a340-300飞机的飞/发方案联合论证示例
[0052][0053][0054]
以上所述，仅为本公开的具体实施方式，但本公开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公开揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本公开的保护范围之内。因此，本公开的保护范围应以权利要求的保护范围为准。