一种基于原型飞机的飞行性能快速计算方法与流程

1.本技术属于飞行器性能设计技术领域，特别涉及一种基于原型飞机的飞机性能快速计算方法。


背景技术：

2.在飞机设计中，经常会在原型飞机的基础上进行增升减阻的改进设计或以原型飞机为平台进行改型设计，例如以运输机为平台飞机，增加加油吊舱等设备而改型设计为加油机，或增加雷达设备而改型设计为预警机。在这些情况下，飞机的动力装置基本不发生变化，设计飞机的气动外形需进行优化或作适应性更改，此时需要对优化设计后的飞机或改型飞机的飞行性能进行重新计算或计算。
3.将基于原型飞机进行优化设计或改型后的飞机称为目标飞机，在目标飞机的方案设计阶段需对目标飞机的主要飞行性能设计参数进行计算，在飞机试飞和使用阶段需为目标飞机提供飞行性能手册等全面的使用数据资料，因此需对目标飞机的飞行性能数据进行重新计算和更新，现有技术的常规做法是依据目标飞机的总体参数、气动力数据和动力特性数据等，根据飞行力学方程对各飞行阶段以及设计任务剖面的性能进行重新计算。但这种方法，在确定和更新飞行性能数据资料时工作量非常大，需要花费大量的时间和人力，工作效率低，在方案设计阶段影响方案的迭代速度。


技术实现要素：

4.本技术的目的是提供了一种基于原型飞机的飞行性能快速计算方法，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。
5.本技术的技术方案是：一种基于原型飞机的飞行性能快速计算方法，所述方法包括：
6.以原型飞机为平台，使目标飞机的动力装置与原型飞机的动力装置保持一致，从而使目标飞机与原型飞机的动力特性保持不变，以及使目标飞机与原型飞机的总体设计参数一致，所述目标飞机的气动外形根据设计需求进行更改或优化；
7.通过构建目标飞机的气动特性数据变化与飞行性能数据变化的关系模型，以原型飞机的飞行性能数据为基础，根据原型飞机的气动特性数据的变化得到目标飞机在气动外形下的飞行性能数据。
8.在本技术中，所述目标飞机的气动特性数据变化与飞行性能数据变化的关系模型通过目标飞机与原型飞机的纵向气动力数据构建。
9.在本技术中，所述原型飞机和目标飞机的飞行性能数据包括爬升性能、爬升限制重量、巡航或巡逻性能、下降性能，其中，所述爬升性能包括爬升率、爬升时间、爬升距离和爬升耗油，所述巡航或巡逻性能包括单位燃油航程和小时耗油量，所述下降性能包括下降率、下降时间、下降距离和下降耗油。
10.进一步的，对原型飞机的纵向气动力数据进行预处理，预处理过程包括：
11.将原型飞机的极曲线表达为以升阻比为因变量，升力系数为自变量的n次多项式：
12.kb(ma,cl)＝a
ma_n
×
cln a
ma_n-1
×
cl
n-1
...... a
ma_0
13.式中，kb为原型飞机升阻比，a
ma_n
、a
ma_n-1
、
…
、a
ma_0
均为多项式系数，ma为马赫数，cl为升力系数。
14.进一步的，对目标飞机的纵向气动力数据进行预处理，预处理过程包括：
15.将目标飞机的极曲线表达为以升阻比为因变量，升力系数为自变量的n次多项式：
16.k
x
(ma,cl)＝b
ma_n
×
cln b
ma_n-1
×
cl
n-1

……
b
ma_0
17.式中，k
x
为目标飞机升阻比，b
ma_n
、b
ma_n-1
、
……
、b
ma_0
均为多项式系数，ma为马赫数，cl为升力系数；
18.在相同的升力系数cl下，目标飞机与原型飞机的升阻比差量δk满足：δk＝(b
ma_n-a
ma_n
)cln (b
ma_n-1-a
ma_n-1
)cl
n-1

……
(b
ma_0-a
ma_0
)。
19.进一步的，在相同飞行条件下，以原型飞机的爬升性能数据为基础，根据升阻比的变化确定目标飞机的爬升性能，过程包括：
20.在飞行重量w相同时，根据飞机定常爬升的受力平衡关系，升力系数可以表达为：
21.升力
22.则升力系数
23.对应的阻力
24.爬升速度v＝ma
×
a；
25.爬升率则有
26.式中，ρ为空气密度，v为巡航速度，s为机翼参考面积，cl为升力系数，cd为阻力系数，f为装机推力，y为升力，d为阻力，vy为爬升率， k为升阻比；
27.在相同爬升条件下，目标飞机与原型飞机的爬升率具有如下关系：
[0028][0029]
式中，vy
x
表示目标飞机爬升率，vyb表示原型飞机爬升率，kb为原型飞机升阻比，k
x
为目标飞机升阻比；
[0030]
即得到目标飞机的爬升时间、爬升耗油、爬升距离数据。
[0031]
进一步的，在相同爬升条件下，以原型飞机的爬升能力限制重量数据为基础，根据爬升能力限制重量与升阻比的变化关系确定目标飞机的爬升能力限制重量，过程包括：
[0032]
目标飞机的爬升能力限制重量
[0033]
式中，cg0为要求的爬升梯度值，wb为原型飞机的爬升限制重量，kb为原型飞机升阻比，k
x
为目标飞机升阻比；
[0034]
其中，原型飞机升力系数clb和目标飞机的升力系数cl
x
通过下式确定：
cl
x
≈clb[0035]
式中，cl为升力系数，wb为原型飞机爬升能力限制重量，ρ为大气密度，v为巡航速度，s为机翼参考面积。
[0036]
进一步的，通过在相同飞行条件下，以原型飞机的单位燃油航程和小时耗油量为基础，根据目标飞机的单位燃油航程、小时耗油量与原型飞机的单位燃油航程、小时耗油量以及升阻比的变化确定目标飞机巡航性能数据，过程如下：
[0037]
目标飞机的单位燃油航程
[0038]
目标飞机的小时耗油量
[0039]
式中，rb为原型飞机的单位燃油航程，r
x
为目标飞机的单位燃油航程， qb为原型飞机的小时耗油量，q
x
为目标飞机的小时耗油量，kb为原型飞机的巡航升阻比，k
x
为目标飞机的巡航升阻比。
[0040]
本技术的基于原型飞机的飞行性能快速计算方法具有如下优点：
[0041]
1)本技术的方法可以用于目标飞机方案设计中的典型飞行性能参数估算、试飞及使用中飞行性能数据资料的快速更新，估算内容主要包括目标飞机的爬升/下降性能、爬升能力限制重量、巡航/巡逻性能；
[0042]
2)本技术的方法对基于原型飞机的优化设计或改型飞机进行相关飞行性能数据计算时，不需采用常规的求解飞行力学方程的方式进行大量全新的数据迭代计算，计算公式简洁、便于实施，实施过程无需进行迭代计算，大幅减少飞机设计人员的重复劳动，提高工作效率；在改进或改型飞机的设计中可以快速进行计算得到满足工程精度要求的结果，可快速推动设计方案的迭代，缩短研制周期；
[0043]
3)对于在原型飞机上的有限优化和改进，在飞机飞行性能手册等相关飞行性能数据的编制中，可以快速、及时更新数据，有效提高用户资料的维护工作效率，提高对用户的技术支持效率。
附图说明
[0044]
为了更清楚地说明本技术提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本技术的一些实施例。
[0045]
图1为本技术中基于原型飞机的飞行性能快速计算方法流程图。
[0046]
图2为本技术一实施例中的原型飞机升阻比kb表达为升力系数clb的函数曲线示意图。
[0047]
图3为本技术一实施例中的目标飞机升阻比k
x
表达为升力系数cl
x
的函数曲线示意图。
具体实施方式
[0048]
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。
[0049]
如图1所示，本技术提供了一种基于原型飞机的飞行性能快速计算方法，具体包括如下步骤：
[0050]
1)以原型飞机为平台，使目标飞机的动力装置与原型飞机的动力装置保持一致，从而使目标飞机与原型飞机的动力特性保持不变，以及使目标飞机与原型飞机的总体设计参数一致，所述目标飞机的气动外形根据设计需求进行更改或优化。
[0051]
其中，输入数据为目标飞机与原型飞机的纵向气动力数据，原型飞机的爬升性能(包括爬升率、爬升时间、爬升距离、爬升耗油)，爬升限制重量，巡航/巡逻性能(单位燃油航程、小时耗油量)及下降性能数据(包括下降率、下降时间、下降距离、下降耗油)。
[0052]
2)通过构建目标飞机的气动特性数据变化与飞行性能数据变化的关系模型，以原型飞机的飞行性能数据为基础，根据原型飞机的气动特性数据的变化得到目标飞机在气动外形下的飞行性能数据。
[0053]
具体的，首先对目标飞机与原型飞机估算所需的气动力数据进行预处理，预处理过程如下：
[0054]
将原型飞机的极曲线表达为以升阻比kb为因变量，升力系数cl为自变量的n次多项式：
[0055]
kb(ma,cl)＝a
ma_n
×
cln a ma_n-1
×
cl
n-1

……
a
ma_0
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(1)
[0056]
同时，将目标飞机的极曲线表达为以升阻比k
x
为因变量，升力系数 cl为自变量的n次多项式：
[0057]kx
(ma,cl)＝b ma_n
×
cln b ma_n-1
×
cl
n-1

……
b
ma_0
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(2)
[0058]
因此，在相同的升力系数cl下，目标飞机较原型飞机的升阻比差量δk为：
[0059]
δk＝(a ma_n-b
ma_n
)
×
cln (a
ma_n-1-b
ma_n-1
)
×
cl
n-1

…
(a
ma_0-b
ma_0
) (3)
[0060]
以上三式中，k为升阻比，角标b表示原型飞机，角标x表示目标飞机，cl为升力系数，ma为马赫数，a ma_n
、a
ma_n-1
、
…
、a
ma_0
及b ma_n
、 b
ma_n-1
、
…
、b
ma_0
均为多项式的系数，n为多项式项数，也为指数。
[0061]
之后，目标飞机的爬升/下降性能数据通过在相同飞行条件下，以原型飞机的性能数据为基础，根据升阻比的变化进行计算，计算过程如下：
[0062]
根据飞机定常爬升的受力平衡关系和运动学关系，将爬升率vy与升力系数cl和对应的升阻比k建立关系：
[0063]
飞机在定常爬升时，升力y满足
[0064]
则有
[0065]
对应的阻力满足
[0066]
爬升速度v则v＝ma
×
a；(5)
[0067]
根据上式可以得到爬升率的表达式：
[0068][0069]
式中，cl为升力系数，cd为阻力系数，f为装机推力，y为升力， d为阻力，vy为爬升
率。
[0070]
取原型飞机的爬升性能数据，见表1中的已知量，根据表1已知：爬升高度h为已知量，高度步长为δh＝h
i 1-h
i-1
、w
b_0
、w
x_0
原型飞机与改型飞机的初始爬升重量为已知量，vy
b_i
为原型飞机的爬升率。
[0071]
在相同的大气条件下，初始爬升高度、初始爬升重量、爬升速度相同时，可通过原型飞机的爬升性能数据，即求：目标飞机在不同爬升高度时的爬升重量w
x_i
、爬升率vy
x_1
、爬升时间t
x_i
、爬升耗油wf
x_i
、爬升距离dis
x_i
，见表1中的未知量。
[0072]
表1原型飞机与目标飞机的爬升性能数据
[0073][0074][0075]
根据上述步骤中的关系，可计算目标飞机爬升性能数据，过程如下：
[0076]
根据式(4)～式(8)的关系，在已知爬升重量、爬升速度的条件下，先确定出升力系数cl、再在爬升速度对应的cl-k曲线上，根据式 (1)和式(2)确定出对应的升阻比kb、k
x
。
[0077]
具体的，首先确定目标飞机与原型飞机在相同爬升条件下的爬升率，公式如下：
[0078][0079]
由高度h0爬升至h1的时间t
x_1
可表达为
[0080]
由高度h0爬升至h1的耗油量dis
x_1
可表达为：
[0081][0082]
由高度h0爬升至h1的爬升距离wf
x_1
可表达为：
[0083][0084]
在高度h1时，目标飞机的飞行重量为：w
x_1
＝w
x_0-wf
x_1
；(13)
[0085]
在高度hi时，目标飞机的各项爬升数据如下式(14)、(15)、(16)、 (17)，其中i》1，i为整数：
[0086][0087][0088][0089]wx_i
＝w
x_i-1-wf
x_i
ꢀꢀꢀ
(17)
[0090]
需要说明的是，上述对于目标飞机爬升性能数据的估算方法同样适用于对目标飞机下降性能的估算。
[0091]
然后，目标飞机爬升能力限制重量的计算。
[0092]
通过在相同爬升条件下，以原型飞机的爬升能力限制重量数据为基础，根据爬升能力限制重量与升阻比的变化关系计算目标飞机爬升能力限制重量，过程如下：
[0093]
目标飞机与原型飞机的使用相同的构型，飞行中大气温度、高度相同，爬升速度vb≈v
x
，根据飞机定常爬升的受力平衡关系，原型飞机在爬升梯度要求不低于cg0时，允许的最大飞行重量w0与发动机推力f，此时对应的升阻比kb、以及爬升梯度要求值cg0的关系如下：
[0094][0095]
目标飞机在爬升梯度要求不低于cg0时，允许的最大飞行重量w
x
与发动机推力f、此时对应的升阻比k
x
、以及爬升梯度要求值cg0的关系如下：
[0096][0097]
由式(18)、(19)可以得到目标飞机的爬升限制重量计算式如下：
[0098][0099]
式(20)中，爬升梯度要求值cg0为已知量，w0为原型飞机的爬升限制重量，为已知量，kb和k
x
由式(1)和式(2)计算，过程如下：
[0100]
原型飞机在爬升限制重量wb时的升力系数clb由下式计算：
[0101][0102]
由上式，利用原型飞机的升力系数cl与升阻比k的关系曲线(式1)，可以得到对应的升阻比kb的值。
[0103]
令目标飞机在爬升限制重量w
x
时的升力系数cl
x
≈clb，利用目标飞机的升力系数cl与升阻比k的关系曲线(式2)，可以得到对应的升阻比k
x
的值。
[0104]
最后，目标飞机巡航性能数据计算。
[0105]
通过在相同飞行条件下，以原型飞机的巡航性能数据为基础，通过在相同飞行条件下的单位燃油航程、小时耗油量与升阻比之间的变化关系进行计算目标飞机巡航性能数据，计算过程如下：
[0106]
单位燃油航程r可以表达为单位时间的飞行距离(速度v)对单位时间的燃料消耗
量(wf)之比，单位时间的燃料消耗量等于发动机的净推力与耗油率的乘积。
[0107]
在飞机作水平等速飞行时，推力与阻力相平衡，升力与重力平衡，于是，原型飞机在飞行重量w飞行速度v时的单位燃油航程表达为：
[0108][0109]
原型飞机的小时耗油量的计算式为：
[0110]
巡航升力系数为：
[0111]
其中，wf
cru
为巡航状态的小时耗油量，sfc为耗油率，f
cru
为巡航时的需用推力，l为巡航时的升力，d为巡航时的阻力，kb为原型飞机对应巡航状态的升阻比。
[0112]
在与原型飞机相同的大气温度、飞行高度、飞行重量、飞行速度下，分别根据式(22)、式(23)，可以推导出目标飞机的单位燃油航程r
x
的表达式(25)和目标飞机的巡航小时耗油量表达式(26)：
[0113]
目标飞机的单位燃油航程
[0114]
目标飞机的巡航小时耗油量
[0115]
其中，rb、qb为已知量，kb、k
x
由式24、式1、式2计算。
[0116]
如果式(25)和式(26)中的飞行重量为一定高度、速度下飞机的实时巡航重量，则这两个计算式可以用于计算单点的巡航性能数据，如果飞行重量为平均飞行重量则这两个计算式可以用于计算目标飞机较原型飞机的航程变化量。
[0117]
本技术提供的基于原型飞机的飞行性能快速估算方法，与常规方法之处在于：
[0118]
1)输入数据包括飞机的主要总体参数、原型飞机的飞行性能数据、原型飞机的纵向配平气动力数据、目标飞机的纵向配平气动力数据，不需使用发动机动力特性数据；
[0119]
2)以原型飞机的飞行性能数据为基础，将飞行性能参数与气动力(主要是升阻比k)的变化量进行关联，计算过程不需求解飞机飞行的力学方程；
[0120]
3)快速估算的飞行性能数据内容包括目标飞机的爬升/下降性能、巡航/巡逻性能、爬升限制重量。
[0121]
因此，本技术的基于原型飞机的飞行性能快速计算方法具有如下优点：
[0122]
1)本技术的方法可以用于目标飞机方案设计中的典型飞行性能参数估算、试飞及使用中飞行性能数据资料的快速更新，估算内容主要包括目标飞机的爬升/下降性能、爬升能力限制重量、巡航/巡逻性能；
[0123]
2)本技术的方法对基于原型飞机的优化设计或改型飞机进行相关飞行性能数据计算时，不需采用常规的求解飞行力学方程的方式进行大量全新的数据迭代计算，计算公式简洁、便于实施，实施过程无需进行迭代计算，大幅减少飞机设计人员的重复劳动，提高工作效率；在改进或改型飞机的设计中可以快速进行计算得到满足工程精度要求的结果，可快速推动设计方案的迭代，缩短研制周期；
[0124]
3)对于在原型飞机上的有限优化和改进，在飞机飞行性能手册等相关飞行性能数据的编制中，可以快速、及时更新数据，有效提高用户资料的维护工作效率，提高对用户的技术支持效率。
[0125]
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。