一种基于原型飞机的飞行性能快速计算方法与流程

技术特征：
1.一种基于原型飞机的飞行性能快速计算方法，其特征在于，所述方法包括：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；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。2.如权利要求1所述的基于原型飞机的飞行性能快速计算方法，其特征在于，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。3.如权利要求1或2所述的基于原型飞机的飞行性能快速计算方法，其特征在于，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。4.如权利要求3所述的基于原型飞机的飞行性能快速计算方法，其特征在于，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：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：k
b
(ma,cl)＝a
ma_n
×
cl
n
a
ma_n-1
×
cl
n-1
...... a
ma_0
式中，k
b
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。5.如权利要求4所述的基于原型飞机的飞行性能快速计算方法，其特征在于，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：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：k
x
(ma,cl)＝b
ma_n
×
cl
n
b
ma_n-1
×
cl
n-1
...... b
ma_0
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；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
)cl
n
(b
ma_n-1-a
ma_n-1
)cl
n-1
...... (b
ma_0-a
ma_0
)。6.如权利要求5所述的基于原型飞机的飞行性能快速计算方法，其特征在于，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：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：升力则升力系数对应的阻力
爬升速度v＝ma
×
a；爬升率则有式中，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；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：式中，vy
x
表示目标飞机爬升率，vy
b
表示原型飞机爬升率，k
b
为原型飞机升阻比，k
x
为目标飞机升阻比；即得到目标飞机的爬升时间、爬升耗油、爬升距离数据。7.如权利要求6所述的基于原型飞机的飞行性能快速计算方法，其特征在于，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：目标飞机的爬升能力限制重量式中，cg0为要求的爬升梯度值，w
b
为原型飞机的爬升限制重量，k
b
为原型飞机升阻比，k
x
为目标飞机升阻比；其中，原型飞机升力系数cl
b
和目标飞机的升力系数cl
x
通过下式确定：cl
x
≈cl
b
式中，cl为升力系数，w
b
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。8.如权利要求7所述的基于原型飞机的飞行性能快速计算方法，其特征在于，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：目标飞机的单位燃油航程目标飞机的小时耗油量式中，r
b
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，q
b
为原型飞机的小时耗油量，q
x
为目标飞机的小时耗油量，k
b
为原型飞机的巡航升阻比，k
x
为目标飞机的巡航升阻比。

技术总结
本申请提供了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：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；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。机在气动外形下的飞行性能数据。机在气动外形下的飞行性能数据。


技术研发人员：商立英 赵科社 谭蓉蓉 明亚丽
受保护的技术使用者：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
技术研发日：2021.12.31
技术公布日：2022/8/29