一种飞行器总体设计参数的确定方法及装置制造方法及图纸

本发明专利技术公开了一种飞行器总体设计参数的确定方法，包括：确定飞行器的各个组成部分的设计参数；根据每个组成部分包括的设计参数分别构建与每个组成部分对应的参数模型；根据所有参数模型确定飞行器总体设计模型，并按照预设的优化目标和遗传算法求解飞行器总体设计模型，得到飞行器总体设计参数；参数模型至少包括：飞行器质量模型、飞行器气动模型、弹道参数模型和冲压发动机性能模型，冲压发动机性能模型中的设计参数至少包括：空燃比、补燃室压力、进气道参数和燃气发生器参数。该方法能够考虑动力性能和弹道的耦合效应，提高飞行器的总体性能。本发明专利技术公开的一种飞行器总体设计参数的确定装置、设备及可读存储介质，也同样具有上述技术效果。

A method and device for determining the overall design parameters of aircraft

The invention discloses a method for determining the overall design parameters of an aircraft, which includes: determining the design parameters of each component of an aircraft; constructing the parameter model corresponding to each component according to the design parameters included in each component; determining the overall design model of an aircraft according to all the parameter models, and solving the flight according to the preset optimization objective and genetic algorithm The overall design model of the walker can obtain the overall design parameters of the aircraft. The parameter model at least includes the mass model of the aircraft, the aerodynamic model of the aircraft, the ballistic parameter model and the performance model of the ramjet. The design parameters in the performance model of the ramjet at least include the air-fuel ratio, the pressure of the afterburning chamber, the inlet parameters and the parameters of the gas generator. This method can consider the coupling effect of dynamic performance and trajectory, and improve the overall performance of aircraft. The invention discloses a device, a device and a readable storage medium for determining the overall design parameters of an aircraft, which also has the technical effect.

【技术实现步骤摘要】
一种飞行器总体设计参数的确定方法及装置
本专利技术涉及飞行器设计
，更具体地说，涉及一种飞行器总体设计参数的确定方法、装置、设备及可读存储介质。
技术介绍
飞行器设计中涉及到许多学科，从整体系统的角度来说，各个子系统间必然存在一定程度的相互作用和耦合效应。由于子系统均有各自独立的分析和设计工具，传统次序型设计往往无法综合考虑，从而没能充分考虑到各系统间的耦合因素。应用多学科设计优化解决上述整体系统的设计问题，既提高了设计效率，还改善了产品的性能。在现有技术中，在进行多学科设计优化时，未考虑到动力参数和弹道参数之间的耦合效应，从而导致当飞行器的飞行空域和速域变化明显时，动力参数和弹道参数的耦合特征明显。当采用冲压发动机为飞行器提供动力时，若仍按照现有技术的设计方式设计总体参数，由于未考虑动力参数和弹道参数的耦合效应，会使得飞行器的总体性能降低。因此，如何降低动力参数和弹道参数的耦合效应，提高飞行器的总体性能，是本领域技术人员需要解决的问题。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种飞行器总体设计参数的确定方法、装置、设备及可读存储介质，以降低动力参数和弹道参数的耦合效应，提高飞行器的总体性能。为实现上述目的，本专利技术实施例提供了如下技术方案：一种飞行器总体设计参数的确定方法，包括：确定飞行器的各个组成部分和每个组成部分包括的设计参数，所述飞行器由冲压发动机提供动力；根据每个组成部分包括的设计参数分别构建与每个组成部分对应的参数模型；根据所有参数模型确定飞行器总体设计模型，并按照预设的优化目标和遗传算法求解所述飞行器总体设计模型，得到所述优化目标对应的飞行器总体设计参数；其中，所述参数模型至少包括：飞行器质量模型、飞行器气动模型、弹道参数模型和冲压发动机性能模型，所述冲压发动机性能模型中的设计参数至少包括：空燃比、补燃室压力、进气道参数和燃气发生器参数；其中，所述按照预设的优化目标和遗传算法求解所述飞行器总体设计模型，得到所述优化目标对应的飞行器总体设计参数，包括：按照灵敏度分析所述飞行器总体设计模型，得到第一模型和第二模型；当所述优化目标为射程最大时，利用遗传算法求解所述第二模型，得到第一最优解；将所述第一最优解作为所述第一模型的初始迭代值，并利用遗传算法求解所述第一模型，得到第二最优解；将所述第二最优解作为射程最大对应的飞行器总体设计参数。其中，所述飞行器质量模型的构建步骤包括：确定所述飞行器的弹体组成部分和每个弹体组成部分的质量，并根据每个弹体组成部分的质量构建所述飞行器质量模型；所述飞行器质量模型为：，表示飞行器的质量，表示采用等效厚度的壳体模型的机体质量，表示发动机的质量，表示有效载荷质量，表示弹翼或机翼的质量。其中，所述飞行器气动模型的构建步骤包括：采用部件组合法构建所述飞行器气动模型；所述飞行器气动模型为：其中，表示阻力系数；表示升力系数，表示空气密度，S表示参考面积，q表示动压头，X表示气动阻力，Y表示气动升力，V表示飞行速度。其中，所述弹道参数模型的构建步骤包括：确定所述飞行器的弹道设计参数，并采用三自由度质点构建所述弹道参数模型，其中，所述弹道参数模型中的纵向运动方程组为：其中，V表示飞行速度，m表示飞行器质量，F表示发动机推力，X表示气动阻力，Y表示气动升力，表示俯仰力矩，表示转动惯量，表示攻角，表示速度倾角，表示俯仰角，表示俯仰角速度，表示单位时间内燃料消耗量，表示飞行器射程，表示飞行器高度，t表示时间，g表示重力加速度。其中，所述冲压发动机性能模型的构建步骤包括：确定所述冲压发动机的组成部分，所述冲压发动机的组成部分包括：燃气发生器、补燃室和进气道，所述进气道为两个二元进气道；根据所述冲压发动机的组成部分计算发动机推力、发动机比冲、所述空燃比和所述补燃室压力；构建包括所述发动机推力、所述发动机比冲、所述空燃比、所述补燃室压力、所述进气道参数、所述燃气发生器参数和所述冲压发动机的技术指标的所述冲压发动机性能模型；所述冲压发动机性能模型为：其中，F表示发动机推力，表示燃料流量，所述燃料流量为所述燃气发生器参数，va表示来流空气速度，ve表示喷管出口速度，pe表示喷管出口静压，pa表示来流空气静压，Ae表示喷管出口面积；Is表示发动机比冲；表示空燃比，表示空气流量；表示进气道总压恢复系数，所述进气道总压恢复系数为所述进气道参数，表示进气道出口总压，表示来流空气总压；表示补燃室压力，表示补燃室总压恢复系数。其中，所述按照预设的优化目标和遗传算法求解所述飞行器总体设计模型，得到所述优化目标对应的飞行器总体设计参数，包括：按照灵敏度分析所述飞行器总体设计模型，得到第一模型和第二模型；当所述优化目标为射程最大时，利用遗传算法求解所述第二模型，得到第一最优解；将所述第一最优解作为所述第一模型的初始迭代值，并利用遗传算法求解所述第一模型，得到第二最优解；将所述第二最优解作为射程最大对应的飞行器总体设计参数。其中，所述根据所有参数模型确定飞行器总体设计模型，包括：根据所述飞行器质量模型、所述飞行器气动模型、所述弹道参数模型和所述冲压发动机性能模型确定所述飞行器总体设计模型；其中，所述飞行器总体设计模型的设计变量为：发动机动力参数和飞行器几何参数，弹道形式为高空-俯冲；所述飞行器总体设计模型的约束条件为：，和，m表示飞行器质量，L表示飞行器长度，Z指代所有设计变量。一种飞行器总体设计参数的确定装置，包括：确定模块，用于确定飞行器的各个组成部分和每个组成部分包括的设计参数，所述飞行器由冲压发动机提供动力；构建模块，用于根据每个组成部分包括的设计参数分别构建与每个组成部分对应的参数模型；执行模块，用于根据所有参数模型确定飞行器总体设计模型，并按照预设的优化目标和遗传算法求解所述飞行器总体设计模型，得到所述优化目标对应的飞行器总体设计参数；其中，所述参数模型至少包括：飞行器质量模型、飞行器气动模型、弹道参数模型和冲压发动机性能模型，所述冲压发动机性能模型中的设计参数至少包括：空燃比、补燃室压力、进气道参数和燃气发生器参数；其中，所述执行模块具体用于：按照灵敏度分析所述飞行器总体设计模型，得到第一模型和第二模型；当所述优化目标为射程最大时，利用遗传算法求解所述第二模型，得到第一最优解；将所述第一最优解作为所述第一模型的初始迭代值，并利用遗传算法求解所述第一模型，得到第二最优解；将所述第二最优解作为射程最大对应的飞行器总体设计参数。一种飞行器总体设计参数的确定设备，包括：存储器，用于存储计算机程序；处理器，用于执行所述计算机程序时实现上述任意一项所述的飞行器总体设计参数的确定方法的步骤。一种可读存储介质，所述可读存储介质上存本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种飞行器总体设计参数的确定方法，其特征在于，包括：/n确定飞行器的各个组成部分和每个组成部分包括的设计参数，所述飞行器由冲压发动机提供动力；/n根据每个组成部分包括的设计参数分别构建与每个组成部分对应的参数模型；/n根据所有参数模型确定飞行器总体设计模型，并按照预设的优化目标和遗传算法求解所述飞行器总体设计模型，得到所述优化目标对应的飞行器总体设计参数；/n其中，所述参数模型至少包括：飞行器质量模型、飞行器气动模型、弹道参数模型和冲压发动机性能模型，所述冲压发动机性能模型中的设计参数至少包括：空燃比、补燃室压力、进气道参数和燃气发生器参数；/n其中，所述按照预设的优化目标和遗传算法求解所述飞行器总体设计模型，得到所述优化目标对应的飞行器总体设计参数，包括：/n按照灵敏度分析所述飞行器总体设计模型，得到第一模型和第二模型；/n当所述优化目标为射程最大时，利用遗传算法求解所述第二模型，得到第一最优解；/n将所述第一最优解作为所述第一模型的初始迭代值，并利用遗传算法求解所述第一模型，得到第二最优解；/n将所述第二最优解作为射程最大对应的飞行器总体设计参数；/n其中，所述第一模型的计算精度高于所述第二模型的计算精度。/n...

【技术特征摘要】
1.一种飞行器总体设计参数的确定方法，其特征在于，包括：
确定飞行器的各个组成部分和每个组成部分包括的设计参数，所述飞行器由冲压发动机提供动力；
根据每个组成部分包括的设计参数分别构建与每个组成部分对应的参数模型；
根据所有参数模型确定飞行器总体设计模型，并按照预设的优化目标和遗传算法求解所述飞行器总体设计模型，得到所述优化目标对应的飞行器总体设计参数；
其中，所述参数模型至少包括：飞行器质量模型、飞行器气动模型、弹道参数模型和冲压发动机性能模型，所述冲压发动机性能模型中的设计参数至少包括：空燃比、补燃室压力、进气道参数和燃气发生器参数；
其中，所述按照预设的优化目标和遗传算法求解所述飞行器总体设计模型，得到所述优化目标对应的飞行器总体设计参数，包括：
按照灵敏度分析所述飞行器总体设计模型，得到第一模型和第二模型；
当所述优化目标为射程最大时，利用遗传算法求解所述第二模型，得到第一最优解；
将所述第一最优解作为所述第一模型的初始迭代值，并利用遗传算法求解所述第一模型，得到第二最优解；
将所述第二最优解作为射程最大对应的飞行器总体设计参数；
其中，所述第一模型的计算精度高于所述第二模型的计算精度。


2.根据权利要求1所述的飞行器总体设计参数的确定方法，其特征在于，所述飞行器质量模型的构建步骤包括：
确定所述飞行器的弹体组成部分和每个弹体组成部分的质量，并根据每个弹体组成部分的质量构建所述飞行器质量模型；
所述飞行器质量模型为：，表示飞行器的质量，表示采用等效厚度的壳体模型的机体质量，表示发动机的质量，表示有效载荷质量，表示弹翼或机翼的质量。


3.根据权利要求2所述的飞行器总体设计参数的确定方法，其特征在于，所述飞行器气动模型的构建步骤包括：
采用部件组合法构建所述飞行器气动模型；所述飞行器气动模型为：



其中，表示阻力系数；表示升力系数，表示空气密度，S表示参考面积，q表示动压头，X表示气动阻力，Y表示气动升力，V表示飞行速度。


4.根据权利要求3所述的飞行器总体设计参数的确定方法，其特征在于，所述弹道参数模型的构建步骤包括：
确定所述飞行器的弹道设计参数，并采用三自由度质点构建所述弹道参数模型，其中，所述弹道参数模型中的纵向运动方程组为：



其中，V表示飞行速度，m表示飞行器质量，F表示发动机推力，X表示气动阻力，Y表示气动升力，表示俯仰力矩，表示转动惯量，表示攻角，表示速度倾角，表示俯仰角，表示俯仰角速度，表示单位时间内燃料消耗量，表示飞行器射程，表示飞行器高度，t表示时间，g表示重力加速度。


5.根据权利要求1-4任意一项所述的飞行器总体设计参数的确定方法，其特征在于，所述冲压发动机性能模型的构建步骤包括：
确定所述冲压发动机的组成部分，所述冲压发动机的组成部分包括：燃气发生器、补燃室和进气道，所述进气道为两个二元进气道...

【专利技术属性】
技术研发人员：李建成，孙红，谢昌颐，陈亮，陈一平，
申请(专利权)人：湖南德雅坤创科技有限公司，
类型：发明
国别省市：湖南;43