一种爬升性能快速处理方法技术

本公开实施例是关于一种爬升性能快速处理方法。该方法包括：计算典型高度；建立气动力模型和发动机动力模型，利用所述气动力模型和发动机动力模型计算所述典型高度下不同爬升速度范围内的爬升率，并获得典型高度下爬升率与爬升速度曲线；对爬升率与爬升速度曲线进行分析，得到最佳爬升率及其对应爬升速度；根据最佳爬升率及爬升速度建立飞机全程爬升方程，并计算全程爬升性能参数。本发明专利技术一方面通过典型计算高度爬升能力计算分析，形成一套有利爬升性能快速解算方法和流程；另一方面通过典型高度爬升率与爬升速度曲线求解，获取典型高度下的有利爬升速度作为全程爬升的有利爬升速度计算飞机爬升性能，大幅度提高了有利爬升性能计算效率。能计算效率。能计算效率。

【技术实现步骤摘要】
一种爬升性能快速处理方法


[0001]本公开实施例涉及航空飞行器飞行性能计算
，尤其涉及一种爬升性能快速处理方法。

技术介绍

[0002]飞机爬升过程以有利速度爬升，既能缩短飞机爬升耗时，又能节省燃油消耗。已有爬升性能解算中，为计算飞机从低高度到高高度的爬升性能数据，需要从低高度按一定的步长逐步积分，当高度满足后得出计算结果；而有利爬升性能则需要在此基础上，计算各个速度下的爬升性能数据，进行比较，得出各个高度上的有利爬升性能数据，进而得出全部爬升段的有利爬升性能数据。
[0003]现有工程设计中有利爬升性能计算方法由于需要迭代计算不同速度下的爬升性能数据，且需要按照一定的高度步长多次计算，这将消耗大量的计算时间，在飞机任务规划系统中按照现有方法计算，将导致任务规划系统响应迟钝。
[0004]因此，有必要改善上述相关技术方案中存在的一个或者多个问题。
[0005]需要注意的是，本部分旨在为权利要求书中陈述的本公开的技术方案提供背景或上下文。此处的描述不因为包括在本部分中就承认是现有技术。

技术实现思路

[0006]本公开实施例的目的在于提供一种爬升性能快速处理方法，进而至少在一定程度上克服由于相关技术的限制和缺陷而导致的一个或者多个问题。
[0007]根据本公开实施例提供一种爬升性能快速处理方法，该方法包括：计算典型高度；建立气动力模型和发动机动力模型，利用所述气动力模型和发动机动力模型计算所述典型高度下不同爬升速度范围内的爬升率，并获得所述典型高度下爬升率与爬升速度曲线；对所述爬升率与爬升速度曲线进行分析，得到最佳爬升率及其对应爬升速度；根据所述最佳爬升率及爬升速度建立飞机全程爬升方程，并计算全程爬升性能参数。
[0008]本公开的一实施例中，所述计算典型高度的过程包括：根据飞机爬升性能计算的爬升起始高度、终止高度，按照飞机爬升率与爬升高度的曲线特性，基于飞机爬升率值域区间的特性分析，得出有利爬升性能的典型高度。
[0009]本公开的一实施例中，得到所述典型高度下爬升率与爬升速度曲线过程包括：根据飞机爬升构型参数，建立气动力模型和发动机动力模型，并获取飞机在所述典型高度下不同速度下的剩余推力，利用剩余推力为正选定飞机爬升速度范围；根据预设爬升速度，以飞机实际爬升方式为约束条件，计算爬升加速因子；利用飞机气动力模型、发动机动力模型，根据初始爬升迎角和爬升角计算初始条
件爬升率和升力系数，再根据所述初始条件爬升率和升力系数求取新一轮爬升迎角和爬升角，通过迭代计算爬升率和升力系数，直至相邻两次迭代计算结果满足误差要求，得出对应的速度爬升率；迭代计算不同爬升速度对应的爬升率，利用计算结果得出爬升率与爬升速度曲线。
[0010]本公开的一实施例中，得到最佳爬升率及其对应爬升速度过程包括：基于典型高度的爬升率与爬升速度曲线，求取爬升率极大值点，获取典型高度最大爬升率及其对应的爬升速度。
[0011]本公开的一实施例中，所述全程爬升性能参数包括：全程爬升时间和全程爬升燃油消耗量。
[0012]本公开的一实施例中，所述典型高度的计算公式为：H
c
=2/3*(H
end
‑
H
begin
)+H
begin
（1）其中，H
C
为典型高度，H
begin
为起始高度、H
end
为终止高度。
[0013]本公开的一实施例中，所述预设速度下爬升率计算公式为：其中，V
y
为爬升率，P为发动机推力，与分别为飞机爬升迎角和发动机安装角，Q为气动阻力，G为爬升重量，为爬升加速因子；C
y
为爬升气动力升力系数，q为动压，S为机翼面积，为爬升角，V为速度。
[0014]本公开的一实施例中，所述剩余推力计算公式为：其中，为剩余推力，P
avail
为发动机可用推力，P
req
为需用推力；另外，爬升加速因子，计算公式为：（5）其中，M为飞行马赫数，k为空气绝热指数，T
s
为标准大气条件当前高度大气温度，T
ns
为当前高度实际大气温度；利用爬升率计算爬升角的计算公式为：其中，为爬升角，V为速度。
[0015]本公开的一实施例中，爬升率极大值点的计算公式为：V
y
’
（V
climb
）=0
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
（7）
其中，V
y
’
（V
climb
）为爬升率
‑
爬升速度曲线函数关系一阶导数。
[0016]本公开的一实施例中，所述全程爬升时间、全程爬升燃油消耗量的公式分别为：Time=(H
end
‑
H
begin
)/V
y
（8）Fuel=Time*W
f
（9）其中，Time为全程爬升时间，Fuel为全程爬升燃油消耗量，W
f
为单位时间内飞机发动机的燃油消耗率。
[0017]本公开的实施例提供的技术方案可以包括以下有益效果：本公开的实施例中，通过上述爬升性能快速处理方法，一方面，本专利技术充分考虑最大爬升率随高度的变化规律，建立典型爬升计算高度模型，通过典型计算高度爬升能力计算分析，形成一套有利爬升性能快速解算方法和流程；另一方面，本专利技术通过典型爬升计算高度爬升率～爬升速度曲线求解，获取典型高度下的有利爬升速度作为全程爬升的有利爬升速度计算飞机爬升性能，解决了传统飞机有利爬升性能计算迭代循环次数多，耗时长的问题，大幅度提高了有利爬升性能计算效率。
附图说明
[0018]此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本公开的实施例，并与说明书一起用于解释本公开的原理。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他的附图。
[0019]图1示出本公开本专利技术处理方法步骤图；图2示出本公实施例的典型爬升计算高度爬升率
‑
爬升速度曲线图。
具体实施方式
[0020]现在将参考附图更全面地描述示例实施方式。然而，示例实施方式能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的范例；相反，提供这些实施方式使得本公开将更加全面和完整，并将示例实施方式的构思全面地传达给本领域的技术人员。所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施方式中。
[0021]此外，附图仅为本公开实施例的示意性图解，并非一定是按比例绘制。图中相同的附图标记表示相同或类似的部分，因而将省略对它们的重复描述。附图中所示的一些方框图是功能实体，不一定必须与物理或逻辑上独立的实体相对应。
[0022]本示例实施方式中首先提供了一种爬升性能快本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种爬升性能快速处理方法，其特征在于，包括：计算典型高度；建立气动力模型和发动机动力模型，利用所述气动力模型和发动机动力模型计算所述典型高度下不同爬升速度范围内的爬升率，并获得所述典型高度下爬升率与爬升速度曲线；对所述爬升率与爬升速度曲线进行分析，得到最佳爬升率及其对应爬升速度；根据所述最佳爬升率及爬升速度建立飞机全程爬升方程，并计算全程爬升性能参数。2.根据权利要求1所述爬升性能快速处理方法，其特征在于，所述计算典型高度的过程包括：根据飞机爬升性能计算的爬升起始高度、终止高度，按照飞机爬升率与爬升高度的曲线特性，基于飞机爬升率值域区间的特性分析，得出有利爬升性能的典型高度。3.根据权利要求1所述爬升性能快速处理方法，其特征在于，得到所述典型高度下爬升率与爬升速度曲线过程包括：根据飞机爬升构型参数，建立气动力模型和发动机动力模型，并获取飞机在所述典型高度下不同速度下的剩余推力，利用剩余推力为正选定飞机爬升速度范围；根据预设爬升速度，以飞机实际爬升方式为约束条件，计算爬升加速因子；利用飞机气动力模型、发动机动力模型，根据初始爬升迎角和爬升角计算初始条件爬升率和升力系数，再根据所述初始条件爬升率和升力系数求取新一轮爬升迎角和爬升角，通过迭代计算爬升率和升力系数，直至相邻两次迭代计算结果满足误差要求，得出对应的速度爬升率；迭代计算不同爬升速度对应的爬升率，利用计算结果得出爬升率与爬升速度曲线。4.根据权利要求1所述爬升性能快速处理方法，其特征在于，得到最佳爬升率及其对应爬升速度过程包括：基于典型高度的爬升率与爬升速度曲线，求取爬升率极大值点，获取典型高度最大爬升率及其对应的爬升速度。5.根据权利要求1所述爬升性能快速处理方法，其特征在于，所述全程爬升性能参数包括：全程爬升时间和全程爬升燃油消耗量。6.根据权利要求2所述爬升性能快速处理方法，其特征在于，所述典型高度的计算公式为：H
c
=2/3*(H
end
‑
H
begin
)+H
begin
（1）其中，H
C...

【专利技术属性】
技术研发人员：张超，商立英，任江涛，徐声明，赵科社，张泰安，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：