一种基于原型飞机的飞行性能快速计算方法技术

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。

【技术实现步骤摘要】
一种基于原型飞机的飞行性能快速计算方法


[0001]本申请属于飞行器性能设计
，特别涉及一种基于原型飞机的飞机性能快速计算方法。

技术介绍

[0002]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。
[0003]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。

技术实现思路

[0004]本申请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
技术介绍
中的至少一个问题。
[0005]本申请的技术方案是：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：
[0006]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；
[0007]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。
[0008]在本申请中，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。
[0009]在本申请中，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。
[0010]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：
[0011]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：
[0012]K
b
(Ma,CL)＝A
Ma_n
×
CL
n
+A
Ma_n
‑1×
CL
n
‑1+......+A
Ma_0
[0013]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。
[0014]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：
[0015]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：
[0016]K
x
(Ma,CL)＝B
Ma_n
×
CL
n
+B
Ma_n
‑1×
CL
n
‑1+
……
+B
Ma_0
[0017]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；
[0018]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
)。
[0019]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：
[0020]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：
[0021]升力
[0022]则升力系数
[0023]对应的阻力
[0024]爬升速度V＝Ma
×
a；
[0025]爬升率则有
[0026]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；
[0027]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，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；
[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，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；
[0034]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
[0035]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。
[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，r
b
为原型飞机的单位燃油航程，r
x
为目标飞本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
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
‑
...

【专利技术属性】
技术研发人员：商立英，赵科社，谭蓉蓉，明亚丽，
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：