一种变构型飞机飞行性能需求分解方法技术

一种变构型飞机飞行性能需求分解方法，属于飞行力学技术领域。该方法通过建立飞行器航迹坐标轴系下质点动力学方程组，分析外部性能约束、总体方案基准及典型工况条件，构建了需求分解主管方程。根据方程封闭性条件，分析变构型飞机设计全新特性，梳理方程求解参数设定方式，通过映射典型需求分解场景，牵引设计点迭代推进方向，实现从飞行力学基本原理与工程实际应用的有机结合。实际应用的有机结合。实际应用的有机结合。

【技术实现步骤摘要】
一种变构型飞机飞行性能需求分解方法


[0001]本专利技术属于飞行力学
，具体涉及一种变构型飞机飞行性能需求分解方法。

技术介绍

[0002]现代飞机设计是多学科交互的复杂过程，按设计阶段可分为方案设计、初步设计和详细设计阶段。飞行性能设计与验证贯穿飞机研制设计全过程，是飞机总体设计中重要设计内容，总体设计参数决定了飞机飞行性能。
[0003]飞机在方案设计阶段，总体设计参数采用不断迭代和不断权衡的方式产出，总体设计参数与方案概念布局之间存在互相决定，互相依存的辩证关系。一方面，飞机总体设计参数可指导概念布局设计，另一方面，根据概念布局可开展总体设计参数的选取。当前，关于飞机总体参数设计选取经常采用的方法包括，统计分析法、对比分析法和约束分析法。
[0004]统计分析法是结合现有飞机统计数据给出当前设计飞机的推重比和翼载荷的估计值，再进行重量估算。其特点是简单直接。统计分析法属于继承式设计方法，需要经验数据和经验公式积累，指导全新概念飞机设计受限，新布局技术设计误差偏大，难以正向精细设计分析。
[0005]对比分析法是根据各项指标要求分别制定出所需的推重比和翼载荷的数值，然后根据分析结果对比取值，选取翼载荷小值与推重比大值为设计点。其特点具有思路清晰直观，但在指标较多，需求互斥的情况计算量较大，且可行解分析复杂。
[0006]约束边界分析法同样以各项指标要求为出发点，基于约束边界分析获得满足要求的推重比和翼载荷可选区域，并在区域内对设计点进行综合选取分析，其特点是分析简明直观，缺点是不易确定设计指标要求与推重比及翼载荷间函数关系。

技术实现思路

[0007]面对用户日益提升的性能指标与使用需求，在物理规律制约下，飞机性能设计域日益收紧。为扩展设计空间覆盖宽维度用户需求，设计师突破传统固定设计点约束，提出变构型飞机设计方案，以不同飞行构型满足用户使用需求。在不同形态下，变构型飞机飞行性能差异巨大，性能收益及使用限制对构型形态具有很高敏感度。
[0008]当前飞机总体设计参数选取方法往往先确定设计点，再进行重量估算与设计权衡，关于飞行性能需求隐藏于设计点选取参考及约束条件中，飞行性能需求在设计中只能通过间接形式传递，经多轮次校验迭代方能收敛，设计效率低下。此外，面向概念布局的设计点选取方法，缺少基于初始方案设计点增量迭代设计能力。工程研制与技术能力监测，需要基于方案进行增量迭代工程化设计工具。
[0009]上述因素制约了飞行性能设计指标需求在设计方案中传递，飞行性能精细化设计分析，限制了系统工程方法应用。综上，有必要建立一种面向变构型飞机工程实用化的飞行性能需求分解方法手段。运用模型化、解析化、参数化方法手段，显性推导出性能需求分解
的设计过程，正向传递设计需求，提升飞行性能设计精度，大幅降低飞机设计方案指标不达标风险。本专利技术提出的方法通过分析飞行力学原理与工程实际工作边界，提高算法通用性，兼容性；通过推导解析平衡方程，提高需求分解快速性，准确性。
[0010]本专利技术方法可作为飞行器概念方案原型评估迭代设计算法，针对常规构型、变体构型飞行器设计灵活高效开展平台总体设计参数优化分析，有效增强设计能力，推动飞行器平台设计方法自动化，推动工业软件融合发展。
[0011]本专利技术的技术方案
[0012]一种变构型飞机飞行性能需求分解方法，该方法通过建立飞行器航迹坐标轴系下质点动力学方程组，分析外部性能约束、总体方案基准及典型工况条件，构建了需求分解主管方程。根据方程封闭性条件，分析变构型飞机设计全新特性，梳理方程求解参数设定方式，通过映射典型需求分解场景，牵引设计点迭代推进方向，实现从飞行力学基本原理与工程实际应用的有机结合。
[0013]本方法可作为变构型飞行器方案设计阶段飞行性能需求迭代的设计分析工具，可基于现有飞行器方案，灵活高效分析各类总体设计参数需求参数，具有工程迭代适用、算法清晰直观、求解精确可信、适用范围广泛的特点。变构型飞机飞行性能需求分解方法，包括以下步骤：
[0014]步骤1：建立飞行性能飞行器质点动力学方程；
[0015]步骤2：明确性能分析约束条件；
[0016]步骤3：构建需求分解主管方程；
[0017]步骤4：分析需求分解主管方程变量特征；
[0018]步骤5：根据飞机设计需求分解分类设定方程求解方式；
[0019]步骤6：设定计算参数完成需求求解分析。
[0020]与现有技术相比，本专利技术所具有的优点和效果：
[0021]1、本专利技术适用于变构型飞机总体设计参数需求分解设计
[0022]本专利技术运用于变构型飞机总体设计参数需求分解设计，输入信息格式清晰，来源明确，数据广泛源于各类飞机总体设计方案。需求分解场景丰富，适用飞机构型广泛，接纳性能指标丰富。本方法可快速解决一类飞机总体设计领域性能指标需求分解问题，对设计与迭代分析工作形成有利支撑。
[0023]2、本专利技术运行速度快，程序体量小，算法实时性高
[0024]本专利技术可以采用MATLAB/C++程序编译实现，经大量工程实践研究总结，飞行性能需求分解算法采用解析方法实现，无动力学迭代等高耗时程序模块，全面保证了算法实时性。
[0025]3、本专利技术可移植性强，支持快速推广
[0026]本专利技术方法完全自主可控，实现程序无平台依赖性与算法依赖性，程序可跨平台快速移植，支持异构工作平台部署与快速分析推广使用。
附图说明
[0027]图1升阻比需求分解示意图。
具体实施方式
[0028]1、建立飞行性能飞行器质点动力学方程
[0029]飞行器航迹坐标系下，纵向对称面质点动力学方程如下
[0030][0031]其中：V为飞行速度，γ为航迹倾角，m为飞行器重量，P为发动机推力，D为气动阻力，L为气动升力，α为迎角，为发动机安装角，G为飞行器所受重力。
[0032]2、明确性能分析约束条件
[0033]考虑飞行性能指标项考核参数项，飞行器在航迹坐标系中纵向过载与法向过载作为控制项参数可表示为：
[0034][0035]综合式(1)与式(2)，改写质点动力学方程为：
[0036][0037]推力与气动力相关非线性项可表示为：
[0038][0039]其中，推力P和动压q均为高度H和马赫数Ma的函数。
[0040]飞机航迹倾角与纵向过载可采用性能分析更常见的爬升率V
u
与单位剩余功率P
s
替代，相关数学关系如式(5)所示。
[0041][0042]3、构建需求分解主管方程
[0043]基于飞行性能指标进行飞行总体参数需求分解时，不考虑飞行器侧向运动。联立上式(3)和(4)构成需求分解主管方程。
[0044][0045]主管方程共包含H、Ma、n
xc
、n
uc
、γ、P、G、SC
l
、SC
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种变构型飞机飞行性能需求分解方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1：建立飞行性能飞行器质点动力学方程；步骤2：明确性能分析约束条件；步骤3：构建需求分解主管方程；步骤4：分析需求分解主管方程变量特征；步骤5：根据飞机设计需求分解分类设定方程求解方式；步骤6：设定计算参数完成需求求解分析。2.根据权利要求1所述的一种变构型飞机飞行性能需求分解方法，其特征在于，飞行性能飞行器质点动力学方程如下：其中：V为飞行速度，γ为航迹倾角，m为飞行器重量，P为发动机推力，D为气动阻力，L为气动升力，α为迎角，为发动机安装角，G为飞行器所受重力。3.根据权利要求2所述的一种变构型飞机飞行性能需求分解方法，其特征在于，明确性能分析约束条件具体步骤为：考虑飞行性能指标项考核参数项，飞行器在航迹坐标系中纵向过载与法向过载作为控制项参数可表示为：其中，n
xc
表示纵向过载，n
uc
表示法向过载综合式(1)与式(2)，改写质点动力学方程为：推力与气动力相关非线性项可表示为：其中，推力P和动压q均为高度H和马赫数Ma的函数；SC
l
表示升力面，H表示高度，Ma表示马赫数，SC
d
表示阻力面；飞机航迹倾角与纵向过载采用爬升率V
u
与单位剩余功率P
s
替代，相关数学关系如式(5)所示；
其中，V
u
表示爬升率，P
s
表示单位剩余功率。4.根据权利要求3所述的一种变构型飞机飞行性能需求分解方法，其特征在于，构建需求分解主管方程的具体步骤：基于飞行性能指标进行飞行总体参数需求分解时，不考虑飞行器侧向运动；联立上式(3)和(4)构成需求分解主管方程；主管方程共包含H、Ma、n
xc
、n
uc
、γ、P、G、SC
l
、SC
d
、α、11个变量，当确定其中9个参数，可通过需求分解主管方程求解出另外两个未知参数。5.根据权利要求4所述的一种变构型飞机飞行性能需求分解方法，其特征在于，结合式(5)和式(6)，主管方程涉及参数分类：属于基本飞行工况的参数包括：H、Ma；属于飞行性能指标的参数包括：n
xc
、n
uc
、γ、P
s
、V
u
；属于飞机总体设计基准的参数包括：P、G、SC
l
...

【专利技术属性】
技术研发人员：程杰，郑世钰，张子军，范甲，赵志刚，于鑫彪，
申请(专利权)人：沈阳飞机设计研究所扬州协同创新研究院有限公司，
类型：发明
国别省市：