CN106021648B - 一种飞机二次能源的优化方法及评估系统 - Google Patents

Abstract

一种飞机二次能源的优化方法及评估工具，采用“自上而下”基于飞机需求分解对飞机各系统建模并分析；定义系统接口，明确各系统间的能量交互情况，针对综合能量系统体系架构给出建立系统能量模型的优化方案；本方法实现了飞机系统的一体化设计。把飞机机载系统的设计集成化。从人机界面输入飞机级的顶层参数，可对机载系统需求进行自顶向下的分解，从而得到个子系统的需求。所开发的各子系统能量流模型，可计算飞机在指定包线下的能量消耗。在此基础上完成飞机能量的进一步优化。飞机二次能源评估工具，用于飞机初始设计阶段，也可用于现有机型的改型。用户界面实用，便捷，可操作，可扩展。实现飞机二次能量的优化设计，减低油耗，减轻飞机重量。

Description

一种飞机二次能源的优化方法及评估系统

技术领域

本发明属于民用飞机多电/机电系统设计领域，具体涉及一种飞机二次能源的优化方法及评估系统。

背景技术

多电二次能源系统对飞机发动机能量的提取直接影响到飞机的燃油效率。现有飞机二次能量的提取基于各子系统(电能，气压能，液压能)最大需求量的估计，二次能源系统对发动机轴功率的提取没有定量化，是不精确，也是不经济的；同时能量的提取没有按照飞机运行不同包线下的能量需求进行估算。最终导致二次能源系统对发动机轴功率提取的计算与飞机真实运行中所需的能耗相差很大，对发电机以及发动机的设计冗余过大，造成飞机重量增加，油耗过高。

发明内容

为解决上述为题，本发明提出一种飞机二次能源的优化方法及评估系统,旨在优化二次能源的利用，通过建立机载系统能量流模型，在飞机的运行包线下实现二次能源的综合评估与计算。

为实现上述目的，本发明采用以下技术方案:

一种飞机二次能源的优化方法，所述飞机二次能源的优化方法根据飞机顶层需求的特性参数，分解后得到系统级特性参数，根据系统级特性参数将各系统的需求参数建立数字模型，并根据各系统之间的接口建立能量流模型，通过对机载各子系统的能量需求进行分析，得出不同飞行包线下各子系统所需能量。

进一步的，所述方法包括以下步骤：

步骤1：将飞机顶层需求分解并对分解后的飞机各系统建模分析；

步骤2：定义系统接口，确定各系统间的能量交互情况，针对综合能量系统体系架构建立优化的能量流模型。

进一步的，所述步骤1包括：预设计阶段和性能分析阶段。

进一步的，所述预设计阶段具体如下：

(1)分解飞机级的顶层需求，包括：飞行任务、乘客数量和几何尺寸，基于上述顶层需求在备选的能量消耗系统架构方案中选择满足要求的能耗系统方案，同时采取能耗累加计算得出各能耗系统的最大功率需求即装机功率；

(2)分配系统的架构方案以及装机功率，基于上述能耗系统功率需求的不同种类和量级选择能量转换与分配系统的架构方案以及装机功率；

(3)计算各系统的重量，得出能量生成系统需要产生的功率种类和数量，进而根据装机功率基于经验数据以及设计参数得到各系统的重量，得到各系统的架构、装机功率以及重量参数。

进一步的，所述性能分析阶段具体如下：

通过建立的数字化模型评估各系统的性能、实际功率消耗与能量损耗，针对不同架构，将飞机功率消耗、重量、附带阻力因数，折算到飞机的燃油损失，计算得出完成飞行任务需要消耗的燃油量。

进一步的，所述步骤2具体如下：

(1)建立交联网络以确定接口连接和相关参数值，在利用其进行综合系统的建模时，分析各系统之间的交联关系，基于传统能量架构建立交联网络，以此确定在综合模型中的各系统模块之间的能量接口连接和相关参数的赋值；

(2)方案对比确定最终能量流模型，根据飞机系统方案确定系统配置参数，通过上述过程的不断修改、调整与迭代计算，对不同系统架构和参数设置下的系统性能进行对比，从而得到能量系统架构较优化的能量流模型最终方案。

进一步的，所述飞机系统方案包括：航程、载客量、飞机几何尺寸、系统架构。

一种飞机二次能源的评估系统，采用如上所述的方法，所述评估系统包括：用户接口模块和能量流分析模块。

进一步的，所述用户接口模块对相关参数的选择与定义，并将能量流分析模块计算结果的分析与显示。

进一步的，所述能量流分析模块包括：飞机级参数定义模块、飞行性能计算模块和飞机能量流计算模块；

所述飞机级参数定义模块，从所述用户接口模块获取相关参数的赋值，作为飞机能量计流计算模块的输入条件；

所述飞行性能计算模块，根据所述飞机能量系统提供的重量和阻力参数，计算得出完成飞行任务需要提供的推力，并计算得出实际的任务燃油消耗量；

所述飞机能量流计算模块，对飞机能量系统预设计以及进行性能分析计算。

本发明有益之处在于，本方法实现了飞机系统的一体化设计。首次把飞机机载系统的设计集成化。从人机界面输入飞机级的顶层参数，即可对机载系统需求进行自顶向下的分解，从而得到个子系统的需求。利用所开发的各子系统能量流模型，可以计算飞机在指定包线下的能量消耗。在此基础上完成飞机能量的进一步优化。并开发设计了简便易用的设计软件及界面。开发的工具可用于飞机的初始设计阶段，也可用于现有机型的改型。用户界面实用，便捷，可操作，可扩展。实现飞机二次能量的优化设计，减低油耗，减轻飞机重量。

附图说明

图1为能量流模型搭建流程图；

图2能量系统架构下各系统之间的交联关系图；

图3评估系统架构示意图。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细描述。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释本发明，并不用于限定本发明。

相反，本发明涵盖任何由权利要求定义的在本发明的精髓和范围上做的替代、修改、等效方法以及方案。进一步，为了使公众对本发明有更好的了解，在下文对本发明的细节描述中，详尽描述了一些特定的细节部分。对本领域技术人员来说没有这些细节部分的描述也可以完全理解本发明。

一种飞机二次能源的优化方法，所述方法包括以下步骤：

步骤1：采用“自上而下”的基于飞机顶层需求分解的建模方法，对飞机各系统即能量消耗系统、能量转换与分配系统和能量生成系统建模并分析：并根据飞机级的特性参数，分解后得到系统级特性参数，根据系统级特性参数将各系统的需求参数建立数字模型。并根据各系统之间的接口建立能量流模型，通过对机载各子系统(环控系统、防除冰系统、燃油系统、飞控系统、起落架系统、气源系统、液压系统、电源系统、发电机、APU等)的能量需求进行分析，得出不同飞行包线下对各子系统所需能量。

基于对装机功率和实际消耗功率的定义，将能量流模型的搭建过程分为系统预设计阶段和性能评估阶段。这种架构设计可以清晰的得出装机功率；和实际消耗功率之间的关系，以此作为优化系统架构，降低装机功率，进而降低飞机能量系统整体质量和能耗的基础。具体架构设计以及各环节之间的相互关系如图1所示。

通过图1所示的建模过程与分析，辅以参数化的各环节的数字模型，可方便快捷的对某单个飞机能量系统变化带来的传导影响进行定性和定量的分析。基于这种分析能力，即可通过对飞机能量系统架构及设计参数进行迭代调节，以得到能量利用效率较优的系统方案。关于系统预设计和性能评估过程的具体任务分工，如下所示。

a)预设计阶段

(1)始于飞机级的顶层需求(飞行任务、乘客数量和几何尺寸等)，首先基于这些需求在备选的能量消耗系统架构方案中挑选满足要求的能耗系统方案，采用能耗系统累加，如电能、液压能、气能等同时计算得出各能耗系统的最大功率需求(即装机功率)；

(2)基于这些功率需求的种类和量级选择能量转换与分配系统的架构方案以及装机功率；

(3)最后得出能量生成系统需要产生的功率种类和数量。通过上述过程，可以得到一个完整的飞机能量系统的架构方案以及各系统的装机功率。进而根据装机功率基于经验数据以及设计参数得到各系统的重量。这样就完成了飞机能量系统的预设计阶段，得到了各系统的架构、装机功率以及重量等参数。

b)性能分析阶段

经过预设计阶段得到飞机能量系统的架构、装机功率以及重量以后，即可通过建立的数字化模型评估各系统的性能、实际功率消耗与能量损耗等。针对不同架构，考虑飞机功率消耗、重量、附带阻力等因数，折算到飞机的燃油损失。在满足系统设计需求的情况下，燃油损失越小，系统性能越好。这样在进行系统架构的评估和优化时，即可通过改变系统架构或者相关设计参数来观察其带来的影响和收益。为了在飞机级评估这种调整带来的影响，需要一个飞行性能计算模块，可以综合飞机能量系统的功率消耗、重量、附带阻力等因素，计算得出完成飞行任务需要消耗的燃油量，进而作为经济性评估的依据。

步骤2：定义系统接口，确定各系统间的能量交互情况，针对综合能量系统体系架构建立系统能量模型；

(1)基于上述完成的各飞机能量子系统的数字化模型，在利用其进行综合系统的建模时，需要首先分析各系统之间的交联关系，建立如图2所示的交联网络(基于传统能量架构)，以此确定在综合模型中的各系统模块之间的能量接口连接和相关参数的赋值；

(2)根据飞机系统方案如航程、载客量、飞机几何尺寸、系统架构和方案等确定系统配置参数，通过上述过程的不断修改、调整与迭代计算，对不同系统架构和参数设置下的系统性能进行对比，从而得到能量系统架构较优化的能量流模型最终方案。

一种飞机二次能源的评估系统，在预设计阶段可得到飞机能量系统的重量，在性能分析阶段可得到实际消耗功率以及附带产生的阻力，综合以上两个阶段的输出，即可对飞机级的性能进行评估。因此在能量流模型的搭建过程中，需要将这两个阶段有机的结合在一起，通过往复迭代得到优化的飞机能量系统架构方案。能量流模型的具体实现方式如图3所示。

所述评估系统包括：用户接口模块和能量流分析模块。

所述用户接口模块，主要负责工程人员与能量流模型之间的数据交互，包括两大功能，一是相关参数的选择与定义，二是能量流模型计算结果的分析与显示。其中需要输入的参数包括：飞机级参数(如飞行任务包线、飞机外形尺寸、载客数、飞行特性、气动特性等飞机级需求参数)、系统架构方案选择(如传统能源架构和多电能源架构，甚至是全电能源架构的选择)和能量流模型计算模式的选择(执行的系统预设计阶段还是性能分析评估阶段)等。需要输出和显示的计算结果主要包括：飞机能量系统预设计结果(包括系统装机功率和重量等)、飞机在设定飞行任务下的实际功率消耗和发动机的任务燃油消耗等。用户接口模块通过与能量流模型之间的接口函数进行数据交互，向模型中的变量进行赋值，以及读取相关的计算结果等。

所述能量流分析模块主要负责能量流模型的具体计算工作，所述能量流分析模块包括：飞机级参数定义模块、飞行性能计算模块和飞机能量流计算模块，所述飞机级参数定义模块主要负责从用户接口模块获取相关参数的赋值，作为能量流模型计算的输入条件。飞行性能计算模块主要根据飞机能量系统提供的重量和阻力等参数，计算得出完成飞行任务需要提供的推力，以支持发动机模块计算得出实际的任务燃油消耗量。飞机能量流计算模块则主要负责飞机能量系统预设计以及性能分析等计算工作，具体计算时，依据从能量消耗系统能量转换与分配系统)能量生成系统的路径，前面环节的计算结果作为后续环节的输入。

在上述能量流模型分析工具具体运行过程中，将遵照图1中所示的流程。首先，通过用户接口模块对涉及到的飞机级参数进行定义与赋值。然后通过能量流计算模块对飞机能量系统进行预设计，获得各系统重量和装机功率，并将相关计算结果输出到用户接口模块进行显示和后处理分析。之后，在用户接口模块点选性能分析选项，以之前通过预设计得到的系统重量和装机功率为基础，对飞机能量系统在设定飞行任务下的实际功率消耗和燃油消耗进行计算，并将计算结果输出到人机界面。通过上述过程的不断修改、调整与迭代计算，对不同系统架构和参数设置下的系统性能进行对比，从而得到能量系统架构较优化的最终方案。

本发明有益之处在于，本方法实现了飞机系统的一体化设计。首次把飞机机载系统的设计集成化。从人机界面输入飞机级的顶层参数，即可对机载系统需求进行自顶向下的分解，从而得到个子系统的需求。利用所开发的各子系统能量流模型，可以计算飞机在指定包线下的能量消耗。在此基础上完成飞机能量的进一步优化。并开发设计了简便易用的设计软件及界面。开发的工具可用于飞机的初始设计阶段，也可用于现有机型的改型。用户界面实用，便捷，可操作，可扩展。实现飞机二次能量的优化设计，减低油耗，减轻飞机重量。

【实施例1】

在模型计算之前，需对飞机级参数进行定义，如表1所示。

表1飞机级参数定义

名称	描述	单位	备注
				AC_PaX	最大商载人数	人
AC_CrewX	飞机机组人数	人
				AC_Length	全机长度	m
AC_Width	全机宽度	m
				AC_Height	全机高度	m
AC_Fuselage_Length	客舱长度	m	机身段
				AC_Fuselage_Diam	客舱直径	m
AC_Wing_Length	机翼展长	m
				AC_Wing_HeatEXR	防冰表面平均对流换热系数	W/m2K	经验值
AC_WingThick_Max	机翼防冰区域最大厚度	m	平均值
				AC_WingIceP_Length	防冰表面翼展长度	m
AC_WingtoNose_Length	外露机翼根弦距机头距离	m
				AC_EnginetoAxis_Length	飞机发动机距离中轴距离	m
AC_EnginetoHead_Length	飞机发动机前缘距离机头距离	m
				AC_Floor_Height	客舱地板高度	m
AC_CabinwinX	客舱窗户数量	个
				AC_Cabinwin_Width	客舱窗户宽度	m
AC_Cabinwin_Height	客舱窗户高度	m
				AC_Surface_Thick	飞机机身蒙皮厚度	m
AC_Radarcoat_Radius	飞机机头雷达罩半径	m
				AC_Cockpit_Length	飞机机头沿轴线长度	m	机头段
AC_Cockpitwin_Area	驾驶舱窗户面积	m2
				AC_v_mD	最大许用俯冲速度(ISA，H＝0)	km/h
AC_Speed_Takein	飞机最大进场速度	m/s
				AC_Speed_Takeoff	飞机最小起飞速度	m/s
AC_Speed_Landing	飞机最大接地速度	m/s

飞行任务剖面定义：

之后对飞机的飞行任务剖面定义。

飞行任务的具体定义如表2所示。

表2飞行任务阶段定义

气压能能耗计算：

在发动机引气能源体系架构下，气源消耗系统的方案如下：

a)环控系统采用发动机引气方案；

b)机翼防除冰系统采用热气防冰方案；

c)燃油箱惰化系统使用发动机引气作为气源；

d)发动机起动采用引气起动；

e)水/废水采用发动机引气进行增压。

在该系统架构下，基于上述对飞机参数和任务剖面的定义，运行模型计算可得各飞行阶段对气能的最大需求。

同时在全飞行包线下的气能消耗流量需求。

结合对气能的最大需求和气能消耗流量需求，可知：

a)发动机引气主要由环控系统和机翼防除冰系统消耗；

b)环控系统的发动机引气需求基本恒定，主要由人员新鲜空气需求和热载荷制冷需求两者中的较大者决定；

c)机翼防除冰系统的发动机引气需求主要集中在低空状态，在高空巡航时，因为空气中含水量很低，不会造成结冰现象，因此对发动机引气无需求；

d)当机翼防除冰系统工作时，其引气需求量可占总需求的一半以上；

燃油惰化系统的引气需求相对于环控和防除冰系统较低，且集中于下降过程中。

这里仅列举气源系统以做说明，对于气源系统而言，引气流量、压力和温度等参数主要由可能的负载系统(如环控系统、机翼防除冰系统、燃油箱惰化系统和液压系统)的需求决定。主发动机起动因不与其他系统同时工作，需求不叠加，此处不再讨论。引气气源包括发动机、辅助动力单元和地面气源。气源系统包括三大子系统：发动机引气系统、辅助动力单元引气系统以及引气分配系统。对于发动机引气系统而言，环控系统所需压力是发动机引气位置选择的主要依据。一旦发动机引气位置确定，那么气源系统的供气特性，包括温度、压力等输入参数也就确定了。由于气能分配贯穿整个飞机，为了保证在引气泄露时，尤其是当输气管道爆裂时，不会对附近的结构以及零件造成破坏，引气温度必须限制在某个特定值以下。为了保证温度控制机制，发动机引气在飞行任务的大部分时间里都必须进行冷却，冷却载荷由负载系统所需的引气流量(除以可用的气源数)以及引气口处的气流温度决定。该功能可以通过使用预冷器(PCE)来实现，通常情况下PCE是气-气换热器，被安装在发动机吊架或发动机短舱中，预冷器的主要设计指标为最大热负载以及最大安装尺寸(临界安装位置)。预冷器的冷媒为发动机的风扇气流，引气通道的设计需考虑压力损失。

在进行引气分配管路设计时，一种是自下而上的方法，首先根据负载系统来确定供气压力，然后根据压降预估值来确定引气通道的直径，最终确定发动机的引气位置；另一种方法是，首先根据所需压力和可用压力之间的差异来确定引气位置，进而通过相应的压降对引气通道进行设计。事实上，这两种方法是相辅相成的，只有通过在所需能量和可用能量之间进行闭环分析，才可能得到最优的方案。引气通道的设计还应当考虑通道内的最大流速以及安装空间的限制，预冷器是主要的压力损失部件，在设计中也应予以考虑。压力调节阀用来将引气压力调节至目标值(发动机引气口的压力高于负载所需，尤其是在起飞和爬升过程中)。

关于APU引气系统的设计，首先需要厘清操作规程。传统的APU仅在地面以及发动机空中失效时才运行，为了满足负载系统的供气要求(压力、温度和流量)，APU引气系统仅仅包含用于分配引气的一些管道和阀门，没有预冷器和压力调节阀等设备。

考虑到气源系统的一些潜在新型布局，在设计时可考虑以下几种方案：

a)低压引气系统：如果环控系统可以在更低的引气压力下工作，那么引气口的位置就可以相应地改变，并取消预冷器；

b)无APU引气系统：如果APU(或地面)负载可采用电能来实现其功能，那么APU引气系统也可以取消；

c)无引气系统：引气系统完全取消。

表3所示为气源系统在进行初步设计时需考虑的关键参数。

表3气源系统模型参数与能量接口

根据上述建模思路，在Matlab中搭建气源系统的模型，首先对模型的输入输出变量进行定义，如表4和表5所示。需要说明的是，在飞行包线定义中，共分为9个阶段，分别是：预热、滑出、起飞、爬升、巡航、下降、近进、降落、滑入。在对输入输出变量的格式定义中，考虑了上述因素。

表4气源系统模型输入参数

名称	描述	单位
			AC_Length	飞机长度	m
AC_FuselageW	客舱宽度	m
			AC_Width	飞机宽度	m
AC_EnginetoFuselage	飞机发动机距离机身距离	m
			PNU_Concept	气源系统架构选择，0为多电，1为传统引气	null
ECS_PFlowforSize	3种天气条件单发失效情况下环控系统对气能需求	kg/s
			ECS_PFlowCpt	空调系统气能流量需求	kg/s
WIPS_PFlowforSize	3种天气条件单发失效情况下防除冰系统对气能需求	kg/s
			WIPS_PFlowCpt	机翼防冰系统引气流量需求	kg/s
NGS_PFlowforSize	3种天气条件单发失效情况下惰化系统对气能需求	kg/s
			NGS_PFlowCpt	燃油箱惰化系统引气流量需求	kg/s

表5气源系统模型输出参数

名称	描述	单位
			PNU_PFlowMax	气源系统最大的流量需求	kg/s
PNU_ENG_PPowerCpt	气源系统在每个状态点的总流量需求	kg/s
			PNU_ENG_PPowerD	3种天气条件下气源对发动机的引气需求	kg/s
PNU_EPowerD	3种工况下气源对发动机最大电能需求	kW
			PNU_EPowerCpt	气源系统对不同电压等级电能的需求	kW
PNU_RamairCpt	气能系统对于冲压空气的流量需求	kg/s
			PNU_Weight	气能系统重量估算	kg

上表中，XXX_PFlowforSize主要用于气源系统预设计过程，考虑的均为各飞行阶段的需求上限，因此。XXX_PFlowCpt主要用于气源系统能耗分析过程，考虑的为各飞行时间点的实际能耗需求。

在气源系统模型最开始首先进行输入/输出变量的声明，包括种类和格式。之后选择是预设计过程还是能耗评估过程，确立计算目的后进入相应的计算模块。在预设计模块，主要是计算每个飞行阶段的最大需求量，以此作为气源系统管路设计和引气位置设计的参考。在能耗计算模块，主要是计算在每个指定的飞行状态点的实际能量消耗。经过相应模块的计算后，对模型的输出进行赋值，完成模型的计算。

Claims (2)

1.一种飞机二次能源的优化方法，其特征在于，所述飞机二次能源的优化方法根据飞机顶层需求的特性参数，分解后得到系统级特性参数，根据系统级特性参数将各系统的需求参数建立数字模型，并根据各系统之间的接口建立能量流模型，通过对机载各子系统的能量需求进行分析，得出不同飞行包线下各子系统所需能量；

所述方法包括以下步骤：

步骤1：将飞机顶层需求分解并对分解后的飞机各系统建模分析；

步骤2：定义系统接口，确定各系统间的能量交互情况，针对综合能量系统体系架构建立优化的能量流模型；

所述步骤1包括：预设计阶段和性能分析阶段；

所述预设计阶段具体如下：

（1）分解飞机级的顶层需求，包括：飞行任务、乘客数量和几何尺寸，基于上述顶层需求在备选的能量消耗系统架构方案中选择满足要求的能耗系统方案，同时采取能耗累加计算得出各能耗系统的最大功率需求即装机功率；

（2）分配系统的架构方案以及装机功率，基于上述能耗系统功率需求的不同种类和量级选择能量转换与分配系统的架构方案以及装机功率；

（3）计算各系统的重量，得出能量生成系统需要产生的功率种类和数量，进而根据装机功率基于经验数据以及设计参数得到各系统的重量，得到各系统的架构、装机功率以及重量参数；

所述性能分析阶段具体如下：

通过建立的数字化模型评估各系统的性能、实际功率消耗与能量损耗，针对不同架构，将飞机功率消耗、重量、附带阻力因数，折算到飞机的燃油损失，计算得出完成飞行任务需要消耗的燃油量；

所述步骤2具体如下：

（1）建立交联网络以确定接口连接和相关参数值：在利用其进行综合系统的建模时，分析各系统之间的交联关系，基于传统能量架构建立交联网络，以此确定在综合模型中的各系统模块之间的能量接口连接和相关参数的赋值；

（2）方案对比确定最终能量流模型：根据飞机系统方案确定系统配置参数，通过不断修改、调整与迭代计算，对不同系统架构和参数设置下的系统性能进行对比，从而得到能量系统架构较优化的能量流模型最终方案；

所述飞机系统方案包括：航程、载客量、飞机几何尺寸、系统架构。

2.一种飞机二次能源的评估系统，采用如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述评估系统包括：用户接口模块和能量流分析模块；

所述用户接口模块用于实现对相关参数的选择与定义，并用于能量流分析模块计算结果的分析与显示；

所述能量流分析模块包括：飞机级参数定义模块、飞行性能计算模块和飞机能量流计算模块；

所述飞机级参数定义模块，从所述用户接口模块获取相关参数的赋值，作为飞机能量计流计算模块的输入条件；

所述飞行性能计算模块，根据飞机能量系统提供的重量和阻力参数，计算得出完成飞行任务需要提供的推力，并计算得出实际的任务燃油消耗量；

所述飞机能量流计算模块，对飞机能量系统预设计以及进行性能分析计算。