CN109614668A - 飞机燃油重心限制范围的确定方法和装置 - Google Patents

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Abstract

本发明属于飞机技术领域，为解决飞机燃油中线限制范围涉及工作量大且难以得到最优结果的问题，本发明提供了一种飞机燃油重心限制范围的确定方法和装置，该方法包括：确定飞机的所有外挂物的状态；根据状态计算与其相对应的飞机的空机重量、空机重心；确定飞机的重心误差；根据空机重量、空机重心、重心前限以及重心后限，计算所有外挂构型对应的燃油范围；根据燃油范围，确定飞机燃油重心限制范围。本发明解决了方案多次反复问题，降低了工作量，减少设计冗余流程，克服了耗油规律无法正向设计的过程。

Description

飞机燃油重心限制范围的确定方法和装置
技术领域
本发明属于飞机技术领域，具体提供一种飞机燃油重心限制范围的确定方法和装置。
背景技术
现有技术中的飞机燃油设计多采用耗油规律“方案设计、评估、反馈、修改、再评估”的迭代过程。设计之初无明确的约束条件输入，单纯依赖经验进行初始设计，工作量大且难以得到最优结果，无法满足飞机精细化的设计。
因此，本领域需要一种飞机燃油重心限制范围的确定方法和装置来解决上述问题。
发明内容
为了解决现有技术中的上述问题，即为了解决飞机燃油中线限制范围涉及工作量大且难以得到最优结果的问题，本发明提供了一种飞机燃油重心限制范围的确定方法，所述确定方法包括：确定飞机的所有外挂物的状态；根据所述状态计算与其相对应的飞机的空机重量、空机重心；确定飞机的重心误差；根据所述空机重量、所述空机重心、所述重心前限以及所述重心后限，计算所有外挂构型对应的燃油范围；根据所述燃油范围，确定飞机燃油重心限制范围。
在上述确定方法的优选技术方案中，根据所述状态计算与其相对应的飞机的空机重量、重心，包括：
按下式计算所述空机重量
W空机重量＝W设计空机+W固定载荷+W外挂载荷；
按下式计算所述空机重心
其中，W设计空机为设计空机重量，W固定载荷为固定载荷重量，W外挂载荷为外挂载荷重量，Xi外挂构型为i个外挂构型的重心，Wi外挂构型为i个外挂构型的重量，X设计空机为设计空机重心，X固定载荷为固定载荷重心，X外挂载荷为外挂载荷重心。
在上述确定方法的优选技术方案中，根据所述空机重量、所述空机重心、所述重心前限以及所述重心后限，计算所有外挂构型对应的燃油范围，包括按下式计算燃油范围
Wi外挂构型(Xi外挂构型-(Xi前限+0.5))≥Wi燃油((Xi前限+0.5)-Xi燃油)≥Wi外挂构型((Xi后限-0.5)-Xi外挂构型)
其中，Wi燃油为i个外挂构型对应的燃油重量，Xi外挂构型为i个外挂构型的重心，Wi外挂构型为i个外挂构型的重量，Xi前限为i个外挂构型对应的燃油前限重心，Xi后限为i个外挂构型对应的燃油后限重心。
在上述确定方法的优选技术方案中，所述飞机的重心误差包括重心前限和重心后限，所述飞机的重心误差范围大于等于所述重心前限并且小于等于所述重心后限。
在上述确定方法的优选技术方案中，根据所述燃油范围，确定飞机燃油重心限制范围，包括按下式计算所述飞机燃油重心限制范围：燃油重心限制范围＝燃油范围-重心误差范围。
在另一方面，本发明还提供了一种飞机燃油重心限制范围的确定装置，所述确定装置包括：第一确定模块，用于确定飞机的所有外挂物的状态；第一计算模块，用于根据所述状态计算与其相对应的飞机的空机重量、空机重心；第二确定模块，用于确定飞机的重心误差；第二计算模块，用于根据所述空机重量、所述空机重心、所述重心前限以及所述重心后限，计算所有外挂构型对应的燃油范围；第三确定模块，用于根据所述燃油范围，确定飞机燃油重心限制范围。
在上述确定装置的优选技术方案中，所述第一计算模块具体用于按下式计算所述空机重量
W空机重量＝W设计空机+W固定载荷+W外挂载荷；
按下式计算所述空机重心
其中，W设计空机为设计空机重量，W固定载荷为固定载荷重量，W外挂载荷为外挂载荷重量，Xi外挂构型为i个外挂构型的重心，Wi外挂构型为i个外挂构型的重量，X设计空机为设计空机重心，X固定载荷为固定载荷重心，X外挂载荷为外挂载荷重心。
在上述确定装置的优选技术方案中，所述第二计算模块具体用于按下式计算燃油范围
Wi外挂构型(Xi外挂构型-(Xi前限+0.5))≥Wi燃油((Xi前限+0.5)-Xi燃油)≥Wi外挂构型((Xi后限-0.5)-Xi外挂构型)
其中，Wi燃油为i个外挂构型对应的燃油重量，Xi外挂构型为i个外挂构型的重心，Wi外挂构型为i个外挂构型的重量，Xi前限为i个外挂构型对应的燃油前限重心，Xi后限为i个外挂构型对应的燃油后限重心。
在上述确定装置的优选技术方案中，所述飞机的重心误差包括重心前限和重心后限，所述飞机的重心误差范围大于等于所述重心前限并且小于等于所述重心后限。
在上述确定装置的优选技术方案中，所述第三计算模块具体用于按下式计算所述飞机燃油重心限制范围：燃油重心限制范围＝燃油范围-重心误差范围。
本发明解决了方案多次反复问题，降低了工作量，减少设计冗余流程，克服了耗油规律无法正向设计的过程。
附图说明
图1是本发明实施例提供的确定方法的流程示意图；
图2是本发明实施例提供的确定装置的结构示意图；
图3是本发明实施例提供的燃油范围的曲线图；
图4是本发明实施例提供的燃油重心限制范围的曲线图。
具体实施方式
下面参照附图来描述本发明的优选实施方式。本领域技术人员应当理解的是，这些实施方式仅仅用于解释本发明的技术原理，并非旨在限制本发明的保护范围。
需要说明的是，在本发明的描述中，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
此外，还需要说明的是，在本发明的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域技术人员而言，可根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
图1是本发明实施例提供的确定方法的流程示意图，图2是本发明实施例提供的确定装置的结构示意图。如图1所示，飞机燃油重心限制范围的确定方法具体包括以下步骤：
s101，确定飞机的所有外挂物的状态。
其中，飞机外挂物的状态包括外挂物的构型，外挂物的数量等。
本实施例中，主要结合飞机外挂的构型来进行说明。
s102，根据飞机外挂物的状态计算与其相对应的飞机的空机重量、空机重心。
其中，飞机的空机重量按照下式进行计算：
W空机重量＝W设计空机+W固定载荷+W外挂载荷，
其中，W设计空机为设计空机重量，W固定载荷为固定载荷重量，W外挂载荷为外挂载荷重量。
飞机的空机重心按照下式进行计算：
其中，W设计空机为设计空机重量，W固定载荷为固定载荷重量，W外挂载荷为外挂载荷重量，Xi外挂构型为i个外挂构型的重心，Wi外挂构型为i个外挂构型的重量，X设计空机为设计空机重心，X固定载荷为固定载荷重心，X外挂载荷为外挂载荷重心。
s103，确定飞机的重心误差。
其中，飞机的重心误差为一个范围，具体地，飞机的重心误差大于等于重心前限并且小于等于重心后限。
重心前限、重心后限的具体取值在飞机设计的相关规定中可以查到。
s104，根据空机重量、空机重心、重心前限以及重心后限，计算所有外挂构型对应的燃油范围。
其中，燃油范围按照下式进行计算：
Wi外挂构型(Xi外挂构型-(Xi前限+0.5))≥Wi燃油((Xi前限+0.5)-Xi燃油)≥Wi外挂构型((Xi后限-0.5)-Xi外挂构型)
其中，Wi燃油为i个外挂构型对应的燃油重量，Xi外挂构型为i个外挂构型的重心，Wi外挂构型为i个外挂构型的重量，Xi前限为i个外挂构型对应的燃油前限重心，Xi后限为i个外挂构型对应的燃油后限重心。
在本实施例中，燃油范围的计算结果如图3所示，其中，实线代表燃油前限，虚线代表燃油后限。
s105，根据燃油范围，确定飞机燃油重心限制范围。
在本实施例中，燃油重心限制范围＝燃油范围-重心误差范围，如图4所示，图4中示出了燃油重心限制范围的曲线。
在另一方面，本发明还提供了一种飞机燃油重心限制范围的确定装置，该确定装置包括：
第一确定模块201，用于确定飞机的所有外挂物的状态；
第一计算模块202，用于根据所述状态计算与其相对应的飞机的空机重量、空机重心；
第二确定模块203，用于确定飞机的重心误差；
第二计算模块204，用于根据所述空机重量、所述空机重心、所述重心前限以及所述重心后限，计算所有外挂构型对应的燃油范围；
第三确定模块205，用于根据所述燃油范围，确定飞机燃油重心限制范围。
在一些实施例中，第一计算模块202具体用于按下式计算所述空机重量：
W空机重量＝W设计空机+W固定载荷+W外挂载荷；
以及，按下式计算所述空机重心：
其中，W设计空机为设计空机重量，W固定载荷为固定载荷重量，W外挂载荷为外挂载荷重量，Xi外挂构型为i个外挂构型的重心，Wi外挂构型为i个外挂构型的重量，X设计空机为设计空机重心，X固定载荷为固定载荷重心，X外挂载荷为外挂载荷重心。
在一些实施例中，第二计算模块204具体用于按下式计算燃油范围：
Wi外挂构型(Xi外挂构型-(Xi前限+0.5))≥Wi燃油((Xi前限+0.5)-Xi燃油)≥Wi外挂构型((Xi后限-0.5)-Xi外挂构型)
其中，Wi燃油为i个外挂构型对应的燃油重量，Xi外挂构型为i个外挂构型的重心，Wi外挂构型为i个外挂构型的重量，Xi前限为i个外挂构型对应的燃油前限重心，Xi后限为i个外挂构型对应的燃油后限重心。
在一些实施例中，飞机的重心误差包括重心前限和重心后限，飞机的重心误差范围大于等于重心前限并且小于等于重心后限。
优选的，第三计算模块205具体用于按下式计算所述飞机燃油重心限制范围：
燃油重心限制范围＝燃油范围-重心误差范围。
至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本发明的技术方案，但是，本领域技术人员容易理解的是，本发明的保护范围显然不局限于这些具体实施方式。在不偏离本发明的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种飞机燃油重心限制范围的确定方法，其特征在于，所述确定方法包括
确定飞机的所有外挂物的状态；
根据所述状态计算与其相对应的飞机的空机重量、空机重心；
确定飞机的重心误差；
根据所述空机重量、所述空机重心、所述重心前限以及所述重心后限，计算所有外挂构型对应的燃油范围；
根据所述燃油范围，确定飞机燃油重心限制范围。
2.根据权利要求1所述的飞机燃油重心限制范围的确定方法，其特征在于，根据所述状态计算与其相对应的飞机的空机重量、重心，包括
按下式计算所述空机重量
W空机重量＝W设计空机+W固定载荷+W外挂载荷；
按下式计算所述空机重心
其中，W设计空机为设计空机重量，W固定载荷为固定载荷重量，W外挂载荷为外挂载荷重量，Xi外挂构型为i个外挂构型的重心，Wi外挂构型为i个外挂构型的重量，X设计空机为设计空机重心，X固定载荷为固定载荷重心，X外挂载荷为外挂载荷重心。
3.根据权利要求1所述的飞机燃油重心限制范围的确定方法，其特征在于，根据所述空机重量、所述空机重心、所述重心前限以及所述重心后限，计算所有外挂构型对应的燃油范围，包括
按下式计算燃油范围
Wi外挂构型(Xi外挂构型-(Xi前限+0.5))≥Wi燃油((Xi前限+0.5)-Xi燃油)≥Wi外挂构型((Xi后限-0.5)-Xi外挂构型)
其中，Wi燃油为i个外挂构型对应的燃油重量，Xi外挂构型为i个外挂构型的重心，
Wi外挂构型为i个外挂构型的重量，Xi前限为i个外挂构型对应的燃油前限重心，
Xi后限为i个外挂构型对应的燃油后限重心。
4.根据权利要求1所述的飞机燃油重心限制范围的确定方法，其特征在于，所述飞机的重心误差包括重心前限和重心后限，所述飞机的重心误差范围大于等于所述重心前限并且小于等于所述重心后限。
5.根据权利要求4所述的飞机燃油空中加油规律重心限制范围的确定方法，其特征在于，根据所述燃油范围，确定飞机燃油重心限制范围，包括
按下式计算所述飞机燃油重心限制范围
燃油重心限制范围＝燃油范围-重心误差范围。
6.一种飞机燃油重心限制范围的确定装置，其特征在于，所述确定装置包括
第一确定模块，用于确定飞机的所有外挂物的状态；
第一计算模块，用于根据所述状态计算与其相对应的飞机的空机重量、空机重心；
第二确定模块，用于确定飞机的重心误差；
第二计算模块，用于根据所述空机重量、所述空机重心、所述重心前限以及所述重心后限，计算所有外挂构型对应的燃油范围；
第三确定模块，用于根据所述燃油范围，确定飞机燃油重心限制范围。
7.根据权利要求6所述的飞机燃油重心限制范围的确定装置，其特征在于，所述第一计算模块具体用于
按下式计算所述空机重量
W空机重量＝W设计空机+W固定载荷+W外挂载荷；
按下式计算所述空机重心
其中，W设计空机为设计空机重量，W固定载荷为固定载荷重量，W外挂载荷为外挂载荷重量，Xi外挂构型为i个外挂构型的重心，Wi外挂构型为i个外挂构型的重量，X设计空机为设计空机重心，X固定载荷为固定载荷重心，X外挂载荷为外挂载荷重心。
8.根据权利要求6所述的飞机燃油重心限制范围的确定装置，其特征在于，所述第二计算模块具体用于
按下式计算燃油范围
Wi外挂构型(Xi外挂构型-(Xi前限+0.5))≥Wi燃油((Xi前限+0.5)-Xi燃油)≥Wi外挂构型((Xi后限-0.5)-Xi外挂构型)
其中，Wi燃油为i个外挂构型对应的燃油重量，Xi外挂构型为i个外挂构型的重心，
Wi外挂构型为i个外挂构型的重量，Xi前限为i个外挂构型对应的燃油前限重心，
Xi后限为i个外挂构型对应的燃油后限重心。
9.根据权利要求8所述的飞机燃油重心限制范围的确定装置，其特征在于，所述飞机的重心误差包括重心前限和重心后限，所述飞机的重心误差范围大于等于所述重心前限并且小于等于所述重心后限。
10.根据权利要求9所述的飞机燃油空中加油规律重心限制范围的确定方法，其特征在于，所述第三计算模块具体用于
按下式计算所述飞机燃油重心限制范围
燃油重心限制范围＝燃油范围-重心误差范围。
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