CN113569429B - 短距垂直起降飞行器三维飞行包线计算方法及装置 - Google Patents

短距垂直起降飞行器三维飞行包线计算方法及装置 Download PDF

Info

Publication number
CN113569429B
CN113569429B CN202110988078.9A CN202110988078A CN113569429B CN 113569429 B CN113569429 B CN 113569429B CN 202110988078 A CN202110988078 A CN 202110988078A CN 113569429 B CN113569429 B CN 113569429B
Authority
CN
China
Prior art keywords
flight
short
landing aircraft
vertical take
range
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202110988078.9A
Other languages
English (en)
Other versions
CN113569429A (zh
Inventor
马铁林
王祥胜
张晓鸥
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beihang University
Original Assignee
Beihang University
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beihang University filed Critical Beihang University
Priority to CN202110988078.9A priority Critical patent/CN113569429B/zh
Publication of CN113569429A publication Critical patent/CN113569429A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN113569429B publication Critical patent/CN113569429B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/15—Vehicle, aircraft or watercraft design
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2111/00—Details relating to CAD techniques
    • G06F2111/04—Constraint-based CAD
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
    • G06F2119/14—Force analysis or force optimisation, e.g. static or dynamic forces
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Abstract

本申请公开了一种短距垂直起降飞行器三维飞行包线计算方法及装置，其中，短距垂直起降飞行器三维飞行包线计算方法，包括获取短距垂直起降飞行器的三维飞行包线变量变化范围，并根据升阻特性确定短距垂直起降飞行器的迎角范围；根据三维飞行包线变量变化范围和迎角范围确定输入变量生成目标输入变量；根据目标输入变量计算与其对应的飞行状态量；根据飞行状态量计算与其对应的飞行性能量；筛选飞行性能量满足短距垂直起降飞行器的性能约束条件的目标飞行状态量，并根据目标飞行状态量建立短距垂直起降飞行器三维飞行包线。该方法实现了对短距垂直起降飞行器全飞行模式性能的完整刻画。

Description

短距垂直起降飞行器三维飞行包线计算方法及装置
技术领域
本申请属于短距垂直起降飞行器技术领域，具体涉及一种短距垂直起降飞行器三维飞行包线计算方法及装置。
背景技术
短距垂直起降飞行器依据其推进装置轴线与机体轴线或水平面夹角的不同，存在三个典型飞行模式，即垂直起降模式(推进装置轴线与机体轴线夹角在90°附近)、过渡模式(推进装置轴线与机体轴线夹角为0-90°)和巡航模式(推进装置轴线与机体轴线夹角在0度附近)。
常规飞行包线是以空速和高度作为界限的封闭几何图形，用以表示飞行器的飞行范围和飞行限制条件。而过渡模式下随着短舱倾转角的改变，其空速和升限等飞行性能必然发生变化，短距垂直起降飞行器在不同倾转角下的飞行包线因其推力矢量的显著差异会产生明显区别，目前没有针对短距垂直起降飞行器绘制过渡模式中各个倾转角状态下飞行包线的有效方法。
发明内容
本申请的目的是提供一种短距垂直起降飞行器三维飞行包线计算方法及装置以绘制过渡模式中各个倾转角状态下飞行包线。
根据本申请实施例的第一方面，提供了一种短距垂直起降飞行器三维飞行包线计算方法，该方法可以包括：
获取短距垂直起降飞行器的三维飞行包线变量变化范围，并根据升阻特性确定短距垂直起降飞行器的迎角范围；
根据所述三维飞行包线变量变化范围和所述迎角范围确定输入变量生成目标输入变量；
根据所述目标输入变量计算与所述目标输入变量对应的飞行状态量；
根据所述飞行状态量计算与所述飞行状态量对应的飞行性能量；
筛选所述飞行性能量满足所述短距垂直起降飞行器的性能约束条件的目标飞行状态量，并根据所述目标飞行状态量建立短距垂直起降飞行器三维飞行包线。
进一步地，获取短距垂直起降飞行器的三维飞行包线变量变化范围，包括：
获取所述短距垂直起降飞行器在所有飞行高度下的空速变量变化范围；
获取所述短距垂直起降飞行器的倾转角(或短舱角等可表征飞行模式的变量)变量变化范围；
获取所述短距垂直起降飞行器的飞行高度变量变化范围。
其变量变化范围表示函数为：
进一步地，根据目标输入变量计算与目标输入变量对应的飞行状态量，包括：
获取目标输入变量中的目标空速和目标高度；
获取大气温度、大气压力、大气密度随高度的变化函数，如，标准大气数学模型为：
大气温度为：
th＝t0-6.5h (2)
大气压力为：
大气密度为：
其中：h为飞行海拔高度，th为高度h下的大气温度，t0为海平面大气温度。Ph为高度h下的大气压力，ρh为高度h下的大气密度，R为理想气体常数，M为大气相对分子质量，P0为海平面大气压力，e为自然常数；
根据目标空速、目标高度及变化函数计算与目标输入变量对应的飞行状态量。
进一步地，根据飞行状态量计算与飞行状态量对应的飞行性能量，包括：
根据飞行状态量计算短距垂直起降飞行器的升阻力、桨叶拉力系数和功率系数，具体数学模型表述为：
升阻力：
其中：L为升力，CL为升力系数，ρh为高度h下的大气密度，S为机翼面积，V为空速，CD为阻力系数；
求解推力及短舱倾角方程为：
其中，T为推力，in为短舱倾角，α为迎角，α1为推力方向与推进装置轴线方向的夹角，可由周期变距装置或滑流舵等产生，G为飞行器重力；
以动量方法计算桨叶需用功率为例，桨叶需用功率计算公式为：
诱导速度vi计算方法为：
其中，Wr为需用功率，Wi为诱导功率，Wpr为型阻功率，Wc为爬升功率，ηw为发动机到旋翼的传动效率系数；T为维持静平衡状态全机需用推力；n为推进装置数量；Kind为考虑旋翼诱导速度的非均匀性而引入的修正系数，其值为1.15；Vc为垂直于桨盘平面的空速分量；σ为桨叶实度，Cdpr0为桨叶阻力系数；vt是为桨尖速度；Ω为旋翼转速；vi为旋翼诱导速度；μ为旋翼前进比；r为桨叶半径；Vt为平行于桨盘平面的速度；vh为旋翼特性诱导速度，
最终得到旋翼装置的桨叶需用功率为：
其中，CT为拉力系数，CW为功率系数，k1随μ相应变化，典型值取5；
根据升阻力、桨叶拉力系数和功率系数计算需用功率，得到飞行状态量对应的飞行性能量。
进一步地，筛选飞行性能量满足短距垂直起降飞行器的性能约束条件的目标飞行状态量，并根据目标飞行状态量建立短距垂直起降飞行器飞行包线，包括：
比较所述飞行性能量与所述短距垂直起降飞行器的性能约束条件，筛选所述飞行性能量满足所述短距垂直起降飞行器的性能约束条件的目标飞行状态量；
其具体涉及数学模型包括发动机模型，以无增压内燃发动机可用功率为例，其数学模型可表述为：
其中，Wh为高度h下的可用功率，W0为海平面可用功率，g(h)为修正动力系统性能模型而引入的修正函数，可根据飞行器动力系统的性能差异做相应变化，th为高度h下的大气温度，t0为海平面大气温度。Ph为高度h下的大气压力，P0为海平面大气压力。
比较发动机当前工况可用功率与产生推力矢量的需用功率，判定条件为：
Wr≤Wh (15)
根据目标飞行状态量绘制以空速为X轴，以短舱倾角为Y轴，以高度为Z轴的三维飞行包线。
进一步地，在筛选飞行性能量满足短距垂直起降飞行器的性能约束条件的目标飞行状态量，并根据目标飞行状态量建立短距垂直起降飞行器飞行包线之后，方法还包括：
根据目标飞行状态量计算短距垂直起降飞行器的性能特征；
根据性能特征参数对三维飞行包线进行染色。
根据本申请实施例的第二方面，提供一种短距垂直起降飞行器三维飞行包线计算装置，该装置可以包括：
参数范围获取模块，用于获取短距垂直起降飞行器的三维飞行包线变量变化范围，并根据升阻特性确定短距垂直起降飞行器的迎角范围；
目标变量生成模块，用于根据三维飞行包线变量变化范围和迎角范围确定输入变量生成目标输入变量；
飞行状态计算模块，用于根据目标输入变量计算与目标输入变量对应的飞行状态量；
飞行性能计算模块，用于根据飞行状态量计算与飞行状态量对应的飞行性能量；
飞行包线建立模块，用于筛选飞行性能量满足短距垂直起降飞行器的性能约束条件的目标飞行状态量，并根据目标飞行状态量建立短距垂直起降飞行器飞行包线。
根据本申请实施例的第三方面，提供一种电子设备，该电子设备可以包括：
处理器；
用于存储处理器可执行指令的存储器；
其中，处理器被配置为执行指令，以实现如第一方面的任一项实施例中所示的短距垂直起降飞行器三维飞行包线计算方法。
根据本申请实施例的第四方面，提供一种存储介质，当存储介质中的指令由信息处理装置或者服务器的处理器执行时，以使信息处理装置或者服务器实现以实现如第一方面的任一项实施例中所示的短距垂直起降飞行器三维飞行包线计算方法。
本申请的上述技术方案具有如下有益的技术效果：
本申请实施例方法通过获取短距垂直起降飞行器的三维飞行包线变量变化范围，并根据升阻特性确定短距垂直起降飞行器的迎角范围；根据三维飞行包线变量变化范围和迎角范围确定输入变量生成目标输入变量；根据目标输入变量计算与目标输入变量对应的飞行状态量；根据飞行状态量计算与飞行状态量对应的飞行性能量；筛选飞行性能量满足短距垂直起降飞行器的性能约束条件的目标飞行状态量，并根据目标飞行状态量建立短距垂直起降飞行器三维飞行包线。该方法实现对短距垂直起降飞行器全模式的性能完整明确的刻画，具备同时给出全模式全部倾转角下的飞行包线和全升限所有高度下的倾转走廊的能力，除体现空速、倾转角、高度性能参数外，还能反映出每个飞行状态点的性能特征参数。
附图说明
图1是根据一示例性实施例示出的飞行器三维飞行包线计算方法流程示意图；
图2是根据一具体实施例示出的飞行器三维飞行包线计算方法流程示意图；
图3是根据一具体实施例示出的倾转涵道连接翼短距垂直起降飞行器三种飞行模式图；
图4是根据一具体实施例示出的倾转涵道连接翼短距垂直起降飞行器升阻曲线图；
图5是根据一具体实施例示出的倾转涵道连接翼短距垂直起降飞行器三维飞行包线；
图6是根据一具体实施例示出的以最大SEP值进行染色的倾转涵道连接翼短距垂直起降飞行器三维飞行包线；
图7是根据一示例性实施例示出的飞行器飞行包线计算装置结构示意图；
图8是根据一示例性实施例示出的电子设备结构示意图；
图9是根据一示例性实施例示出的电子设备的硬件结构示意图。
具体实施方式
为使本申请的目的、技术方案和优点更加清楚明了，下面结合具体实施方式并参照附图，对本申请进一步详细说明。应该理解，这些描述只是示例性的，而并非要限制本申请的范围。此外，在以下说明中，省略了对公知结构和技术的描述，以避免不必要地混淆本申请的概念。
在附图中示出了根据本申请实施例的层结构示意图。这些图并非是按比例绘制的，其中为了清楚的目的，放大了某些细节，并且可能省略了某些细节。图中所示出的各种区域、层的形状以及它们之间的相对大小、位置关系仅是示例性的，实际中可能由于制造公差或技术限制而有所偏差，并且本领域技术人员根据实际所需可以另外设计具有不同形状、大小、相对位置的区域/层。
显然，所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
在本申请的描述中，需要说明的是，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，下面所描述的本申请不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。
目前，倾转走廊是刻画短距垂直起降多模式飞行器模式转换性能的重要手段，是执行过渡模式稳态飞行的依据，而桨叶拉力和飞机气动力必定随高度变化而改变，目前缺乏计算不同高度下倾转走廊的相关算法，目前的方法都未考虑高度对动力、推进和气动性能的影响。发明人为了对多模式短距垂直起降飞行器飞行控制和性能的深入探索，解决高海拔地区部署需求，挖掘过渡模式下的飞行潜能，为此提出全模式全升限下的可行飞行状态的限制条件。
下面结合附图，通过具体的实施例及其应用场景对本申请实施例提供的短距垂直起降飞行器三维飞行包线计算方法进行详细地说明。
如图1所示，在本申请实施例的第一方面，提供了一种短距垂直起降飞行器三维飞行包线计算方法，该方法可以包括：
S110：获取短距垂直起降飞行器的三维飞行包线变量变化范围，并根据升阻特性确定短距垂直起降飞行器的迎角范围；
S120：根据三维飞行包线变量变化范围和迎角范围确定输入变量生成目标输入变量；
S130：根据目标输入变量计算与目标输入变量对应的飞行状态量；
S140：根据飞行状态量计算与飞行状态量对应的飞行性能量；
S150：筛选飞行性能量满足短距垂直起降飞行器的性能约束条件的目标飞行状态量，并根据目标飞行状态量建立短距垂直起降飞行器飞行包线。
上述实施例方法实现对短距垂直起降飞行器全模式的性能完整明确的刻画，具备同时给出全模式全部倾转角下的飞行包线和全升限所有高度下的倾转走廊的能力，除体现空速、倾转角、高度性能参数外，还能反映出每个飞行状态点的性能特征参数。
下面针对上述步骤分别进行详细介绍：
首先是步骤S110，获取短距垂直起降飞行器的三维飞行包线变量变化范围，并根据升阻特性确定短距垂直起降飞行器的迎角范围。
本步骤是确定三维飞行包线输入变量范围；根据短距垂直起降短距垂直起降飞行器的性能分析要求，确定该短距垂直起降飞行器的三维飞行包线三个坐标(空速、短舱角和高度)变量变化范围，同时确定短距垂直起降飞行器在一定迎角范围内的升阻特性。
接下来介绍的是步骤S120，根据三维飞行包线变量变化范围和迎角范围确定输入变量生成目标输入变量。
本步骤是确定输入变量生成规则；依据步骤S110确定的空速、高度和迎角范围，确定输入变量的生成方法，给出具体的计算工况组合。
接下来介绍的是步骤S130，根据目标输入变量计算与目标输入变量对应的飞行状态量。
本步骤是计算与输入变量对应的飞行状态量；飞行状态量由确定的空速和高度所确定。涉及到应用环境模型下大气温度、大气压力、大气密度随高度的变化函数。
接下来介绍的是步骤S140，根据飞行状态量计算与飞行状态量对应的飞行性能量。
本步骤是计算与飞行状态量对应的飞行性能量；
飞行性能量以飞行状态量为基础计算得到，涉及到具体飞行状态下的升阻力、桨叶拉力系数和功率系数，需用功率等。
在计算得到升阻力系数后，根据升阻力、重力和推力平衡方程得到推力矢量，即可确定短舱倾角大小。
最后介绍一下步骤S150，筛选飞行性能量满足短距垂直起降飞行器的性能约束条件的目标飞行状态量，并根据目标飞行状态量建立短距垂直起降飞行器飞行包线。
本步骤是比较飞行性能量与约束条件，获取满足约束的所有飞行状态，建立以X轴为空速，Y轴为短舱倾角，Z轴为高度的三维包线。
当算法遍历所有飞行状态，即可得到该短距垂直起降飞行器的所有可行飞行状态，据此绘制于以空速为X轴，以短舱倾角为Y轴，以高度为Z轴的三维飞行包线坐标系中。
在得到所有满足约束的飞行状态后，可对此状态的特定参数进行计算，并分析此状态的性能特征。
可将能够反应飞行性能的变量数值将三维包线进行染色，以直观完整获取不同飞行状态下的性能特性。对三维飞行包线进行染色的参数包括但不限于SEP，还包括性能分析所需特征参数，如爬升率、耗油率等等。
上述实施例中短距垂直起降飞行器应用环境模型可以包括标准大气模型，可以根据试验或理论推导引入不同的场景大气模型。T为推力，in为短舱倾角，α为迎角，α1为推力方向与推进装置轴线方向的夹角，可由周期变距装置或滑流舵等产生，G为短距垂直起降飞行器重力，此种为装备有可倾转推进装置的短距垂直起降飞行器的计算方法。若针对复合式或尾座式等不依靠倾转结构实现垂直起降功能的短距垂直起降飞行器，in可表示合成推力矢量与机体轴或水平面的夹角，α和α1依据短距垂直起降飞行器布局形式确定具体数值。推进装置模型可以包括利用动量方法建立的桨叶模型，还可采用理论或试验方法确定的其他类型的推进装置性能特性模型，如涵道风扇，涡喷发动机等。动力系统模型可使用内燃机的性能特性模型外，还可以包括各种涡轮发动机、电动机或电池等作为短距垂直起降飞行器动力系统的性能特性模型。
上述实施例中的短距垂直起降飞行器三维包线计算方法对此类短距垂直起降飞行器全模式的性能刻画完整明确，性能数据密度大，数量多，具备同时给出全模式所有倾转角下的飞行包线和全升限所有高度下的倾转走廊的能力，除体现空速、倾转角、高度性能参数外，还能反映出每个飞行状态点的性能特征参数，如剩余功率、剩余爬升率和耗油率等；法综合考虑了大气环境、动力装置、短距垂直起降飞行器气动特性和推进装置等模型，体现了倾转角、速度和高度在全模式下对飞行性能的影响，因此对研究对象的性能分析更加精确；涉及到的大气环境、动力装置、短距垂直起降飞行器气动特性和推进装置等模型都可按需替换，以静力平衡方程计算推力矢量，相关状态变量可以快速修改替换，不受限于特定的飞行环境和短距垂直起降飞行器类型，因而具有良好的通用性；并且，计算方法为显式算法，不涉及隐式迭代，计算效率较高。
在本申请一具体实施例中，提供一种短距垂直起降飞行器三维飞行包线的计算方法，三维包线以空速为X轴，以短舱倾角为Y轴，以高度为Z轴，适用于快速完整刻画此类多模式短距垂直起降飞行器的全模式全升限下飞行性能，具备同时给出短距垂直起降短距垂直起降飞行器垂直起降模式、过渡模式和巡航模式涉及的所有倾转角的飞行包线和所有高度的倾转走廊的能力，方法流程图如图2所示，以倾转涵道连接翼短距垂直起降飞行器为例，采用本申请三维包线计算方法建立其三维包线，包括以下几个步骤：
步骤一：获取短距垂直起降飞行器的三维飞行包线变量变化范围；
根据短距垂直起降短距垂直起降飞行器的性能分析要求，得出该短距垂直起降飞行器的三维飞行包线三个坐标：空速、短舱角和高度变量变化范围，同时指定短距垂直起降飞行器在一定迎角范围内的升阻特性。
根据倾转涵道连接翼短距垂直起降飞行器的基本性能，确定计算空速范围0～100m/s，涵道倾转角0～95度，高度0～10km。倾转涵道连接翼短距垂直起降飞行器及其升阻曲线如图3和图4所示。
步骤二：生成目标输入变量；
依据步骤一确定的空速、高度和迎角范围，确定输入变量的生成方法，给出具体的计算工况组合。
根据确定的空速、高度和迎角范围，确定空速间隔为1m/s，高度间隔为0.1km，迎角间隔为0.5度，短舱倾角间隔为5度，由此可组合得到若干飞行状态。
步骤三：计算与目标输入变量对应的飞行状态量；
飞行状态量由确定的空速和高度所确定。涉及到应用环境模型下大气温度、大气压力、大气密度随高度的变化函数。如50m/s，5km，利用标准大气模型计算：
大气温度为：
th＝t0-6.5h
大气压力为：
大气密度为：
其中：h为飞行海拔高度，th为高度h下的大气温度，t0为海平面大气温度。Ph为高度h下的大气压力，ρh为高度h下的大气密度，R为理想气体常数，M为大气相对分子质量，P0为海平面大气压力，e为自然常数。
步骤四：计算与飞行状态量对应的飞行性能量；
飞行性能量以飞行状态量为基础进行计算得到，涉及到具体飞行状态下的升阻力、桨叶拉力系数和功率系数，需用功率等。
实施例中采用的倾转涵道连接翼短距垂直起降飞行器主要参数如表1
表1倾转涵道连接翼短距垂直起降飞行器主要参数
根据飞行状态量中的迎角输入，如10度迎角可进行如下计算：
升阻力为：
其中：L为升力，CL为升力系数，ρh为高度h下的大气密度，S为机翼面积，V为空速，CD为阻力系数。
在计算得到升阻力系数后，根据升阻力、重力和推力平衡方程得到推力矢量，即可确定短舱倾角范围。
求解推力及短舱倾角方程为：
其中，T为推力，in为短舱倾角，α为迎角，α1为推力方向与推进装置轴线方向的夹角，可由周期变距装置或滑流舵等产生，G为短距垂直起降飞行器重力。
由此可得到推力矢量。基于推力矢量可利用推进装置模型计算短距垂直起降飞行器当前状态下的需用功率。
由动量方法计算桨叶需用功率，桨叶功率需用功率计算公式为：
诱导速度vi计算方法为：
其中，Wr为需用功率，Wi为诱导功率，Wpr为型阻功率，Wc为爬升功率，ηw为发动机到旋翼的传动效率系数；T为维持静平衡状态全机需用推力；n为推进装置数量；Kind为考虑旋翼诱导速度的非均匀性而引入的修正系数，其值为1.15；Vc为垂直于桨盘平面的空速分量；σ为桨叶实度，Cdpr0为桨叶阻力系数；vt是为桨尖速度；Ω为旋翼转速；vi为旋翼诱导速度；μ为旋翼前进比；r为桨叶半径；Vt为平行于桨盘平面的速度；vh为旋翼特性诱导速度，
最终得到旋翼装置的桨叶需用功率为：
其中，CT为拉力系数，CW为功率系数，k1随μ相应变化，典型值取5。
如利用涵道风扇模型计算需用功率为：
其中q为涵道拉力比例因子，表征涵道拉力与轴向总拉力的比值。K取1，涵道风扇所需轴功由公式获得；Sfan为涵道风扇桨盘面积；ηfan是风扇的传动损失系数；n为涵道风扇数目；V2为涵道风扇远方滑流诱导速度。
步骤五：筛选飞行性能量满足短距垂直起降飞行器的性能约束条件的目标飞行状态量，并根据目标飞行状态量建立短距垂直起降飞行器三维飞行包线。
比较飞行性能量与约束条件，获取满足约束的所有飞行状态，建立以X轴为空速，Y轴为短舱倾角，Z轴为高度的三维包线。
根据当前飞行状态量确定发动机当前工况的可用功率。
无增压内燃发动机可用功率为：
其中，Wh为高度h下的可用功率，W0为海平面可用功率，g(h)为修正动力系统性能模型而引入的修正函数，可根据短距垂直起降飞行器动力系统的性能差异做相应变化，th为高度h下的大气温度，t0为海平面大气温度。Ph为高度h下的大气压力，P0为海平面大气压力。
比较发动机当前工况可用功率与产生推力矢量的需用功率，判定条件为：
Wr≤Wh
若发动机可用功率大于需用功率，则可以达到此飞行状态，记录此组飞行状态参数。若发动机可用功率小于需用功率，则不能达到此飞行状态，不记录此组飞行状态参数。
当算法遍历所有飞行状态，即可得到该短距垂直起降飞行器的所有可行飞行状态，据此绘制于以空速为X轴，以短舱倾角为Y轴，以高度为Z轴的三维飞行包线坐标系中。
遍历所有预定飞行状态后，得到所有可行数据点，再用曲面拟合得到的数据点，三维包线建立结果如图5所示。
在得到满足约束的飞行状态后，可对此状态的特定参数进行计算，并分析此状态的性能特征，以单位重量剩余功率(英文缩写SEP)为例：
SEP为：
可将能够反应飞行性能的变量数值将三维包线进行染色，以直观完整获取不同飞行状态下的性能特性。根据此方法得到的以最大SEP值进行染色的三维飞行包线如图6所示。
需要说明的是，本申请实施例提供的短距垂直起降飞行器飞行包线计算方法，执行主体可以为短距垂直起降飞行器飞行包线计算装置，或者该短距垂直起降飞行器飞行包线计算装置中的用于执行短距垂直起降飞行器飞行包线计算的方法的控制模块。本申请实施例中以短距垂直起降飞行器飞行包线计算装置执行短距垂直起降飞行器飞行包线计算的方法为例，说明本申请实施例提供的短距垂直起降飞行器飞行包线计算的装置。
如图7所示，在本申请实施例的第二方面，提供一种短距垂直起降飞行器三维飞行包线计算装置，该装置可以包括：
参数范围获取模块710，用于获取短距垂直起降飞行器的三维飞行包线变量变化范围，并根据升阻特性确定短距垂直起降飞行器的迎角范围；
目标变量生成模块720，用于根据三维飞行包线变量变化范围和迎角范围确定输入变量生成目标输入变量；
飞行状态计算模块730，用于根据目标输入变量计算与目标输入变量对应的飞行状态量；
飞行性能计算模块740，用于根据飞行状态量计算与飞行状态量对应的飞行性能量；
飞行包线建立模块750，用于筛选飞行性能量满足短距垂直起降飞行器的性能约束条件的目标飞行状态量，并根据目标飞行状态量建立短距垂直起降飞行器飞行包线。
本申请实施例中的飞行器飞行包线计算装置可以是装置，也可以是终端中的部件、集成电路、或芯片。该装置可以是移动电子设备，也可以为非移动电子设备。示例性的，移动电子设备可以为手机、平板电脑、笔记本电脑、掌上电脑、车载电子设备、可穿戴设备、超级移动个人计算机(ultra-mobile personal computer，UMPC)、上网本或者个人数字助理(personal digital assistant，PDA)等，非移动电子设备可以为服务器、网络附属存储器(Network Attached Storage，NAS)、个人计算机(personal computer，PC)、电视机(television，TV)、柜员机或者自助机等，本申请实施例不作具体限定。
本申请实施例中的飞行器飞行包线计算装置可以为具有操作系统的装置。该操作系统可以为安卓(Android)操作系统，可以为ios操作系统，还可以为其他可能的操作系统，本申请实施例不作具体限定。
本申请实施例提供的短距垂直起降飞行器三维飞行包线计算装置能够实现图1至图6的方法实施例实现的各个过程，为避免重复，这里不再赘述。
可选地，如图8所示，本申请实施例还提供一种电子设备800，包括处理器801，存储器802，存储在存储器802上并可在所述处理器801上运行的程序或指令，该程序或指令被处理器801执行时实现上述飞行器飞行包线计算方法实施例的各个过程，且能达到相同的技术效果，为避免重复，这里不再赘述。
需要说明的是，本申请实施例中的电子设备包括上述所述的移动电子设备和非移动电子设备。
图9为实现本申请实施例的一种电子设备的硬件结构示意图。
该电子设备900包括但不限于：射频单元901、网络模块902、音频输出单元903、输入单元904、传感器905、显示单元906、用户输入单元907、接口单元908、存储器909、以及处理器910等部件。
本领域技术人员可以理解，电子设备900还可以包括给各个部件供电的电源(比如电池)，电源可以通过电源管理系统与处理器910逻辑相连，从而通过电源管理系统实现管理充电、放电、以及功耗管理等功能。图9中示出的电子设备结构并不构成对电子设备的限定，电子设备可以包括比图示更多或更少的部件，或者组合某些部件，或者不同的部件布置，在此不再赘述。
应理解的是，本申请实施例中，输入单元904可以包括图形处理器(GraphicsProcessing Unit，GPU)9041和麦克风9042，图形处理器9041对在视频捕获模式或图像捕获模式中由图像捕获装置(如摄像头)获得的静态图片或视频的图像数据进行处理。显示单元906可包括显示面板9061，可以采用液晶显示器、有机发光二极管等形式来配置显示面板9061。用户输入单元907包括触控面板9071以及其他输入设备9072。触控面板9071，也称为触摸屏。触控面板9071可包括触摸检测装置和触摸控制器两个部分。其他输入设备9072可以包括但不限于物理键盘、功能键(比如音量控制按键、开关按键等)、轨迹球、鼠标、操作杆，在此不再赘述。存储器909可用于存储软件程序以及各种数据，包括但不限于应用程序和操作系统。处理器910可集成应用处理器和调制解调处理器，其中，应用处理器主要处理操作系统、用户界面和应用程序等，调制解调处理器主要处理无线通信。可以理解的是，上述调制解调处理器也可以不集成到处理器910中。
本申请实施例还提供一种可读存储介质，所述可读存储介质上存储有程序或指令，该程序或指令被处理器执行时实现上述短距垂直起降飞行器三维飞行包线计算方法实施例的各个过程，且能达到相同的技术效果，为避免重复，这里不再赘述。
其中，所述处理器为上述实施例中所述的电子设备中的处理器。所述可读存储介质，包括计算机可读存储介质，如计算机只读存储器(Read-Only Memory，ROM)、随机存取存储器(Random Access Memory，RAM)、磁碟或者光盘等。
本申请实施例另提供了一种芯片，所述芯片包括处理器和通信接口，所述通信接口和所述处理器耦合，所述处理器用于运行程序或指令，实现上述短距垂直起降飞行器三维飞行包线计算方法实施例的各个过程，且能达到相同的技术效果，为避免重复，这里不再赘述。
应理解，本申请实施例提到的芯片还可以称为系统级芯片、系统芯片、芯片系统或片上系统芯片等。
需要说明的是，在本文中，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者装置不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者装置所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括该要素的过程、方法、物品或者装置中还存在另外的相同要素。此外，需要指出的是，本申请实施方式中的方法和装置的范围不限按示出或讨论的顺序来执行功能，还可包括根据所涉及的功能按基本同时的方式或按相反的顺序来执行功能，例如，可以按不同于所描述的次序来执行所描述的方法，并且还可以添加、省去、或组合各种步骤。另外，参照某些示例所描述的特征可在其他示例中被组合。
通过以上的实施方式的描述，本领域的技术人员可以清楚地了解到上述实施例方法可借助软件加必需的通用硬件平台的方式来实现，当然也可以通过硬件，但很多情况下前者是更佳的实施方式。基于这样的理解，本申请的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分可以以计算机软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质(如ROM/RAM、磁碟、光盘)中，包括若干指令用以使得一台终端(可以是手机，计算机，服务器，或者网络设备等)执行本申请各个实施例所述的方法。
上面结合附图对本申请的实施例进行了描述，但是本申请并不局限于上述的具体实施方式，上述的具体实施方式仅仅是示意性的，而不是限制性的，本领域的普通技术人员在本申请的启示下，在不脱离本申请宗旨和权利要求所保护的范围情况下，还可做出很多形式，均属于本申请的保护之内。

Claims (9)

1.一种短距垂直起降飞行器三维飞行包线计算方法，其特征在于，包括：
获取短距垂直起降飞行器的三维飞行包线变量变化范围，并根据升阻特性确定所述短距垂直起降飞行器的迎角范围；
根据所述三维飞行包线变量变化范围和所述迎角范围确定输入变量生成目标输入变量；
根据所述目标输入变量计算与所述目标输入变量对应的飞行状态量；
根据所述飞行状态量计算与所述飞行状态量对应的飞行性能量；
筛选所述飞行性能量满足所述短距垂直起降飞行器的性能约束条件的目标飞行状态量，并根据所述目标飞行状态量建立短距垂直起降飞行器三维飞行包线。
2.根据权利要求1所述的短距垂直起降飞行器三维飞行包线计算方法，其特征在于，所述获取短距垂直起降飞行器的三维飞行包线变量变化范围，包括：
获取所述短距垂直起降飞行器在所有飞行高度下的空速变量变化范围；
获取所述短距垂直起降飞行器的倾转角或短舱角变量变化范围；
获取所述短距垂直起降飞行器的飞行高度变量变化范围；
其变量变化范围表示函数为：
3.根据权利要求1所述的短距垂直起降飞行器三维飞行包线计算方法，其特征在于，所述根据所述目标输入变量计算与所述目标输入变量对应的飞行状态量，包括：
获取所述目标输入变量中的目标空速和目标高度带入计算；
获取大气温度、大气压力、大气密度随高度的变化函数，标准大气数学模型为：
大气温度为：
th＝t0-6.5h (2)
大气压力为：
大气密度为：
其中：h为飞行海拔高度，th为高度h下的大气温度，t0为海平面大气温度，Ph为高度h下的大气压力，ρh为高度h下的大气密度，R为理想气体常数，M为大气相对分子质量，P0为海平面大气压力，e为自然常数；
根据所述目标空速、所述目标高度及所述变化函数计算与所述目标输入变量对应的飞行状态量。
4.根据权利要求1所述的短距垂直起降飞行器三维飞行包线计算方法，其特征在于，所述根据所述飞行状态量计算与所述飞行状态量对应的飞行性能量，包括：
根据所述飞行状态量计算所述短距垂直起降飞行器的升阻力、桨叶拉力系数和功率系数，具体数学模型表述为：
升阻力：
其中：L为升力，CL为升力系数，ρh为高度h下的大气密度，S为机翼面积，V为空速，CD为阻力系数；
求解推力及短舱倾角方程为：
其中，T为推力，in为短舱倾角，α为迎角，α1为推力方向与推进装置轴线方向的夹角，可由周期变距装置或滑流舵产生，G为飞行器重力；
以动量方法计算桨叶需用功率为例，桨叶需用功率计算公式为：
诱导速度vi计算方法为：
其中，Wr为需用功率，Wi为诱导功率，Wpr为型阻功率，Wc为爬升功率，ηw为发动机到旋翼的传动效率系数；T为维持静平衡状态全机需用推力；n为推进装置数量；Kind为考虑旋翼诱导速度的非均匀性而引入的修正系数，其值为1.15；Vc为垂直于桨盘平面的空速分量；σ为桨叶实度，Cdpr0为桨叶阻力系数；vt是为桨尖速度；Ω为旋翼转速；vi为旋翼诱导速度；μ为旋翼前进比；r为桨叶半径；Vt为平行于桨盘平面的速度；vh为旋翼特性诱导速度，
最终得到旋翼装置的桨叶需用功率为：
其中，CT为拉力系数，CW为功率系数，k1随μ相应变化，典型值取5；
根据所述升阻力、所述桨叶拉力系数和所述功率系数计算需用功率，得到所述飞行状态量对应的飞行性能量。
5.根据权利要求1所述的短距垂直起降飞行器三维飞行包线计算方法，其特征在于，所述筛选所述飞行性能量满足所述短距垂直起降飞行器的性能约束条件的目标飞行状态量，并根据所述目标飞行状态量建立短距垂直起降飞行器三维飞行包线，包括：
比较所述飞行性能量与所述短距垂直起降飞行器的性能约束条件，筛选所述飞行性能量满足所述短距垂直起降飞行器的性能约束条件的目标飞行状态量；
其具体涉及数学模型包括发动机模型，以无增压内燃发动机可用功率为例，其数学模型可表述为：
其中，Wh为高度h下的可用功率，W0为海平面可用功率，g(h)为修正动力系统性能模型而引入的修正函数，可根据飞行器动力系统的性能差异做相应变化，th为高度h下的大气温度，t0为海平面大气温度，Ph为高度h下的大气压力，P0为海平面大气压力；
比较发动机当前工况可用功率与产生推力矢量的需用功率，判定条件为：
Wr≤Wh (15)
根据所述目标飞行状态量绘制以空速为X轴，以短舱倾角为Y轴，以高度为Z轴的三维飞行包线。
6.根据权利要求1-5任一项所述的短距垂直起降飞行器三维飞行包线计算方法，其特征在于，在所述筛选所述飞行性能量满足所述短距垂直起降飞行器的性能约束条件的目标飞行状态量，并根据所述目标飞行状态量建立短距垂直起降飞行器飞行包线之后，所述方法还包括：
根据所述目标飞行状态量计算所述短距垂直起降飞行器的性能特征；
根据所述性能特征对所述三维飞行包线进行染色，所述性能特征包括多种性能特征参数。
7.一种短距垂直起降飞行器三维飞行包线计算装置，其特征在于，包括：
参数范围获取模块，用于获取短距垂直起降飞行器的三维飞行包线变量变化范围，并根据升阻特性确定所述短距垂直起降飞行器的迎角范围；
目标变量生成模块，用于根据所述三维飞行包线变量变化范围和所述迎角范围确定输入变量生成目标输入变量；
飞行状态计算模块，用于根据所述目标输入变量计算与所述目标输入变量对应的飞行状态量；
飞行性能计算模块，用于根据所述飞行状态量计算与所述飞行状态量对应的飞行性能量；
飞行包线建立模块，用于筛选所述飞行性能量满足所述短距垂直起降飞行器的性能约束条件的目标飞行状态量，并根据所述目标飞行状态量建立短距垂直起降飞行器三维飞行包线。
8.一种电子设备，其特征在于，包括：包括处理器，存储器及存储在所述存储器上并可在所述处理器上运行的程序或指令，所述程序或指令被所述处理器执行时实现如权利要求1-6任一项所述的短距垂直起降飞行器三维飞行包线计算方法的步骤。
9.一种可读存储介质，其特征在于，所述可读存储介质上存储程序或指令，所述程序或指令被处理器执行时实现如权利要求1-6任一项所述的短距垂直起降飞行器三维飞行包线计算方法的步骤。
CN202110988078.9A 2021-08-26 2021-08-26 短距垂直起降飞行器三维飞行包线计算方法及装置 Active CN113569429B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110988078.9A CN113569429B (zh) 2021-08-26 2021-08-26 短距垂直起降飞行器三维飞行包线计算方法及装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110988078.9A CN113569429B (zh) 2021-08-26 2021-08-26 短距垂直起降飞行器三维飞行包线计算方法及装置

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN113569429A CN113569429A (zh) 2021-10-29
CN113569429B true CN113569429B (zh) 2024-02-09

Family

ID=78172764

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110988078.9A Active CN113569429B (zh) 2021-08-26 2021-08-26 短距垂直起降飞行器三维飞行包线计算方法及装置

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113569429B (zh)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114638129B (zh) * 2022-05-23 2022-10-28 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种基于发动机状态变化的爬升能力数据获得方法
CN116976012B (zh) * 2023-09-22 2024-01-30 南京航空航天大学 用于电动飞行器的性能分析方法及存储介质

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102023640A (zh) * 2010-11-23 2011-04-20 北京航空航天大学 飞行包线内标称设计点的选择方法
CN103144769A (zh) * 2013-03-05 2013-06-12 西北工业大学 一种倾转涵道垂直起降飞行器的气动布局
CN105083551A (zh) * 2015-08-03 2015-11-25 江苏工程职业技术学院 一种可倾转旋翼机及其控制方法
CN109018422A (zh) * 2018-07-10 2018-12-18 南京航空航天大学 定转速带周期变距的倾转四旋翼飞行器倾转走廊计算方法

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9464958B2 (en) * 2015-01-16 2016-10-11 Bell Helicopter Textron Inc. Dynamic center of gravity determination

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102023640A (zh) * 2010-11-23 2011-04-20 北京航空航天大学 飞行包线内标称设计点的选择方法
CN103144769A (zh) * 2013-03-05 2013-06-12 西北工业大学 一种倾转涵道垂直起降飞行器的气动布局
CN105083551A (zh) * 2015-08-03 2015-11-25 江苏工程职业技术学院 一种可倾转旋翼机及其控制方法
CN109018422A (zh) * 2018-07-10 2018-12-18 南京航空航天大学 定转速带周期变距的倾转四旋翼飞行器倾转走廊计算方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN113569429A (zh) 2021-10-29

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN113569429B (zh) 短距垂直起降飞行器三维飞行包线计算方法及装置
US11132476B2 (en) Automatic aircraft design optimization based on joint aerodynamic, structural, and energy performance
CN110046735A (zh) 基于飞行数据分析的飞机离场燃油消耗评估方法
Cameretti et al. Modeling and investigation of a turboprop hybrid electric propulsion system
Jiao et al. Optimal design and experiment of propellers for high altitude airship
Zhang et al. Conceptual design and analysis of hybrid airships with renewable energy
US20220291683A1 (en) Computer-implemented methods for controlling the operation of electric and hybrid electric aircraft
US20220292987A1 (en) Computer-implemented methods for controlling the operation of electric and hybrid electric aircraft
EP3499391A1 (en) Automatic aircraft design optimization based on joint aero-dynamic, structural, and energy performance
US20220292991A1 (en) Computer-implemented methods for controlling the operation of electric and hybrid electric aircraft
Goulos et al. A multidisciplinary approach for the comprehensive assessment of integrated rotorcraft–powerplant systems at mission level
Oruc et al. Coupled flight dynamics and computational fluid dynamics simulations of rotorcraft/terrain interactions
Saias et al. Preliminary design of hybrid-electric propulsion systems for emerging urban air mobility rotorcraft architectures
Snyder et al. Preliminary assessment of variable speed power turbine technology on civil tiltrotor size and performance
CN111221350B (zh) 吸气式高超声速飞行器巡航导弹的弹道设计方法及系统
Xiongfeng et al. How high can solar-powered airplanes fly
Clarke et al. Evaluating the Performance and Acoustic Footprint of Aircraft for Regional and Urban Air Mobility
Wang et al. Optimal Landing Control of eVTOL Vehicles Using ODE-Based Aerodynamic Model
Skuhersky A first-principle power and energy model for eVTOL vehicles
CN113625768B (zh) 一种火星直升机航迹规划方法、系统、设备及存储介质
Buerge The suitability of hybrid vs. conventional airships for persistent surveillance missions
CN114912284A (zh) 基于第一法则的飞行管理系统爬升性能预测算法
Avanzini et al. Optimal cruise performance of a conventional helicopter
Jones The design challenge of high altitude long endurance (HALE) unmanned aircraft
US20230230488A1 (en) Computer-implemented methods of enabling optimisation of trajectory for a vehicle

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant