CN113753256B - 一种舰载无人预警机顶层参数优化设计方法 - Google Patents
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Abstract
本申请属于飞行器设计技术领域，特别涉及一种舰载无人预警机顶层参数优化设计方法。该方法包括步骤S1、根据给定的多个初始展弦比分别确定飞机的巡航升阻比；步骤S2、确定飞机的起飞重量；步骤S3、确定机翼面积及翼展；步骤S4、根据起飞重量以及翼展的限制值，确定可用展弦比；步骤S5、确定巡航航时；步骤S6、在所述可用展弦比中，选取航时最大时所对应的展弦比、巡航升阻比、发动机推重比、推力。本申请基于变参数、综合优化设计思想，计算舰载无人预警机的顶层参数，提高了飞机的工作效率，保证了飞机的飞行与着舰安全性。
Description
技术领域
本申请属于飞行器设计技术领域，特别涉及一种舰载无人预警机顶层参数优化设计方法。
背景技术
舰载无人预警机相对于常规舰载预警机具有建造与使用成本低、预警前出距离远、飞行速度与飞行高度大等优点，是组建航母远程预警系统不可或缺的重要组成部分。舰载无人预警机顶层参数设计不同于常规飞机，其设计约束条件多，且约束性强，现有对舰载无人预警机顶层参数的优化设计往往只能兼顾展弦比、发动机推力等参数，所构建的无人机往往存在其他不兼容的结构。
发明内容
为了解决上述技术问题，本申请提供了一种舰载无人预警机顶层参数优化设计方法，采用基于多重约束的变参数顶层参数优化方法，以航时、起飞重量、机翼展长为设计约束，通过改变机翼展弦比、空机重量系数、巡航耗油率等敏感性参数，计算舰载无人预警机所需的升阻比、翼载荷、推重比、机翼面积、发动机推力以及展弦比优化值，以上参数决定了飞机的基本飞行性能。顶层参数优化设计可为舰载无人预警机气动布局设计提供正确的设计方向。
本申请舰载无人预警机顶层参数优化设计方法，主要包括：
步骤S1、根据给定的多个初始展弦比分别确定飞机的巡航升阻比；
步骤S2、确定飞机的起飞重量；
步骤S3、确定机翼面积及翼展；
步骤S4、根据起飞重量以及翼展的限制值，确定可用展弦比；
步骤S5、确定巡航航时；
步骤S6、在所述可用展弦比中，选取航时最大时所对应的展弦比、巡航升阻比、发动机推重比、推力。
优选的是，步骤S1中，根据设计升力系数CLxh、零升阻力系数CD0、给定的初始展弦比AR，通过气动力计算模型确定飞机的巡航升阻比K。
优选的是，步骤S1中进一步包括：
步骤S11、根据最大升阻比确定升力系数CLxh；
步骤S12、根据升力系数CLxh、诱导阻力因子FA及零升阻力系数CD0确定阻力系数CDxh；
步骤S13、根据阻力系数CDxh及升力系数CLxh确定巡航升阻比K。
优选的是，步骤S12中，根据初始展弦比AR确定诱导阻力因子FA。
优选的是，步骤S4包括：
步骤S41、给定初始展弦比范围，并进行离散，获得各个展弦比离散量；
步骤S42、基于各个展弦比离散量，分别计算对应的翼展，保留翼展位于指定范围内的展弦比离散量。
优选的是，步骤S42中，计算所述翼展包括：
步骤S421、计算保证安全巡航要求下的机翼面积sxh，以及计算飞机着舰时的机翼面积sland，并取两者之间的最大值为飞机机翼面积；
步骤S422、根据所述飞机机翼面积及展弦比确定所述翼展。
优选的是，步骤S2进一步包括：
步骤S21、根据飞机任务燃油系数模型确定任务燃油重量系数Wfulx；
步骤S22、获取飞机任务系统重量给定值Ws、备份燃油重量给定值Wbf；
步骤S23、对多个空机重量系数Wkjx，根据公式计算起飞重量Wto：
Wto＝(Ws+Wbf)/(1-Wkjx-Wfulx)。
优选的是，步骤S23之前进一步包括：
以统计方式获取空机重量系数的范围，并在该范围内进行离散，获得多个空机重量系数Wkjx。
优选的是，步骤S5进一步包括：
步骤S51、根据飞机的起飞重量确定任务燃油重量；
步骤S52、根据所述任务燃油重量确定巡航航时。
优选的是，步骤S6进一步包括：
步骤S61、以最大平飞速度为约束计算推重比、以爬升率要求为约束计算推重比、以升限指标为约束计算推重比；
步骤S62、取上述三个推重比中的最大值为最终推重比。
本申请基于变参数、综合优化设计思想，计算舰载无人预警机的顶层参数，提高了飞机的工作效率，保证了飞机的飞行与着舰安全性。
附图说明
图1是本申请舰载无人预警机顶层参数优化设计方法的一优选实施例的流程图。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。
本申请提供了一种舰载无人预警机顶层参数优化设计方法，主要包括：
步骤S1、根据给定的多个初始展弦比分别确定飞机的巡航升阻比；
步骤S2、确定飞机的起飞重量；
步骤S3、确定机翼面积及翼展；
步骤S4、根据起飞重量以及翼展的限制值，确定可用展弦比；
步骤S5、确定巡航航时；
步骤S6、在所述可用展弦比中，选取航时最大时所对应的展弦比、巡航升阻比、发动机推重比、推力。
本实施例中，采用基于多重约束的变参数顶层参数优化方法，以航时、起飞重量、机翼展长为设计约束，通过改变机翼展弦比、空机重量系数、巡航耗油率等敏感性参数，计算舰载无人预警机所需的升阻比、翼载荷、推重比、机翼面积、发动机推力以及展弦比优化值，以上参数决定了飞机的基本飞行性能。顶层参数优化设计可为舰载无人预警机气动布局设计提供正确的设计方向。
舰载无人预警机顶层参数优化设计流程见图1。优化方法以航程Lh、起飞重量Wto、机翼展长bw为设计约束，通过改变机翼展弦比AR、空机重量系数Wkjx、巡航耗油率Cexh等敏感性参数，计算舰载无人预警机的展弦比优化值、巡航升阻比Kxh、翼载荷与推重比需求值，优化设计流程主要包括：
1)根据巡航速度、高度选取动力系统形式
对于舰载无人预警机，为提高预警系统的功效，飞行高度一般不小于12000m，作为航母远程预警系统的最外层，其飞行速度应不小于600km/h，故中小涵道比的涡扇发动机应是舰载无人预警机的首选。
2)计算飞机巡航升阻比
航时是舰载无人预警机最重要的性能指标，提高飞机巡航升阻比是增大航时的关键措施。作为常规预警机的远程协作终端，舰载无人预警机的任务系统要相对简单，共形天线是预警能力与气动效率之间较好的协调构型。根据动力系统形式与气动力计算模型，输入展弦比与巡航升力系数，即可计算出巡航升阻比。
3)计算飞机任务燃油重量系数
输入飞机巡航速度、发动机巡航耗油率、任务系统功率提取修正因子、巡航升阻比与航时设计目标值，根据计算模型计算飞机的任务燃油重量系数。
4)起飞重量计算
采用工程统计方法获得飞机的空机重量系数、输入任务燃油重量系数、任务系统重量与备份燃油质量，根据计算模型可获得飞机的起飞重量。
5)机翼面积与翼展计算
机翼面积由高、低速构型的气动性能要求决定。输入起飞重量、任务燃油重量系数、两个构型对应的最大升力系数、巡航速度与着舰进场速度，根据模型可计算出机翼面积。利用机翼面积与展弦比可计算出机翼展长。
6)展弦比可用值计算
舰载无人预警机的成本，其起飞重量应控制在常规舰载预警机的60％以下，为保证其着舰的安全性，翼展不应大于23m。通过改变展弦比，重复以上步骤，并根据起飞重量与翼展限制值，可获得可用的展弦比参数集与合适的着舰重量Wto。
7)顶层参数优化
根据以上计算获得的着舰重量、可用展弦比与翼载荷，进一步修正空机重量系数，根据选定的发动机，修正巡航耗油率。在展弦比参数集，利用模型重复计算巡航升阻比、翼载荷、推重比、机翼面积、所需发动机推力与航时，取最大航时并符合约束的构型为最优构型，对应的顶层参数为优化值。
在一些可选实施方式中，步骤S1中，根据设计升力系数CLxh、零升阻力系数CD0、给定的初始展弦比AR，通过气动力计算模型确定飞机的巡航升阻比K。
在一些可选实施方式中，步骤S1中进一步包括：步骤S11、根据最大升阻比确定升力系数CLxh；步骤S12、根据升力系数CLxh、诱导阻力因子FA及零升阻力系数CD0确定阻力系数CDxh；步骤S13、根据阻力系数CDxh及升力系数CLxh确定巡航升阻比K。
在一些可选实施方式中，步骤S12中，根据初始展弦比AR确定诱导阻力因子FA。
上述两个实施例中，巡航升阻比计算模型：
CDxh＝CD0+FA*CLxh2；K＝CLxh/CDxh；CD0＝0.0175+KD1+KD2；
其中，涡扇动力飞机KD1＝0，螺旋桨动力飞机KD1＝0.01。背撑圆盘式天线KD2＝0.0066，背撑平衡木式天线KD2＝0.005，机身内部共形天线KD2＝0.002。
机翼后掠角小于8°，飞行速度0.6马赫的诱导阻力因子计算：
FA＝-2.71*10-5AR3+0.0011AR2-0.0161AR+0.127；
设计升力系数取0.92倍的最大升阻比对应的升力系数：
CLxh＝0.92CLkmax。
在一些可选实施方式中，步骤S4包括：步骤S41、给定初始展弦比范围，并进行离散，获得各个展弦比离散量；步骤S42、基于各个展弦比离散量，分别计算对应的翼展，保留翼展位于指定范围内的展弦比离散量。
在一些可选实施方式中，步骤S42中，计算所述翼展包括：步骤S421、计算保证安全巡航要求下的机翼面积sxh，以及计算飞机着舰时的机翼面积sland，并取两者之间的最大值为飞机机翼面积；步骤S422、根据所述飞机机翼面积及展弦比确定所述翼展。
机翼面积在步骤S3中确定，机翼面积与翼载荷计算模型主要包含两部分，分别为保证安全巡航要求的面积计算以及以着舰进场性能要求为约束的面积计算，该实施例中，计算高低速构型对应的机翼面积，取最大值为机翼设计面积，进一步计算出飞机的翼载荷。
其中，保证安全巡航要求的面积计算：
Sxh＝9.8*(Wto-Wful/2)/qxh/CLxh；巡航速压qxh＝rou.Vxh2/2为，rou为任务燃油消耗一半平飞高度的大气密度；
以着舰进场性能要求为约束的面积计算：
Sland＝(Wto-0.7Wful).9.8/qap/Clap；Clap＝Clmaxl/1.32；上式Clmaxl为着舰构型最大升力系数，着舰进场速压qap＝1.225*Vap/2。
机翼面积S＝max(Sxh,Sland)；翼载荷为WS＝Wto/S。
在一些可选实施方式中，步骤S2进一步包括：
步骤S21、根据飞机任务燃油系数模型确定任务燃油重量系数Wfulx；
步骤S22、获取飞机任务系统重量给定值Ws、备份燃油重量给定值Wbf；
步骤S23、对多个空机重量系数Wkjx，根据公式计算起飞重量Wto：
Wto＝(Ws+Wbf)/(1-Wkjx-Wfulx)。
该实施例中，在步骤S21提供了任务燃油重量系数计算模型，包括螺旋桨动力飞机任务燃油系数计算模型以及涡扇动力飞机任务燃油系数计算模型。
螺旋桨动力飞机任务燃油系数计算模型：
式TRWJ为飞机航时目标值，V为巡航速度，K为巡航升阻比，ηj为巡航状态螺旋桨效率，Ce为发动机巡航状态的耗油率。
涡扇动力飞机任务燃油系数计算模型：
a＝TRWP·acr·Ce；
b＝1020·K；
上式TRWP为飞机航时目标值，acr为巡航高度的音速。
起飞重量Wto的组成：Wto＝Wkj+Wful+Ws+Wbf；起飞重量由空机重量Wkj、任务燃油重量Wful、备份燃油重量Wbf与任务系统重量Ws四部分组成。为便于优化设计，将任务系统重量从空机重量中分离出来。起飞重量Wto工程计算模型如步骤S23所示：Wto＝(Ws+Wbf)/(1-Wkjx-Wfulx)。
在一些可选实施方式中，步骤S5进一步包括：
以最大平飞速度为约束计算推重比，或者以爬升率要求为约束计算推重比，或者以升限指标为约束计算推重比。
在一些可选实施方式中，步骤S23之前进一步包括：
以统计方式获取空机重量系数的范围，并在该范围内进行离散，获得多个空机重量系数Wkjx。
在一些可选实施方式中，步骤S5进一步包括：
步骤S51、根据飞机的起飞重量确定任务燃油重量；
步骤S52、根据所述任务燃油重量确定巡航航时。
航时计算模型包括：Trw＝Wful/Ceh；当起飞重量、空机质量系数与备份燃油重量确定后，任务燃油重量可表示为：Wful＝Wto-Wkj-Ws-Wbf；上式Ceh为小时耗油率，它是发动机巡航耗油率、巡航升阻比、起飞重量、任务燃油重量的函数：Ceh＝Kxz.Ce.(Wto-0.5Wful)/K；根据公布的全球鹰RQ-4A数据，Kxz计算值在1.08左右，可根据任务系统的差异进行修正。
在一些可选实施方式中，步骤S6进一步包括：
步骤S61、以最大平飞速度为约束计算推重比、以爬升率要求为约束计算推重比、以升限指标为约束计算推重比；
步骤S62、取上述三个推重比中的最大值为最终推重比。
本申请以最大平飞速度、升限指标、爬升梯度为设计约束，建立起飞机推重比与翼载荷、飞行速度、速压、气动阻力之间的函数关系，计算3个设计约束对应的推重比，取最大值为飞机推重比，进一步计算出所需发动机推力，以下分别对三种方式进行说明。
(1)以最大平飞速度为约束计算推重比：
TW1＝{qmo.CD0/WS/g+g.FA.(1-Wfulzx/2)2.WS/qmo}/Km1；其中，
Wfulzx是重量系数，是相对于起飞重量，燃油装载总重量wfulz的系数。
Km1＝(1-0.32M+0.4M2-0.01M3)*(rou/1.225)0.85；
上式M为最大平飞马赫数，qmo为最大平飞速压，rou为最大平飞高度空气密度。
(2)以爬升率要求为约束的推重比计算：
TW2＝(q.CD0/WS/g+g.FA.WS/q+vymax/v)/Km2；
Km2＝0.85(1-0.32M+0.4M2-0.01M3)(rou/1.225)0.85；
上式M为爬升马赫数，q为爬升速压，rou为爬升高度空气密度，vymax为爬升性能要求。发动机处于最大连续工作状态。
(3)以升限指标为约束计算推重比：
TW3＝{(q.CD0/WS/g+g.FA.(1-Wfulx/2)2*WS/q+vymin5/v)}/Km1；
上式v为爬升速度，q为爬升速压，升限的爬升率判定值vymin取1.5m/s。发动机处于最大额定工作状态。
推重比TW＝max(TW1,TW2,TW3)；
所需发动机推力Tmax＝TW*Wto。
以下为具体算例。
根据本发明提供的方法，优化设计一款舰载无人预警机WYZ-X的顶层参数。优化设计目标：航时不小于10h；设计约束：起飞重量不大于14t，翼展不大于23m，升限不小于15000m，最大平飞速度不小于720km/h，着舰进场速度不大于200km/h。飞机任务系统重量为950kg，备份燃油350kg，预警天线采用机身内部的共形天线。具体实施方式：
步骤1，鉴于飞机性能要求，动力系统选择一款涵道比为5的中等推力涡扇发动机，推力待定，支持任务系统工作所需的发动机功率提取修正因子取1.08。
步骤2.采用统计方法，工程估算空机重量系数，无人机统计数据见下表：
| 型号 | X-45A | X-45B | X-45X | X-47A | X-47B | RQ-4A |
| 起飞重量/kg | 5529 | 9700 | 10556 | 2950 | 20800 | 11657 |
| 空机重量/kg | 3629 | 6350 | 8166 | 1779 | 11049 | 4173 |
| 空机重量系数 | 0.656 | 0.655 | 0.493 | 0.603 | 0.531 | 0.358 |
| <![CDATA[机翼面积(m<sup>2</sup>)]]> | 33.4 | 56.8 | 76 | 36 | 85 | 50.2 |
| 展弦比 | 3.2 | 3.6 | 2.9 | 1.96 | 4.2 | 25 |
| 推重比 | 0.42 | 0.5 | 0.3 | 0.49 | 0.35 | 0.333 |
| <![CDATA[翼载荷(kg/m<sup>2</sup>)]]> | 165 | 170 | 217 | 82 | 245 | 231 |
优化设计的空机重量系数取值范围0.5～0.55。
步骤3.顶层参数首轮优化设计
初步优化设计，空机重量系数取0.55，发动机巡航耗油率取0.8kg/kg.h，设计数据见下表。
WYZ-X 首轮变展弦比顶层参数优化设计表
WYZ-X首轮变展弦比顶层参数优化设计表(续)
计算数据表明：当机翼展弦比小于10，起飞重量与翼展均超过限制值，机翼展弦比太大，翼展会超过限制值。展弦比在10～13之间，WYZ-X的起飞重量与翼展比较合适。
步骤4.顶层参数二轮优化设计
设计数据见下表。
表× WYZ-X第二轮顶层参数优化设计
| AR | Kxh | Wto/t | Wkjx | Wkj/t | Wrb/t | Wful/t | Htime/h |
| 10 | 19.22403 | 13.8 | 0.55 | 7.59 | 1.3 | 4.91 | 10.097 |
| 11 | 19.63717 | 13.8 | 0.55 | 7.59 | 1.3 | 4.91 | 10.31 |
| 12 | 20.2913 | 13.8 | 0.55 | 7.59 | 1.3 | 4.91 | 10.66 |
| 13 | 20.9905 | 13.8 | 0.55 | 7.59 | 1.3 | 4.91 | 11.025 |
表×(续)WYZ-X第二轮顶层参数优化设计
| AR | Sxh/m | <![CDATA[Sland/m<sup>2</sup>]]> | bw/m | W/S | T/W | T/KN | Ceh kg/h |
| 10 | 48.06 | 48.83 | 21.92 | 282.62 | 0.316 | 42.73 | 486.28 |
| 11 | 48.06 | 48.83 | 22.99 | 282.62 | 0.318 | 43.01 | 476.05 |
| 12 | 48.06 | 48.83 | 24.02 | 282.62 | 0.316 | 42.6 | 460.7 |
| 13 | 48.06 | 48.83 | 24.99 | 282.62 | 0.317 | 42.87 | 445.36 |
计算表明：飞机最大航时可达到11h，但翼展偏大。这说明大的空机重量系数导致飞机气动布局设计困难。
步骤5.顶层参数最终优化设计
设计输入：起飞重量13.8t，空机重量系数0.52，任务燃油5324kg，可用发动机巡航耗油率Ce＝0.835kg/(kgf.h)，任务系统功率提取修正因子取1.08。巡航速度620km/h，巡航高度13500m，着舰进场速度为185km/h。
将空机重量系数减小为0.52，优化计算数据见下表。
| AR | Kxh | Ceh kg/h | <![CDATA[Sw/m<sup>2</sup>]]> | bw/m | Htime/h |
| 10 | 18.9 | 531.3 | 44.45 | 20.95 | 10.02 |
| 11 | 19.3 | 520.3 | 44.45 | 21.97 | 10.23 |
| 12 | 19.9 | 503.8 | 44.45 | 22.95 | 10.57 |
| 13 | 20.6 | 487.3 | 44.45 | 23.89 | 10.92 |
优化结果：最大可用展弦比为12，巡航升阻比达到19.9。翼载荷310kg/m2，推重比为0.32。机翼面积44.5 m2，所需推力44.2KN。航时达到10.6h，翼展22.95m，该构型满足飞机性能指标与着舰安全性要求。
本申请提供的舰载无人预警机顶层参数优化设计方法，充分考虑到该型飞机与常规飞机的差异与特殊的性能需求，在优化设计与主要参数计算建模中将其融入其中。通过改变性能影响敏感参数机翼展弦比、空
机重量系数与发动机巡航耗油率，循环迭代计算飞机的航时、翼展及其他顶层参数，利用设计约束条件与航时性能最大，对展弦比寻优，并最终获得舰载无人预警机的顶层参数优化数据。
采用基于多重约束的变参数顶层参数优化方法，在顶层设计阶段，初步确定了飞机良好的飞行性能，保证了飞机飞行与着舰的安全性。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
Claims (7)
1.一种舰载无人预警机顶层参数优化设计方法，其特征在于，包括：
步骤S1、根据给定的多个初始展弦比分别确定飞机的巡航升阻比；
步骤S2、确定飞机的起飞重量；
步骤S3、确定机翼面积及翼展，其中，计算保证安全巡航要求下的机翼面积sxh，以及计算飞机着舰时的机翼面积sland，并取两者之间的最大值为飞机机翼面积；根据所述飞机机翼面积及展弦比确定所述翼展；
步骤S4、根据起飞重量以及翼展的限制值，确定可用展弦比；步骤S4包括：步骤S41、给定初始展弦比范围，并进行离散，获得各个展弦比离散量；步骤S42、基于各个展弦比离散量，分别计算对应的翼展，保留翼展位于指定范围内的展弦比离散量；
步骤S5、确定巡航航时；
步骤S6、在所述可用展弦比中，选取航时最大时所对应的展弦比、巡航升阻比、发动机推重比、推力；步骤S6进一步包括：步骤S61、以最大平飞速度为约束计算推重比、以爬升率要求为约束计算推重比、以升限指标为约束计算推重比；步骤S62、取上述三个推重比中的最大值为最终推重比。
2.如权利要求1所述的舰载无人预警机顶层参数优化设计方法，其特征在于，步骤S1中，根据设计升力系数CLxh、零升阻力系数CD0、给定的初始展弦比AR，通过气动力计算模型确定飞机的巡航升阻比K。
3.如权利要求2所述的舰载无人预警机顶层参数优化设计方法，其特征在于，步骤S1中进一步包括：
步骤S11、根据最大升阻比确定升力系数CLxh；
步骤S12、根据升力系数CLxh、诱导阻力因子FA及零升阻力系数CD0确定阻力系数CDxh；
步骤S13、根据阻力系数CDxh及升力系数CLxh确定巡航升阻比K。
4.如权利要求3所述的舰载无人预警机顶层参数优化设计方法，其特征在于，步骤S12中，根据初始展弦比AR确定诱导阻力因子FA。
5.如权利要求1所述的舰载无人预警机顶层参数优化设计方法，其特征在于，步骤S2进一步包括：
步骤S21、根据飞机任务燃油系数模型确定任务燃油重量系数Wfulx；
步骤S22、获取飞机任务系统重量给定值Ws、备份燃油重量给定值Wbf；
步骤S23、对多个空机重量系数Wkjx，根据公式计算起飞重量Wto：
Wto＝(Ws+Wbf)/(1-Wkjx-Wfulx)。
6.如权利要求5所述的舰载无人预警机顶层参数优化设计方法，其特征在于，步骤S23之前进一步包括：
以统计方式获取空机重量系数的范围，并在该范围内进行离散，获得多个空机重量系数Wkjx。
7.如权利要求1所述的舰载无人预警机顶层参数优化设计方法，其特征在于，步骤S5进一步包括：
步骤S51、根据飞机的起飞重量确定任务燃油重量；
步骤S52、根据所述任务燃油重量确定巡航航时。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
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