CN114065398A - 一种大展弦比柔性飞行器飞行性能计算方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种大展弦比柔性飞行器飞行性能计算方法，结合平均高度、平均速度、飞行时间、油箱平均油量以及发动机工作状态的燃油消耗率的多元回归模型，建立考虑柔性飞行动力学修正的无人飞行器飞行力学模型，并在此基础上建立飞行性能计算方法，具体飞行性能主要包括：最大爬升率、最大盘旋角速度、最小平飞速度、最大平飞速度、起飞性能、着陆性能和最大航程计算。该方法无需专业性能软件与仿真软件所用的大量原始数据，对飞行性能的计算高效快捷，可以提高大展弦比柔性飞行器在给定任务情况的飞行性能计算的准确性。

Description

一种大展弦比柔性飞行器飞行性能计算方法

技术领域

本发明涉及航空技术领域，尤其涉及一种大展弦比柔性飞行器飞行性能计算方法。

背景技术

飞行性能评估作为无人机飞行任务规划的重要环节，精确的飞行性能计算可以保证飞行任务剖面的正确性和时效性。同时在飞行器设计之初由于缺乏完整详尽的计算分析数据，通过飞行性能评估，可以对飞行器起飞、着陆、飞行器的飞行时间、航程、机动、巡逻等参量进行评估，进而规划制定合适的飞行任务。

目前，在上述起飞性能、最大航程和着陆性能等飞行性能计算缺少具体系统的方法，对于具有一定柔性的大展弦比飞行器(如运输机、大展弦比无人机)而言，以此为基础的飞行性能计算往往产生较大误差，缺少一个具备计算精度的飞行器性能模型。因此本发明提供了一种满足一定精度要求，同时计算快捷简单的飞行性能计算方法，该方法无需专业性能软件与仿真软件所用的大量原始数据，对飞行性能的计算高效快捷，可以提高大展弦比柔性飞行器在给定任务情况的飞行性能计算的准确性。

发明内容

有鉴于此，本发明提供了一种大展弦比柔性飞行器飞行性能计算方法，包括飞行器起飞性能、最大爬升率、最大盘旋角速度、着陆性能和最大航程6个部分，可分为如下步骤：

S1：建立发动机燃油消耗率与平均高度、平均速度、发动机推力、发动机设定工作状态的多元线性回归模型；发动机推力与高度、飞行马赫数、发动机设定工作状态的线性回归模型与发动机推力回归模型。

一般情况下，发动机工作状态可以分为慢车状态、加力状态和中间推力状态。数据可由实际飞行试验测得，也可由发动机模拟试验测得，一般为离散的数据点，需要进行多元线性回归。

S2：建立环境模型，根据气压高度，建立温度、声速、压力、空气密度和大展弦比柔性影响的数学模型。大展弦比柔性影响主要通过考虑模态修正升力系数计算，根据建立考虑大展弦比柔性条件下的升力系数模型，根据公式

其中η_i为i阶弹性模态，

为弹性模态对应的升力系数增量，需要通过已知飞行器机翼翼型与尺寸进行结构模态计算。确定并计算飞行器各项升力系数，修正飞行器气动数据，用于校正后续计算过程。

S3：进行起飞性能计算，计算起飞滑跑距离以及相应的起飞需要时间以及消耗燃料量。

具体步骤为：

S31.已知飞行器起飞重量、停机角、起飞机场高度、温度、离地迎角和跑道摩擦系数。根据起飞暖机时间和发动机暖机耗油率，计算起飞暖机耗油；根据起飞机场高度，修正大气密度。

S32.根据设置的离地迎角和飞行器的升力系数曲线，求得离地升力系数，进而由极曲线求得阻力系数，求离地阻力系数。

S33.根据大展弦比柔性飞行器升力系数模型和起飞重量求得的离地速度，通过发动机推力回归模型，求得发动机离地推力。进而更新得到离地速度。迭代求解，直至满足误差范围，得到飞行器离地速度，并推得发动机离地推力。

S34.按照公式根据发动机初始推力、起飞离地推力和起飞离地耗油率计算起飞滑跑距离以及相应的起飞需要时间以及消耗燃料量。起飞时间

起飞滑跑距离

其中g为当地重力加速度，f为跑道摩擦系数，

为离地升阻比。起飞滑跑耗油量

所以起飞耗油量W_qf＝W₀+W_hp。

S4：计算飞行器给定的飞行高度和环境条件下的最大爬升率。根据场高等条件，计算爬升至任务剖面规定巡航高度所需爬升高度，估算爬升过程耗油量，分为加速爬升和等速爬升两个阶段，分别对应加速爬升耗油量和等速爬升耗油量，具体步骤为：

S41.根据已知高度条件，修正空气密度、声速。确定起飞爬升初始重量，迭代计算飞行器速度和爬升轨迹角。判断飞行器速度是否满足最大表速限制，满足情况下进行下一步计算。

S42.根据升力系数曲线，确定最大升力系数。确定起飞爬升初始重量G_ps，爬升升力系数C_Yp，判断爬升升力系数与最大升力系数关系。如果C_Yp＞C_Ymax，则要增大飞行器速度，返回第一步进行迭代计算；如果C_Yp＜C_Ymax，进行下一步迭代计算。

S43.根据升力系数和极曲线求得对应阻力系数，得到飞行器阻力系数，进而得到飞行器阻力。由马赫数、该爬升段平均高度和发动机工作状态，代入S1所述发动机推力模型，得到发动机推力并计算切向过载。如果切向过载小于1，则增大飞行器速度，重复上述迭代计算。如果切向过载大于等于1，则进行下一步计算。

S44.计算最大爬升速度，并更新临时上升轨迹角，如果临时上升轨迹角与该迭代步飞行器角的差值满足一定范围，则此时最大爬升率与上升轨迹角即为该状态下的飞行器的最大爬升率与上升轨迹角。如果不满足误差范围，则需要增大迭代飞行器速度，重复上述步骤。

S5：计算最小平飞速度，即飞机在某高度条件下能够保持等速水平直线飞行的最小速度。根据任务剖面规定，确定飞行器重量与飞行高度。根据高度修正空气密度与大气压强。根据公式求得最小平飞速度，最小平飞马赫数。

S6：计算最大盘旋角速度，计算以飞机强度或升力特性所允许的最大过载作非定常盘旋所能达到的最大盘旋角速度和盘旋速度。具体步骤如下：

S61.根据已知盘旋高度和气象条件，修正空气密度、声速。确定飞行器盘旋重量，迭代飞行器速度，计算该速度下飞行器最大升力系数C_Ymax。

S62.确定盘旋升力系数，以及对应的升力线斜率C_YA。判断升力系数与最大升力系数关系。如果C_Yp＞C_Ymax，则要增大迭代飞行器速度V_i，返回第一步进行迭代计算；如果C_Yp＜C_Ymax，进行下一步迭代计算。

S63.更新飞行器攻角，由马赫数、盘旋高度和发动机工作状态，代入S1所述发动机推力模型，得到发动机推力，计入推力分量的盘旋升力系数。计算飞行器的法向过载n_y，判断过载是否符合要求，包括结构过载限制和超音速限制，如果n_y＞1，且满足过载限制，进行下一步迭代计算。如果过载不满足要求，则增加迭代飞行器速度，返回第一步。

S64.计算飞行器盘旋半径

最大盘旋角速度

S7：计算飞行器着陆性能，主要包括着陆总距离、着陆滑跑距离以及相应的着陆需要时间和消耗燃料量的计算。具体步骤如下：

S71.已知飞行器着陆重量、给定接地迎角、机场高度、温度、离地迎角和刹车阻力系数(一般取0.2-0.3)。根据起飞机场高度，修正大气密度ρ。

S72.根据设置的接地迎角和飞行器的升力系数曲线，求得接地升力系数，进而由极曲线求得阻力系数。

S73.迭代计算飞行器离地速度。计算飞行器接地速度V_jd。根据该方法求得的离地速度。预设安全系数Q(一般取1.2-1.3之间)，求得飞行器进场速度V_jc。

S74.按照公式计算着陆距离和对应的着陆时间。估算着陆空中段距离

其中

为接地空中段升阻比K_jd和接地滑跑段升阻比K_jc的平均值。着陆空中段时间

着陆滑跑距离

其中g为当地重力加速度，

为跑道摩擦系数，f₂为刹车阻力系数，K_jd，为接地时刻升阻比。估算着陆滑跑时间

计算着陆滑跑距离L_zl＝L_zh+L_zk，着陆滑跑时间t_zl＝t_zh+t_zk。

S8：计算飞行器转场航程，包含起飞段、起飞后加速上升段、等速上升段、等高等速巡航段、下滑段叠加组成。主要步骤包括：

S81.起飞段油量计算。根据起飞暖机时间和发动机暖机耗油率，计算起飞暖机耗油；根据起飞机场高度，修正大气密度。根据设置的离地迎角和飞行器的升力系数曲线，求得离地升力系数，进而由极曲线求得离地阻力系数。计算飞行器离地速度。根据该方法求得的离地速度，通过发动机推力回归模型，求得发动机离地推力。进而更新得到离地速度。若两次计算离地速度满足误差范围，则此时计算的离地速度即为飞行器离地速度，若不满足误差范围，则将更新得到的离地速度代入发动机推力回归模型，迭代求解，直至满足误差范围，求得飞行器离地速度。根据发动机初始推力、起飞滑跑过程发动机设定的工作状态、起飞机场高度、飞行器初始速度，求得起飞初始耗油率。根据起飞滑跑过程发动机设定的工作状态、起飞机场高度、飞行器离地速度、发动机离地推力，求得起飞离地耗油率。进而依据公式计算起飞与起飞过程耗油量。

S82.起飞爬升段油量与航程计算。确定起飞爬升初始重量，确定爬升高度。一般的，爬升开始速度为飞行器起飞离地速度，爬升终点高度为飞行器巡航速度，爬升开始高度为机场高度，爬升终点高度为飞行器出航巡航高度。根据爬升高度和爬升起止速度，将爬升段平均分为N段进行计算。根据每段爬升的平均高度，修正该段高度的空气密度、声速。迭代计算每段爬升的飞行器速度、马赫数、爬升速度、飞行器重量、耗油量。累加每一段爬升的耗油量，得爬升段耗油量以及爬升段水平距离。

S83.等速巡航段油量与航程计算。将计算段油量分为N个计算段，确定巡航开始前飞行器重量，根据巡航段高度，修正巡航段马赫数、大气密度和大气压力。确定巡航段的计算段发动机设定的工作状态、飞行器升力系数，由飞行器极曲线得到阻力系数，计算得到飞行器升阻比。依据巡航段飞行器重量和升阻比，结合发动机推力损失，计算巡航所需推力。根据该巡航段发动机设定的工作状态、飞行速度、发动机推力和平均高度，计算燃油消耗率与计算段航程。更新飞行器重量，进行下一计算段巡航耗油量计算。累加每一段的航程，得到出航巡航距离。

S84.下滑段航程设定与转场航程计算。按照不同高度设置不同的下滑段航程，下滑段一般按照设定下滑程序进行，一般为给定的高度和下滑段航。累计爬升段、巡航段和下滑段水平距离，得到转场航程；累计各段时间，得到转场任务时间。

本发明提供的柔性飞行器飞行半径计算方法，通过对任务剖面不同阶段的计算，基于柔性飞行器飞行动力学理论，对飞行器模型、巡航段耗油率进行修正，进而完成作战半径的计算。本发明中所述的柔性飞行器飞行半径计算方法，无需专业性能软件或仿真软件所用的大量原始数据，计算快捷简单，可实现大展弦比无人机等飞行器的作战半径估算，为解决其总体性能论证、制定作战方案点等问题提供高可靠性数据支撑，具有重要的工程应用价值。

附图说明

图1为本发明实施例中的大展弦比固定翼飞行器起飞性能计算流程图；

图2为本发明实施例中的大展弦比固定翼飞行器爬升性能计算流程图；

图3为本发明实施例中的大展弦比固定翼飞行器最小平飞速度计算流程图；

图4为本发明实施例中的大展弦比固定翼飞行器盘旋性能计算流程图；

图5为本发明实施例中的大展弦比固定翼飞行器着陆性能计算流程图；

图6为本发明实施例中的大展弦比固定翼飞行器转场航程计算流程图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施方式中的附图，对本发明实施方式中的技术方案进行清楚、完整的描述，显然，所描述的实施方式仅仅是作为例示，并非用于限制本发明。

下面通过一个具体的实施例对本发明提供的上述柔性飞行器飞行性能计算方法的具体实施进行详细说明。

步骤分别如图所1示，包括如下步骤：

S1：建立发动机燃油消耗率与平均高度、平均速度、发动机推力、发动机设定工作状态的多元线性回归模型；发动机推力与高度、飞行马赫数、发动机设定工作状态的线性回归模型。S1所述燃油消耗率回归模型可表示为：

Sfc＝f(H,V,T,state)

发动机推力回归模型可表示为：

T＝T(H,Ma,state)

其中H为发动机/飞行器平均高度，V为飞行器平均速度，Ma为飞行器飞行马赫数，T为发动机推力，state为发动机工作状态，一般情况下，发动机工作状态可以分为慢车状态、加力状态和中间推力状态。数据可由实际飞行试验测得，也可由发动机模拟试验测得，一般为离散的数据点，需要进行多元线性回归。

S2：建立环境模型，根据气压高度，建立温度、声速、压力、空气密度和大展弦比柔性影响的数学模型，分别如下：

温度：

声速：

压力：

空气密度：

大展弦比柔性影响：

根据建立考虑大展弦比柔性条件下的升力系数模型，根据公式

其中η_i为i阶弹性模态，

为弹性模态对应的升力系数增量，需要通过已知飞行器机翼翼型与尺寸进行结构模态计算。确定并计算飞行器各项升力系数，修正飞行器气动数据，用于校正后续计算过程。

S3：进行起飞性能计算，计算起飞滑跑距离以及相应的起飞需要时间以及消耗燃料量。

流程如图1所示，具体步骤为：

S31.已知飞行器起飞重量、停机角、起飞机场高度、温度、离地迎角和跑道摩擦系数。根据起飞暖机时间T₀和发动机暖机耗油率sfc₀，计算起飞暖机耗油W₀＝T₀*sfc₀；根据起飞机场高度，修正大气密度ρ。

S32.根据设置的离地迎角和结合前述大展弦比柔性飞行器飞行器的升力系数曲线，求得离地升力系数C_YLD，进而由极曲线求得阻力系数C_XL。

S33.迭代计算飞行器离地速度V_LD与发动机离地推力T_LD。计算飞行器离地速度

其中G_takeoff为飞行器器起飞重量。根据该方法求得的离地速度，通过发动机推力回归模型，求得发动机离地推力T_LD0。进而更新得到

其中α_LD为离地迎角。若V_LD0与V_LD1满足误差范围，则V_LD1即为飞行器离地速度，若V_LD0与V_LD1，不满足误差范围，则令V_LD0＝V_LD1，通过发动机推力回归模型，迭代求解，直至V_LD0与V_LD1满足误差范围，求得飞行器离地速度。

S34.计算起飞滑跑距离以及相应的起飞需要时间以及消耗燃料量。发动机初始推力

其中A为停机角。起飞时间

起飞滑跑距离

其中g为当地重力加速度，f为跑道摩擦系数，

为离地升阻比。根据起飞滑跑过程发动机设定的工作状态、起飞机场高度、飞行器初始速度、发动机初始推力，求得起飞初始耗油率sfc_qf0。根据起飞滑跑过程发动机设定的工作状态、起飞机场高度、飞行器离地速度、发动机离地推力，求得起飞离地耗油率sfc_qf。起飞滑跑耗油量

所以起飞耗油量W_qf＝W₀+W_hp。

本计算例中，得到计算结果为：起飞距离448.7m，起飞离地速度105.28m/s，起飞时间25.71s。

S4：飞行器爬升性能计算，计算流程如图2所示。计算飞行器给定的飞行高度和环境条件下的最大爬升率。根据场高等条件，计算爬升至任务剖面规定巡航高度所需爬升高度，估算爬升过程耗油量W_ps，分为加速爬升和等速爬升两个阶段，分别对应加速爬升耗油量和等速爬升耗油量，具体步骤为：

S41.根据已知高度条件，修正空气密度、声速。确定起飞爬升初始重量G_ps，迭代飞行器速度V_i，迭代爬升轨迹角θ_i计算表速

其中ρ₀为海平面大气密度。迭代飞行器速度V_i是否满足最大表速限制。

S42.根据升力系数曲线，确定最大升力系数C_Ymax。确定起飞爬升初始重量G_ps，爬升升力系数

判断爬升升力系数与最大升力系数关系。如果C_Yp＞C_Ymax，则要增大迭代飞行器速度V_i，返回第一步进行迭代计算；如果C_Yp＜C_Ymax，进行下一步迭代计算。

S43.根据升力系数和极曲线求得对应阻力系数C_X，计算飞行器阻力系数C_Xp＝C_X+C_X0，进而阻力

由马赫数、该爬升段平均高度和发动机工作状态，代入S1所述发动机推力模型，得到发动机推力T。计算切向过载

如果N_x＜1，则增大迭代飞行器速度V_i，重复上述计算。如果N_x≥1，则进行下一步计算。

S44.计算最大爬升速度V_ymax＝N_xV，更新临时上升轨迹角

如果θ_i与θ_i+1的差值满足一定范围，则此时最大爬升率与上升轨迹角即为该状态下的飞行器的最大爬升率与上升轨迹角。如果不满足误差范围，则需要增大迭代飞行器速度V_i，重复上述步骤。

在本实施例中，飞行器在高度5000m下最大爬升率为87.67m/s，上升轨迹角为18.62°。

S5：计算最小平飞速度，即飞机在某高度条件下能够保持等速水平直线飞行的最小速度，具体计算流程如图3所示。根据任务剖面规定，确定飞行器重量与飞行高度。根据高度修正空气密度与大气压强。根据公式求得最小平飞速度

最小平飞马赫数

其中G为飞行器重量，R_y为，ρ为空气密度，P为大气压强S为飞行器升力面积，C_ymax为飞行器最大升力系数。

本实施例中得到计算结果：13000米高度下，飞行器最小平飞速度为307km/h。

S6：计算最大盘旋角速度，计算以飞机强度或升力特性所允许的最大过载作非定常盘旋所能达到的最大盘旋角速度和盘旋速度，流程如图4所示。具体步骤如下：

S61.根据已知盘旋高度和气象条件，修正空气密度、声速。确定飞行器盘旋重量G_turn，迭代飞行器速度V_i，计算该速度下飞行器最大升力系数C_Ymax。

S62.确定盘旋升力系数

以及对应的升力线斜率C_YA。判断升力系数与最大升力系数关系。如果C_Yp＞C_Ymax，则要增大迭代飞行器速度V_i，返回第一步进行迭代计算；如果C_Yp＜C_Ymax，进行下一步迭代计算。

S63.更新飞行器攻角

由马赫数、盘旋高度和发动机工作状态，代入S1所述发动机推力模型，得到发动机推力T，计入推力分量的盘旋升力系数为

飞行器的法向过载

判断过载是否符合要求，包括结构过载限制和超音速限制，如果n_y＞1，且满足过载限制，进行下一步迭代计算。如果过载不满足要求，则增加迭代飞行器速度，返回第一步。

S64.计算飞行器盘旋半径

最大盘旋角速度

本实施例中计算结果为在高度10000m情况下，飞行器最大盘旋角速度为0.147rad/s，盘旋速度573.97km/h，盘旋半径1084.6m。

S7：计算飞行器着陆性能，流程如图5所示。主要包括着陆总距离、着陆滑跑距离以及相应的着陆需要时间和消耗燃料量的计算。具体步骤如下：

S71.已知飞行器着陆重量、给定接地迎角、机场高度、温度、离地迎角和刹车阻力系数(一般取0.2-0.3)。根据起飞机场高度，修正大气密度ρ。

S72.根据设置的接地迎角和根据大展弦比柔性飞行器的升力系数，求得接地升力系数C_Yjd，进而由极曲线求得阻力系数C_XL，求得接地阻力系数C_Xjd＝C_XL+ΔC_D。

S73.迭代计算飞行器离地速度V_LD。计算飞行器接地速度

其中G_landing为飞行器着陆重量。根据该方法求得的离地速度。预设安全系数Q(一般取1.2-1.3之间)，求得飞行器进场速度V_jc＝V_jkQ。

S74.计算着陆距离和对应的着陆时间。估算着陆空中段距离

其中

为接地空中段升阻比K_jd和接地滑跑段升阻比K_jc的平均值。着陆空中段时间

着陆滑跑距离

其中g为当地重力加速度，

为跑道摩擦系数，f₂为刹车阻力系数，

为接地时刻升阻比。估算着陆滑跑时间

计算着陆距离L_zl＝L_zh+L_zk，着陆时间t_zl＝t_zh+t_zk。

本实施例中计算结果为：进场速度为210km/s，着陆迎角8°情况下的着陆滑跑距离为657.4m，着陆总距离为1819.17m，滑跑时间为13.1min，着陆总时间为14.7min。

S8：计算飞行器转场航程，流程如图6所示。转场航程包含起飞段、起飞后加速上升段、等速上升段、等高等速巡航段、下滑段叠加组成。主要步骤包括：

S81.起飞段油量计算。根据起飞暖机时间T₀和发动机暖机耗油率sfc₀，计算起飞暖机耗油W₀＝T₀*sfc₀；根据起飞机场高度，修正大气密度ρ。根据设置的离地迎角和飞行器的升力系数曲线，求得离地升力系数C_YLD，进而由极曲线求得离地阻力系数C_XLD。计算飞行器离地速度

其中G_takeoff为飞行器器起飞重量。根据该方法求得的离地速度，通过发动机推力回归模型，求得发动机离地推力T_LD0。进而更新得到

其中α_LD为离地迎角。若V_LD0与V_LD1满足误差范围，则V_LD1即为飞行器离地速度，若V_LD0与V_LD1，不满足误差范围，则令V_LD0＝V_LD1，通过发动机推力回归模型，迭代求解，直至V_LD0与V_LD1满足误差范围，求得飞行器离地速度。发动机初始推力

其中A为停机角。根据起飞滑跑过程发动机设定的工作状态、起飞机场高度、飞行器初始速度、发动机初始推力，求得起飞初始耗油率sfc_qf0。根据起飞滑跑过程发动机设定的工作状态、起飞机场高度、飞行器离地速度、发动机离地推力，求得起飞离地耗油率sfc_qf。起飞时间

其中g为当地重力加速度，f为跑道摩擦系数，

为离地升阻比。起飞滑跑耗油量

所以起飞耗油量W_qf＝W₀+W_hp。

S82.起飞爬升段油量与航程计算。确定起飞爬升初始重量G_ps＝G_takeoff-W_qf，确定爬升开始高度V_I和爬升终点高度V_F。爬升高度H_ps＝H_I-H_F，其中根据爬升初始高度H_I和爬升终点高度H_F。一般的，爬升开始速度为飞行器起飞离地速度，爬升终点高度为飞行器巡航速度，爬升开始高度为机场高度，爬升终点高度为飞行器出航巡航高度。根据爬升高度和爬升起止速度，将爬升段平均分为N段进行计算。根据每段爬升的平均高度，修正该段高度的空气密度、声速。计算辅助变量，

迭代计算每段爬升的飞行器速度、马赫数、爬升速度、飞行器重量、耗油量。由

计算该爬升段飞行器升力系数，并通过飞机极曲线求得对应阻力系数。由马赫数、该爬升段平均高度和发动机工作状态，代入S1所述发动机推力模型，得到发动机推力T_i。计算动能变化修正系数

爬升速度

该段爬升时间

根据该段发动机设定的工作状态、飞行速度、发动机推力和平均高度，计算燃油消耗率sfc_i。该段燃油消耗量W_i＝sfc_i*DT。该爬升段水平距离L_i＝V_icosθ_iDT，其中

更新飞行器速度、马赫数、爬升速度、飞行器重量，进行下一段爬升耗油量计算。累加每一段爬升的耗油量，得爬升段耗油量

爬升段水平距离

S83.等速巡航段油量与航程计算。将巡航段油量分为N个计算段，计算辅助变量

确定巡航开始前飞行器重量G_SI，根据巡航段高度，修正巡航段马赫数S_s、大气密度ρ、大气压力P，求得动压q＝0.7PMa²，其中

V为飞行器飞行速度。确定巡航段的计算段发动机设定的工作状态、飞行器升力系数

由飞行器极曲线得到阻力系数C_Xi，飞行器升阻比

巡航所需推力

其中IT为发动机推力损失。根据该巡航段发动机设定的工作状态、飞行速度、发动机推力和平均高度，计算燃油消耗率sfc_i，计算段航程

更新飞行器重量，进行下一计算段巡航耗油量计算。累加每一段的航程，得到巡航距离

S84.下滑段航程设定与转场航程计算。按照不同高度设置不同的下滑段航程L_descent，下滑段一般按照设定下滑程序进行，本实施例按照13000m高度，设定下滑段航程20.5km进行计算。转场航程L＝L_ps+L_cruise+L_descent。

本实施例转场航程计算结果为：在巡航高度为10000m，巡航马赫数0.6的情况下，转场航程2162.51km，时间为3.79h。

显然，本领域的技术人员可以对本发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (10)

1.一种大展弦比柔性飞行器飞行性能计算方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1：建立发动机燃油消耗率与平均高度、平均速度、发动机推力、发动机设定工作状态的多元线性回归模型；发动机推力与高度、飞行马赫数、发动机设定工作状态的线性回归模型与发动机推力回归模型；

S2：建立环境模型，根据气压高度，建立温度、声速、压力、空气密度和大展弦比柔性影响的数学模型；

大展弦比柔性影响通过考虑模态修正升力系数计算，根据建立考虑大展弦比柔性条件下的升力系数模型，根据公式

其中η_i为i阶弹性模态，

为弹性模态对应的升力系数增量，需要通过已知飞行器机翼翼型与尺寸进行结构模态计算；

确定并计算飞行器各项升力系数，修正飞行器气动数据，用于校正后续计算过程；

S3：进行起飞性能计算，计算起飞滑跑距离以及相应的起飞需要时间以及消耗燃料量；

S4：计算飞行器给定的飞行高度和环境条件下的最大爬升率；根据场高等条件，计算爬升至任务剖面规定巡航高度所需爬升高度，估算爬升过程耗油量，分为加速爬升和等速爬升两个阶段，分别对应加速爬升耗油量和等速爬升耗油量；

S5：计算最小平飞速度，即飞机在某高度条件下能够保持等速水平直线飞行的最小速度；根据任务剖面规定，确定飞行器重量与飞行高度；根据高度修正空气密度与大气压强；根据公式求得最小平飞速度，最小平飞马赫数；

S6：计算最大盘旋角速度，计算以飞机强度或升力特性所允许的最大过载作非定常盘旋所能达到的最大盘旋角速度和盘旋速度；

S7：计算飞行器着陆性能，主要包括着陆总距离、着陆滑跑距离以及相应的着陆需要时间和消耗燃料量的计算；

S8：计算飞行器转场航程，包含起飞段、起飞后加速上升段、等速上升段、等高等速巡航段、下滑段叠加组成。

2.根据权利要求1所述的一种大展弦比柔性飞行器飞行性能计算方法，其特征在于，S3具体包括以下子步骤：

S31.已知飞行器起飞重量、停机角、起飞机场高度、温度、离地迎角和跑道摩擦系数；根据起飞暖机时间和发动机暖机耗油率，计算起飞暖机耗油；根据起飞机场高度，修正大气密度；

S32.根据设置的离地迎角和飞行器的升力系数曲线，求得离地升力系数，进而由极曲线求得阻力系数，求离地阻力系数；

S33.根据大展弦比柔性飞行器升力系数模型和起飞重量求得的离地速度，通过发动机推力回归模型，求得发动机离地推力；进而更新得到离地速度；迭代求解，直至满足误差范围，得到飞行器离地速度，并推得发动机离地推力；

S34.按照公式根据发动机初始推力、起飞离地推力和起飞离地耗油率计算起飞滑跑距离以及相应的起飞需要时间以及消耗燃料量；起飞时间

起飞滑跑距离

其中g为当地重力加速度，f为跑道摩擦系数，

为离地升阻比；起飞滑跑耗油量

所以起飞耗油量W_qf＝W₀+W_hp。

3.根据权利要求1所述的一种大展弦比柔性飞行器飞行性能计算方法，其特征在于，S4具体包括以下子步骤：

S41.根据已知高度条件，修正空气密度、声速；确定起飞爬升初始重量，迭代计算飞行器速度和爬升轨迹角；判断飞行器速度是否满足最大表速限制，满足情况下进行下一步计算；

S42.根据升力系数曲线，确定最大升力系数；确定起飞爬升初始重量G_ps，爬升升力系数C_Yp，判断爬升升力系数与最大升力系数关系；如果C_Yp＞C_Ymax，则要增大飞行器速度，返回第一步进行迭代计算；如果C_Yp＜C_Ymax，进行下一步迭代计算；

S43.根据升力系数和极曲线求得对应阻力系数，得到飞行器阻力系数，进而得到飞行器阻力；由马赫数、该爬升段平均高度和发动机工作状态，代入S1所述发动机推力模型，得到发动机推力并计算切向过载；如果切向过载小于1，则增大飞行器速度，重复上述迭代计算；如果切向过载大于等于1，则进行下一步计算；

S44.计算最大爬升速度，并更新临时上升轨迹角，如果临时上升轨迹角与该迭代步飞行器角的差值满足一定范围，则此时最大爬升率与上升轨迹角即为该状态下的飞行器的最大爬升率与上升轨迹角；如果不满足误差范围，则需要增大迭代飞行器速度，重复上述步骤。

4.根据权利要求1所述的一种大展弦比柔性飞行器飞行性能计算方法，其特征在于，S6具体包括以下子步骤：

S61.根据已知盘旋高度和气象条件，修正空气密度、声速；确定飞行器盘旋重量，迭代飞行器速度，计算该速度下飞行器最大升力系数C_Ymax；

S62.确定盘旋升力系数，以及对应的升力线斜率C_YA；判断升力系数与最大升力系数关系；如果C_Yp＞C_Ymax，则要增大迭代飞行器速度V_i，返回第一步进行迭代计算；如果C_Yp＜C_Ymax，进行下一步迭代计算；

S63.更新飞行器攻角，由马赫数、盘旋高度和发动机工作状态，代入S1所述发动机推力模型，得到发动机推力，计入推力分量的盘旋升力系数；计算飞行器的法向过载n_y，判断过载是否符合要求，包括结构过载限制和超音速限制，如果n_y＞1，且满足过载限制，进行下一步迭代计算；如果过载不满足要求，则增加迭代飞行器速度，返回第一步；

S64.计算飞行器盘旋半径

最大盘旋角速度

5.根据权利要求1所述的一种大展弦比柔性飞行器飞行性能计算方法，其特征在于，S7具体包括以下子步骤：

S71.已知飞行器着陆重量、给定接地迎角、机场高度、温度、离地迎角和刹车阻力系数；根据起飞机场高度，修正大气密度ρ；

S72.根据设置的接地迎角和飞行器的升力系数曲线，求得接地升力系数，进而由极曲线求得阻力系数；

S73.迭代计算飞行器离地速度；计算飞行器接地速度V_jd；根据该方法求得的离地速度；预设安全系数Q，求得飞行器进场速度V_jc；

S74.按照公式计算着陆距离和对应的着陆时间；估算着陆空中段距离

其中

为接地空中段升阻比K_jd和接地滑跑段升阻比K_jc的平均值；着陆空中段时间

着陆滑跑距离

其中g为当地重力加速度，

为跑道摩擦系数，f₂为刹车阻力系数，K_jd，为接地时刻升阻比；估算着陆滑跑时间

计算着陆滑跑距离L_zl＝L_zh+L_zk，着陆滑跑时间t_zl＝t_zh+t_zk。

6.根据权利要求1所述的一种大展弦比柔性飞行器飞行性能计算方法，其特征在于，S8具体包括以下子步骤：

S81.起飞段油量计算；

S82.起飞爬升段油量与航程计算；

S83.等速巡航段油量与航程计算；

S84.下滑段航程设定与转场航程计算。

7.根据权利要求6所述的一种大展弦比柔性飞行器飞行性能计算方法，其特征在于，S81.起飞段油量计算，包括：

根据起飞暖机时间和发动机暖机耗油率，计算起飞暖机耗油；根据起飞机场高度，修正大气密度；根据设置的离地迎角和飞行器的升力系数曲线，求得离地升力系数，进而由极曲线求得离地阻力系数；计算飞行器离地速度；根据该方法求得的离地速度，通过发动机推力回归模型，求得发动机离地推力；进而更新得到离地速度；若两次计算离地速度满足误差范围，则此时计算的离地速度即为飞行器离地速度，若不满足误差范围，则将更新得到的离地速度代入发动机推力回归模型，迭代求解，直至满足误差范围，求得飞行器离地速度；根据发动机初始推力、起飞滑跑过程发动机设定的工作状态、起飞机场高度、飞行器初始速度，求得起飞初始耗油率；根据起飞滑跑过程发动机设定的工作状态、起飞机场高度、飞行器离地速度、发动机离地推力，求得起飞离地耗油率；进而依据公式计算起飞与起飞过程耗油量。

8.根据权利要求6所述的一种大展弦比柔性飞行器飞行性能计算方法，其特征在于，S82.起飞爬升段油量与航程计算，包括：

确定起飞爬升初始重量，确定爬升高度；爬升开始速度为飞行器起飞离地速度，爬升终点高度为飞行器巡航速度，爬升开始高度为机场高度，爬升终点高度为飞行器出航巡航高度；根据爬升高度和爬升起止速度，将爬升段平均分为N段进行计算；根据每段爬升的平均高度，修正该段高度的空气密度、声速；迭代计算每段爬升的飞行器速度、马赫数、爬升速度、飞行器重量、耗油量；累加每一段爬升的耗油量，得爬升段耗油量以及爬升段水平距离。

9.根据权利要求6所述的一种大展弦比柔性飞行器飞行性能计算方法，其特征在于，S83.等速巡航段油量与航程计算，包括：

将计算段油量分为N个计算段，确定巡航开始前飞行器重量，根据巡航段高度，修正巡航段马赫数、大气密度和大气压力；确定巡航段的计算段发动机设定的工作状态、飞行器升力系数，由飞行器极曲线得到阻力系数，计算得到飞行器升阻比；依据巡航段飞行器重量和升阻比，结合发动机推力损失，计算巡航所需推力；根据该巡航段发动机设定的工作状态、飞行速度、发动机推力和平均高度，计算燃油消耗率与计算段航程；更新飞行器重量，进行下一计算段巡航耗油量计算；累加每一段的航程，得到出航巡航距离。

10.根据权利要求6所述的一种大展弦比柔性飞行器飞行性能计算方法，其特征在于，S84.下滑段航程设定与转场航程计算，包括：按照不同高度设置不同的下滑段航程，下滑段按照设定下滑程序进行，为给定的高度和下滑段航；累计爬升段、巡航段和下滑段水平距离，得到转场航程；累计各段时间，得到转场任务时间。

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