CN114065399B - 一种考虑复杂气象条件下的无人飞行器飞行性能计算方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种考虑复杂气象条件下的无人飞行器飞行性能计算方法，针对无人机全天候飞行问题，建立考虑结冰、降雨影响修正的无人飞行器动力学模型，将其影响作为飞行器的动力学方程的额外项以修正力和力矩方程组。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，进行飞行性能计算，具体飞行性能主要包括：起飞性能、最大爬升率、最大盘旋角速度、着陆性能、转场航程计算。该方法对飞行性能的计算快捷简单，可以保证受气象条件影响下的无人飞行器在给定环境情况的飞行性能计算的准确性。
Description
技术领域
本发明涉及航空技术领域，尤其涉及一种考虑复杂气象条件下的无人飞行器飞行性能计算方法。
背景技术
随着无人机飞行任务需求的日益复杂化及多元化，无人飞行器飞行提出了更高要求。无人机在降雨、结冰等复杂气象条件下飞行时会对其飞行性能产生巨大的影响，包括整机的气动性能，如改变飞行阻力和升力，甚至恶化飞行器的稳定性操纵性。因此对于复杂气象条件下的无人飞行器飞行性能评估问题，为提高飞行性能计算精度，不仅需要考虑飞行器重量、载油量等因素，同时需要考虑结冰、降雨等气象环境的影响。
目前，在结冰、降雨气象条件影响下，无人机的常规飞行性能计算方法往往产生较大误差。为衡量无人机是否满足长航时复杂环境的任务要求，需要更加精确的无人机在复杂气象条件下的飞行性能评估计算。本发明提供了一种计算快捷简单，满足一定精度要求的柔性飞行器飞行性能计算方法。该方法计算结果稳定可靠，可以为长航时无人机全天候飞行的能力评估提供参考依据。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术难点，提供了一种考虑复杂气象条件下的无人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、最小平飞速度、最大盘旋角速度、着陆性能和最大航程6个部分，有如下步骤：
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、降雨、结冰影响的数学模型。其中降雨影响主要通过雨滴撞击产生力进行评估，通常情况相关模型参数的计算需要根据实际环境的降雨等级进行评估，也可以根据特殊情况进行计算。在实际飞行性能计算模型中，需要提前根据环境情况进行计算，得到降雨干扰力。结冰影响通过考虑结冰后飞行器阻力系数的增量描述。
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，根据飞行器预设结冰情况，求离地阻力系数。
S33.考虑降雨影响情况下，引入降雨干扰力。根据飞行器起飞重量和降雨干扰力求得的离地速度，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Wqf＝W0+Whp。
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Gps，爬升升力系数CYp，判断爬升升力系数与最大升力系数关系。如果CYp＞CYmax，则要增大飞行器速度，返回第一步进行迭代计算；如果CYp＜CYmax，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，根据飞行器预设环境确定结冰阻力系数增量，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CYmax。
S62.确定盘旋升力系数，以及对应的升力线斜率CYA。判断升力系数与最大升力系数关系。如果CYp＞CYmax，则要增大迭代飞行器速度Vi，返回第一步进行迭代计算；如果CYp＜CYmax，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ny，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ny＞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.考虑降雨影响情况下，引入降雨干扰力。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，根据飞行器预设结冰情况，求得接地阻力系数。
S73.迭代计算飞行器离地速度。计算飞行器接地速度Vjd。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Vjc。
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Kjd和接地滑跑段升阻比Kjc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，Kjd，为接地时刻升阻比。估算着陆滑跑时间/>计算着陆滑跑距离Lzl＝Lzh+Lzk，着陆滑跑时间tzl＝tzh+tzk。
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。
本发明提供的复杂气象无人飞行器飞行性能计算方法，通过对任务剖面不同阶段的计算，对结冰、降雨气象条件、巡航段耗油率进行修正，进而完成飞行性能的计算。本发明中所述的无人飞行器飞行性能计算方法，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，可实现复杂气象条件下无人机等飞行器的起飞性能、最大爬升率、最大盘旋角速度、着陆性能和转场航程的估算，为解决无人飞行器全天候飞行总体性能论证、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为本发明中起飞性能计算流程示意图；
图2为本发明中最大爬升率计算流程示意图；
图3为本发明中最小平飞速度计算流程示意图；
图4为本发明中最大盘旋角速度计算流程示意图；
图5为本发明中着陆性能计算流程示意图；
图6为本发明中转场航程计算流程示意图。
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半径计算方法的具体实施进行详细说明。
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、降雨、结冰影响的数学模型，分别如下：
温度：
声速：
压力：
空气密度：
降雨影响：
主要通过雨滴撞击产生力进行评估，可以按照以下公式进行计算：
其中表示雨滴撞击飞机产生力；/>表示雨滴的平均速度；Axb、Ayb、Azb分别表示前视面积、侧视面积、俯视面积；Kx、Ky、Kz表示在机体轴三个方向上的雨滴收集系数；[VxbVyb Vzb]T表示机体坐标系下的飞行速度；/>表示机体坐标系下的水滴落速；空气中液态水含量
其中，ρw为水的密度；R为雨滴半径，单位：mm；N0＝0.08cm-4,n＝41,m＝-0.21。通常情况LWC的计算需要根据实际环境的降雨等级进行评估，也可以根据特殊情况进行计算。
在实际飞行性能计算模型中，需要提前根据环境情况进行计算，得到降雨干扰力[Rx Ry Rz]T。
结冰影响：
以结冰后阻力系数的增量描述结冰严重程度，阻力系数的增量可通过以下公式计算：
ΔCD＝Z1Acβg(f)
式中，Z1为常数；Ac为翼面水滴累积因子；β为水滴收集率；f为冻结系数。翼面水滴累积因子Ac的计算公式为：
式中，LWC表示空气中的液态水含量；V为无人机的飞行速度；t为积冰时间；ρi为积冰的密度；c为弦长。
结冰严重程度参量η表达式为：
其中，ΔCD(ac)为实际飞行条件下计算得到的阻力系数的增量，可以实际飞行测得，也可以实验测得；ΔCD(ref)为通过NACA0012翼型计算得到的阻力系数增量。
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飞行器的升力系数曲线，求得离地升力系数CYLD，进而由极曲线求得阻力系数CXL，根据飞行器预设结冰情况，求得离地阻力系数CXLD＝CXL+ΔCD。
S33.考虑降雨影响情况下，引入降雨干扰力[Rx Ry]T。迭代计算飞行器离地速度VLD与发动机离地推力TLD。计算飞行器离地速度其中Gtakeoff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TLD0。进而更新得到/>其中αLD为离地迎角。若VLD0与VLD1满足误差范围，则VLD1即为飞行器离地速度，若VLD0与VLD1，不满足误差范围，则令VLD0＝VLD1，通过发动机推力回归模型，迭代求解，直至VLD0与VLD1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sfcqf0。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sfcqf。起飞滑跑耗油量所以起飞耗油量Wqf＝W0+Whp。
本计算例中，得到计算结果为：起飞距离346.5m，起飞离地速度265.12m/s，起飞时间13.08s。
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Wps，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Gps，迭代飞行器速度Vi，迭代爬升轨迹角θi计算表速其中ρ0为海平面大气密度。迭代飞行器速度Vi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CYmax。确定起飞爬升初始重量Gps，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CYp＞CYmax，则要增大迭代飞行器速度Vi，返回第一步进行迭代计算；如果CYp＜CYmax，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CX，根据飞行器预设环境确定结冰阻力系数增量CX0，计算飞行器阻力系数CXp＝CX+CX0，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Nx＜1，则增大迭代飞行器速度Vi，重复上述计算。如果Nx≥1，则进行下一步计算。
S44.计算最大爬升速度Vymax＝NxV，更新临时上升轨迹角如果θi与θi+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Vi，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177.20m/s，上升轨迹角为38.21°。
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/>其中G为飞行器重量，Ry为，ρ为空气密度，P为大气压强S为飞行器升力面积，Cymax为飞行器最大升力系数。
本实施例中得到计算结果：14000米高度下，机翼结冰条件下飞行器最小平飞速度为518km/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。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Gturn，迭代飞行器速度Vi，计算该速度下飞行器最大升力系数CYmax。
S62.确定盘旋升力系数以及对应的升力线斜率CYA。判断升力系数与最大升力系数关系。如果CYp＞CYmax，则要增大迭代飞行器速度Vi，返回第一步进行迭代计算；如果CYp＜CYmax，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ny＞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5000m情况下，飞行器最大盘旋角速度为0.347rad/s，盘旋速度807.74km/h，盘旋半径646.6m。
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.考虑降雨影响情况下，引入降雨干扰力[Rx Ry]T。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CXjd，进而由极曲线求得阻力系数CXL，根据飞行器预设结冰情况，求得接地阻力系数CXjd＝CXL+ΔCD。
S73.迭代计算飞行器离地速度VLD。计算飞行器接地速度其中G1anding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Vjc＝VjkQ。
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Kjd和接地滑跑段升阻比Kjc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Lzl＝Lzh+Lzk，着陆时间tzl＝tzh+tzk。
本实施例中计算结果为：进场速度为307km/s，着陆迎角10°情况下的着陆滑跑距离为757.4m，着陆总距离为1519.17m，滑跑时间为12.1min，着陆总时间为15min。
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CYLD，进而由极曲线求得离地阻力系数CXLD。计算飞行器离地速度其中Gtakeoff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TLD0。进而更新得到/>其中αLD为离地迎角。若VLD0与VLD1满足误差范围，则VLD1即为飞行器离地速度，若VLD0与VLD1，不满足误差范围，则令VLD0＝VLD1，通过发动机推力回归模型，迭代求解，直至VLD0与VLD1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sfcqf0。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sfcqf。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Wqf＝W0+Whp。
S82.起飞爬升段油量与航程计算。确定起飞爬升初始重量Gps＝Gtakeoff-Wqf，确定爬升开始高度VI和爬升终点高度VF。爬升高度Hps＝H1-HF，其中根据爬升初始高度HI和爬升终点高度HF。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Ti。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sfci。该段燃油消耗量Wi＝sfci*DT。该爬升段水平距离Li＝VicosθiDT，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GSI，根据巡航段高度，修正巡航段马赫数Ss、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CXi，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sfci，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Ldescent，下滑段一般按照设定下滑程序进行，本实施例按照11000m高度，设定下滑段航程12.9km进行计算。转场航程L＝Lps+Lcruise+Ldescent。
本实施例转场航程计算结果为：在巡航高度为8000m，巡航马赫数0.8的情况下，转场航程1864.75km，时间为2.19h。
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 (9)
1.一种考虑复杂气象条件下的无人飞行器飞行性能计算方法，其特征在于，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、降雨、结冰影响的数学模型；
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；根据求得最小平飞速度，根据/>求得最小平飞马赫数，其中G为飞行器重量，ρ为空气密度，P为大气压强，S为飞行器升力面积，Cymax为飞行器最大升力系数；
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，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；
S3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，根据飞行器预设结冰情况，求离地阻力系数；
S33.考虑降雨影响情况下，引入降雨干扰力；
根据飞行器起飞重量和降雨干扰力求得的离地速度，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，T0表示发动机初始推力，Gtakeoff为飞行器起飞重量，f为跑道摩擦系数，/>为离地升阻比，CYLD为离地升力系数，CXLD为离地阻力系数；起飞滑跑耗油量/>sfcqf0为起飞初始耗油率，sfcqf为起飞离地耗油率，所以起飞耗油量Wqf＝W0+Whp，W0为起飞暖机耗油。
2.根据权利要求1所述的一种考虑复杂气象条件下的无人飞行器飞行性能计算方法，其特征在于，S4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Gps，爬升升力系数CYp，判断爬升升力系数CYp与最大升力系数CYmax关系；如果CYp>CYmax，则要增大飞行器速度，返回第一步进行迭代计算；如果CYp<CYmax，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，根据飞行器预设环境确定结冰阻力系数增量，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轨迹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。
3.根据权利要求1所述的一种考虑复杂气象条件下的无人飞行器飞行性能计算方法，其特征在于，S6具体步骤为：
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CYmax；
S62.确定盘旋升力系数，以及对应的升力线斜率CYA；判断升力系数与最大升力系数关系；如果CYp>CYmax，则要增大迭代飞行器速度Vi，返回第一步进行迭代计算；如果CYp<CYmax，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所述发动机推力回归模型，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ny，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ny>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/>
其中，ny为飞行器的法向过载。
4.根据权利要求1所述的一种考虑复杂气象条件下的无人飞行器飞行性能计算方法，其特征在于，S7具体步骤为：
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.考虑降雨影响情况下，引入降雨干扰力；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，根据飞行器预设结冰情况，求得接地阻力系数；
S73.迭代计算飞行器离地速度；计算飞行器接地速度Vjd；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Vjc；
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Kjd和接地滑跑段升阻比Kjc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，Kjd为接地时刻升阻比；估算着陆滑跑时间/>计算着陆滑跑距离Lzl＝Lzh+Lzk，着陆滑跑时间tzl＝tzh+tzk。
5.根据权利要求1所述的一种考虑复杂气象条件下的无人飞行器飞行性能计算方法，其特征在于，S8具体步骤为：
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。
6.根据权利要求5所述的一种考虑复杂气象条件下的无人飞行器飞行性能计算方法，其特征在于，S81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。
7.根据权利要求5所述的一种考虑复杂气象条件下的无人飞行器飞行性能计算方法，其特征在于，S82包括：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。
8.根据权利要求5所述的一种考虑复杂气象条件下的无人飞行器飞行性能计算方法，其特征在于，S83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。
9.根据权利要求5所述的一种考虑复杂气象条件下的无人飞行器飞行性能计算方法，其特征在于，S84包括：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。
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