[發明專利]一種艦載無人加油機頂層參數優化設計方法

有效

• 申請號: 202111102405.2
• 申請日: 2021-09-19
• 公開（公告）號: CN113761665B
• 公開（公告）日: 2022-09-06
• 發明（設計）人: 張聲偉
• 申請（專利權）人: 中國航空工業集團公司西安飛機設計研究所
• 主分類號: G06F30/15
• 分類號: G06F30/15;G06F30/28;G06F111/04;G06F111/10;G06F113/08;G06F113/28;G06F119/14
• 代理公司: 北京航信高科知識產權代理事務所(普通合伙) 11526
• 代理人: 劉傳準

1.一種艦載無人加油機頂層參數優化設計方法，其特征在于，包括：

步驟S1、根據給定的多個初始展弦比分別確定飛機的使用升阻比；

步驟S2、基于執行飛行任務的燃油消耗確定飛機的起飛重量；

步驟S3、選取起飛重量最小的飛機構型為最優解，確定對應的展弦比；

步驟S4、根據起飛重量、展弦比及飛機翼展確定翼載荷；

步驟S5、根據所述翼載荷確定飛機推重比；

步驟S6、根據推重比確定發動機推力；

其中，步驟S1中，根據設計升力系數CLxh、零升阻力系數CD0、給定的展弦比AR，通過氣動力計算模型確定飛機的使用升阻比K；

步驟S1進一步包括：步驟S11、給定初始展弦比范圍，并進行離散，獲得各個展弦比離散量；步驟S12、基于各個展弦比離散量，分別計算對應的翼展，保留翼展位于指定范圍內的展弦比離散量；步驟S13、給定初始空機重量系數范圍，并進行離散，獲得各個空機重量系數離散量；步驟S14、以空機重量系數數組Wkjxsz、翼展數組bwsz、起飛重量航時數組航時數組wtosz、翼展上限bwmax與起飛重量最大值wtomax為輸入，采用插值函數，計算空機重量系數臨界值，保留翼展位于指定范圍內的空機重量系數離散量；

其中，步驟S12中，計算所述翼展包括：步驟S121、計算低速安全平飛情況下的機翼面積sxh，以及計算飛機著艦面積sland，并取兩者之間的最大值為飛機機翼面積；步驟S122、根據所述飛機機翼面積及展弦比確定所述翼展；

步驟S2進一步包括：步驟S21、根據所述使用升阻比確定飛機三段飛行剖面的燃油消耗重量系數，所述飛機三段飛行剖面包括飛抵加油區域、實施加油與返回三個飛行階段；步驟S22、根據所述燃油消耗重量系數及上一循環過程計算的飛機起飛重量確定飛機執行飛行任務的燃油消耗；步驟S23、根據燃油消耗確定新的飛機起飛重量；步驟S24、計算新的飛機起飛重量相對于之前的飛機起飛重量的變化率，循環執行上述步驟，直至變化率小于設定閾值，確定最終的飛機起飛重量。

2.如權利要求1所述的艦載無人加油機頂層參數優化設計方法，其特征在于，所述設定閾值為0.001。

3.如權利要求1所述的艦載無人加油機頂層參數優化設計方法，其特征在于，步驟S5進一步包括：

以最大平飛速度為約束計算推重比，或者以爬升率要求為約束計算推重比，或者以升限指標為約束計算推重比。

4.如權利要求1所述的艦載無人加油機頂層參數優化設計方法，其特征在于，步驟S5進一步包括：

步驟S51、以最大平飛速度為約束計算推重比、以爬升率要求為約束計算推重比、以升限指標為約束計算推重比；

步驟S52、取上述三個推重比中的最大值為最終推重比。