[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

本申請屬于飛行器設計技術領域，特別涉及一種艦載無人加油機頂層參數優化設計方法。該方法包括步驟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。本申請采用基于多重約束的變參數頂層參數優化方法，在頂層設計階段，初步確定了飛機良好的飛行性能，保證了飛機飛行與著艦的安全性。

技術領域

本申請屬于飛行器設計技術領域，特別涉及一種艦載無人加油機頂層參數優化設計方法。

背景技術

艦載無人加油機相對于常規艦載加油機具有建造與使用成本低、空機重量小、燃油裝載率大、連續出動率高等優點。加油機可提高各類艦載機的留空時間，減少其起飛與著艦的頻次，提高作戰效能，降低沖擊載荷產生的結構疲勞損傷。艦載無人加油機一方面要求具有較快的飛行速度，使其能快速抵達受油機所在位置，另一方面要求其具有低速安全平飛的能力，可為低速飛機加油；為保證著艦安全，飛機翼展不能超過限制值，為保證可同時為兩架飛機加油，翼展又不能太小；任務飛行剖面各階段的飛行重量與翼載荷差異很大，飛行速度與飛行高度變化范圍寬，以上因素為艦載無人加油機的頂層參數設計帶來了較大的困難。

發明內容

為了解決上述技術問題，本申請提供了一種艦載無人加油機頂層參數優化設計方法，以燃油裝載能力、起飛重量、機翼展長為設計約束，通過改變機翼展弦比與空機重量系數，計算艦載無人加油機所需的升阻比、翼載荷、推重比、機翼面積、發動機推力以及展弦比優化值。

本申請艦載無人加油機頂層參數優化設計方法，主要包括：

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。

優選的是，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。

優選的是，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。

優選的是，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。

優選的是，步驟S1進一步包括：

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。

優選的是，步驟S2進一步包括：