李航 邵澳澳
摘要:飛行器研制和定型過(guò)程中,需要對(duì)其性能進(jìn)行全面考核,主要方法是通過(guò)試驗(yàn)、評(píng)估等手段對(duì)飛行器各系統(tǒng)性能進(jìn)行檢驗(yàn)。綜合評(píng)估方法可以從海量數(shù)據(jù)中挖掘出反映系統(tǒng)性能的有效信息,在飛行器性能評(píng)估方面得到了廣泛應(yīng)用,但是其局限性在于不能對(duì)系統(tǒng)性能給出明確結(jié)論,無(wú)法用于系統(tǒng)性能評(píng)定。針對(duì)該問(wèn)題,本文提出了一種綜合評(píng)估與假設(shè)檢驗(yàn)相結(jié)合的性能評(píng)定方法,利用綜合評(píng)估方法從大量試驗(yàn)數(shù)據(jù)中挖掘有用信息,結(jié)合假設(shè)檢驗(yàn)方法分析其內(nèi)在的統(tǒng)計(jì)規(guī)律特性,達(dá)到性能評(píng)定的目的。具體步驟如下:1)利用假設(shè)檢驗(yàn)方法確定飛行器性能評(píng)定所需的樣本數(shù);2)利用綜合評(píng)估方法對(duì)給定樣本數(shù)的飛行器性能進(jìn)行評(píng)估計(jì)算,得出性能評(píng)估分值;3)對(duì)性能評(píng)估結(jié)果進(jìn)行統(tǒng)計(jì)分析,根據(jù)計(jì)算結(jié)果滿足假設(shè)與否,給出飛行器性能評(píng)定結(jié)論。下面對(duì)本文提出的方法進(jìn)行詳細(xì)介紹。
關(guān)鍵詞:綜合評(píng)估;假設(shè)檢驗(yàn);相結(jié)合;飛行器;性能評(píng)定方法
引言
目前,關(guān)于空射彈道導(dǎo)彈或飛行器的技術(shù)研究主要集中在空中發(fā)射關(guān)鍵技術(shù)及彈道優(yōu)化方面。辛朝軍等對(duì)空中發(fā)射現(xiàn)狀、趨勢(shì)及關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行了全面分析及總結(jié)。針對(duì)空射彈道導(dǎo)彈水平發(fā)射特點(diǎn)提出了助推段彈道設(shè)計(jì)及優(yōu)化方法。提出了一種水平發(fā)射有翼固體運(yùn)載火箭的飛行程序角工程設(shè)計(jì)方法。提出基于改進(jìn)粒子群算法的空射飛行器的助推段彈道規(guī)劃方法。在能量一定的前提下,發(fā)動(dòng)機(jī)的推力形式、工作時(shí)間對(duì)飛行器的射程能力、載荷及防熱設(shè)計(jì)具有較大影響,在飛行器論證初期,有必要結(jié)合總體需求、彈道特點(diǎn)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)推力特性進(jìn)行優(yōu)化調(diào)整,目前該類研究文獻(xiàn)較少,需要開展相關(guān)研究。
1、固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)特性的影響
1)針對(duì)單推力發(fā)動(dòng)機(jī)方案,當(dāng)工作時(shí)間增加60%,飛行器關(guān)機(jī)點(diǎn)高度增加20.9%,彈道最高點(diǎn)能量增加2.4%,有利于提高飛行器射程;對(duì)應(yīng)彈道最大飛行動(dòng)壓減小37.9%、動(dòng)壓攻角積減小16.1%。主動(dòng)段法向過(guò)載減小29.0%。2)相較于單推力發(fā)動(dòng)機(jī)方案,雙脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)引入了能量管控措施,當(dāng)脈沖間隔時(shí)間小于10s時(shí),彈道最高點(diǎn)能量基本相當(dāng),最大動(dòng)壓能夠降低21.7%;當(dāng)脈沖間隔時(shí)間大于10s,彈道最高點(diǎn)能量下降3.0%,最大飛行動(dòng)壓基本不變。3)相較于單推力發(fā)動(dòng)機(jī)方案,單室-雙推力發(fā)動(dòng)機(jī)采用大推力拉起、小推力續(xù)航的方案,飛行器關(guān)機(jī)點(diǎn)速度降低2.1%~4.6%,關(guān)機(jī)點(diǎn)高度增加19.7%~54.3%,最大動(dòng)壓降低20.7%,法向過(guò)載積分增加3.8%~13.4%,最高點(diǎn)能量基本維持不變。表明單室雙推力方案雖然增加了續(xù)航段工作時(shí)間,但續(xù)航段比沖同步下降,在綜合作用并未體現(xiàn)出明顯的能量?jī)?yōu)化特性。4)現(xiàn)在尚未考慮推進(jìn)劑燃速對(duì)長(zhǎng)時(shí)間、小推力的限制、多脈沖方案帶來(lái)的點(diǎn)火結(jié)構(gòu)復(fù)雜化、單室雙推力方案帶來(lái)的裝填比下降等問(wèn)題,在實(shí)際發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)論證過(guò)程中需要綜合考慮上述因素影響。
2、升阻特性研究
研究表明,遠(yuǎn)前方來(lái)流在機(jī)頭位置產(chǎn)生上下兩道弓形壓縮波使氣流減速增壓,氣流經(jīng)機(jī)身下表面斜激波不斷增壓,機(jī)身上表面氣流經(jīng)弓形壓縮波短暫增壓后在機(jī)身上表面后段膨脹加速。隨著攻角的增加,飛行器下表面激波強(qiáng)度增強(qiáng),上表面壓縮激波強(qiáng)度減小,上下表面靜壓差增大,導(dǎo)致飛行器阻力系數(shù)、升力系數(shù)和升阻比均隨攻角的增大而增大。升力系數(shù)與攻角基本成線性關(guān)系,阻力系數(shù)與攻角大致成二次曲線關(guān)系,反映到升阻比上可看到變化趨勢(shì)先升后降,渦輪模態(tài)在4°攻角時(shí)升阻比最大,其余兩個(gè)模態(tài)在6°攻角時(shí)升阻比最大。同時(shí)由于Ma=1.2模態(tài)下機(jī)頭產(chǎn)生了脫體激波,氣流經(jīng)脫體激波后迅速增壓減速,飛行器上下表面靜壓差進(jìn)一步增大,導(dǎo)致渦輪模態(tài)升力系數(shù)和阻力系數(shù)增大。
3、飛推一體化飛行器多模態(tài)計(jì)力體系研究
1)由于數(shù)值仿真軟件在機(jī)身坐標(biāo)系下統(tǒng)計(jì)各項(xiàng)力,故可從機(jī)身坐標(biāo)系下對(duì)飛行器進(jìn)行受力分析及氣動(dòng)/推進(jìn)力公式推導(dǎo),通過(guò)坐標(biāo)轉(zhuǎn)換得到氣流坐標(biāo)系下飛機(jī)升阻力。2)升力計(jì)算通過(guò)全機(jī)所有面法向力向氣流坐標(biāo)系分解得到。3)跨聲速飛行時(shí)(Ma=1.2),前體部件對(duì)全機(jī)升力影響最大,前體壓縮產(chǎn)生了一個(gè)很大的抬頭俯仰力矩,使得飛行器縱向靜不穩(wěn)定;過(guò)渡模態(tài)和沖壓模態(tài)下,隨著飛行馬赫數(shù)的逐漸增大,推進(jìn)系統(tǒng)升力和機(jī)身升力貢獻(xiàn)逐漸增大,逐漸成為影響飛行器升力性能的關(guān)鍵部件。4)高超聲速飛行器機(jī)身阻力大小決定著整個(gè)飛行器的阻力表現(xiàn),如何優(yōu)化機(jī)身面,減小高馬赫數(shù)飛行時(shí)帶來(lái)的阻力影響將持續(xù)成為高超聲速的一個(gè)重要研究方向。
4、基于5G網(wǎng)絡(luò)飛行器控制系統(tǒng)
從硬件與軟件兩個(gè)方面,對(duì)無(wú)人駕駛飛行器控制系統(tǒng)展開了設(shè)計(jì),并在完成研究后,通過(guò)實(shí)例應(yīng)用的方式,證明了設(shè)計(jì)的控制系統(tǒng),可在5G網(wǎng)絡(luò)環(huán)境下,實(shí)現(xiàn)對(duì)無(wú)人駕駛飛行器飛行線路的有效控制。但此次實(shí)驗(yàn)在執(zhí)行時(shí),飛行器的線路轉(zhuǎn)換過(guò)程存在輕微的機(jī)身震動(dòng),盡管并未干擾到最終飛行效果,但仍需要將此方面作為后續(xù)工作的研究重點(diǎn)。綜合上述分析,可在本文現(xiàn)有研究成果的基礎(chǔ)上,將控制飛行器機(jī)身抖動(dòng)作為后續(xù)系統(tǒng)功能完善的研究重點(diǎn),并希望通過(guò)此次的研究,為現(xiàn)代化科學(xué)制造研究領(lǐng)域提供無(wú)人機(jī)制造方面的技術(shù)參考。
結(jié)束語(yǔ)
本文利用綜合評(píng)估與假設(shè)檢驗(yàn)相結(jié)合的方法,充分發(fā)揮了兩個(gè)方法的優(yōu)點(diǎn),和以往評(píng)估方法相比,在結(jié)論的可信度和可靠性方面有顯著提升。對(duì)某型飛行器制導(dǎo)系統(tǒng)的評(píng)定結(jié)果較好地反映了制導(dǎo)系統(tǒng)工作性能,方法的有效性和適用性得到了驗(yàn)證。本文提出的方法能夠?qū)︼w行器性能給出定性與定量相結(jié)合的評(píng)定結(jié)論,提出了飛行器性能考核的一種新的方法理論,能夠?yàn)轱w行器設(shè)計(jì)、試驗(yàn)鑒定等領(lǐng)域提供有益的參考。
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