固定翼飛機(jī)機(jī)動性計(jì)算軟件設(shè)計(jì)與開發(fā)

屈高敏

(西安航空學(xué)院 飛行器學(xué)院，西安 710077)

固定翼飛機(jī)機(jī)動性計(jì)算軟件設(shè)計(jì)與開發(fā)

屈高敏

(西安航空學(xué)院 飛行器學(xué)院，西安 710077)

飛機(jī)機(jī)動性是固定翼飛機(jī)的重要戰(zhàn)術(shù)、技術(shù)指標(biāo),為了方便計(jì)算和分析，直觀顯示飛機(jī)機(jī)動性的計(jì)算結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，開發(fā)了飛機(jī)機(jī)動性能計(jì)算軟件。一是將平飛加速性能、上升性能和盤旋性能作為衡量飛機(jī)機(jī)動性能好壞的指標(biāo)；二是基于標(biāo)準(zhǔn)exe工程，使用多層窗體和Adodc數(shù)據(jù)庫訪問技術(shù)，完成軟件編寫；三是用典型飛機(jī)的數(shù)據(jù)來驗(yàn)證數(shù)學(xué)模型及軟件的合理性。

戰(zhàn)術(shù)指標(biāo)；機(jī)動性能；計(jì)算軟件

機(jī)動性是飛機(jī)的重要戰(zhàn)術(shù)、技術(shù)指標(biāo)，是指飛機(jī)在一定時(shí)間內(nèi)改變飛行速度、飛行髙度和飛行方向的能力，相應(yīng)地稱之為速度機(jī)動性、高度機(jī)動性和方向機(jī)動性。飛機(jī)改變一定速度、高度或方向所需的時(shí)間越短，飛機(jī)的機(jī)動性就越好。在空戰(zhàn)中，優(yōu)良的機(jī)動性有利于獲得空戰(zhàn)的優(yōu)勢[1]。對于飛機(jī)來說，在一定的時(shí)間內(nèi)，如果飛機(jī)的飛行速度、高度和方向變化越大，就證明該飛機(jī)的機(jī)動性能良好。相對于飛機(jī)的其它性能，飛機(jī)的機(jī)動性可以說是非常重要[2]，尤其對于戰(zhàn)斗機(jī)等軍用飛機(jī)。當(dāng)飛機(jī)在執(zhí)行空中作戰(zhàn)任務(wù)時(shí)，良好的機(jī)動性大大提高了勝利的機(jī)率，而且可以對敵機(jī)進(jìn)行有力打擊，迅速取得空戰(zhàn)優(yōu)勢，減少人員和戰(zhàn)機(jī)損失。

由于飛機(jī)機(jī)動性能的計(jì)算比較復(fù)雜[3]，目前還未有簡潔直觀的飛機(jī)性能計(jì)算軟件，因此，研究開發(fā)一款專用的飛機(jī)性能計(jì)算軟件非常必要。

1 飛機(jī)通用機(jī)動性計(jì)算

1.1 飛機(jī)機(jī)動性影響因素

影響飛機(jī)機(jī)動性的兩大關(guān)鍵因素是翼載荷與推重比。一般來說，飛機(jī)的翼載荷越低，推重比越高，飛機(jī)的機(jī)動性就越強(qiáng)。此外，飛機(jī)在機(jī)動飛行時(shí)所受的載荷要比在水平直線穩(wěn)定飛行時(shí)大好幾倍[4]。因此,在設(shè)計(jì)飛機(jī)時(shí),必須考慮到飛機(jī)在各種飛行情況下，都要有足夠的強(qiáng)度和剛度，以保證飛行安全。

1.2 飛機(jī)機(jī)動性能指標(biāo)的選取

選取合適的機(jī)動性能指標(biāo)可以更好、更清晰地認(rèn)識飛機(jī)的機(jī)動性能[5-6]。

(1)上升率：是飛機(jī)在提高飛行高度時(shí)單位時(shí)間內(nèi)上升的垂直高度，它在數(shù)值上等于上升速度在垂直方向的分量。對于殲擊機(jī)來說，不僅要求它的飛行水平速度足夠快，它的垂直速度也要達(dá)到一定水平。空戰(zhàn)中，殲擊機(jī)需要在很短時(shí)間內(nèi)迅速爬升到很高的高度，獲得高度優(yōu)勢，才能對敵機(jī)進(jìn)行有效打擊，否則就會錯(cuò)失戰(zhàn)機(jī)，很難取得空戰(zhàn)優(yōu)勢。

(2)穩(wěn)定盤旋能力：主要與發(fā)動機(jī)的推力和機(jī)翼可能產(chǎn)生的最大升力系數(shù)有關(guān)。盤旋過載、盤旋半徑、盤旋周期、盤旋角速度的值是衡量盤旋性能的重要指標(biāo)。為了提高飛行員的駕駛技術(shù)，在飛行訓(xùn)練任務(wù)中就包含各種機(jī)動飛行，而且這些機(jī)動飛行大多與盤旋有關(guān)，比如S型轉(zhuǎn)彎、懶八字、急上升轉(zhuǎn)彎等等。由此可見，盤旋飛行是飛機(jī)在飛行過程中必不可少的部分，盤旋性能的計(jì)算是衡量飛機(jī)機(jī)動性不可缺少的因素。

(3)推重比：推重比一般是指發(fā)動機(jī)推力與飛機(jī)所受重力的比值。在實(shí)際飛行中，隨著高度、溫度等條件的變化，發(fā)動機(jī)的推力也將產(chǎn)生明顯的變化，即飛機(jī)的實(shí)際推重比是隨環(huán)境變化而不斷變化的。

(4)翼載：飛機(jī)重力和機(jī)翼面積的比值便是飛機(jī)的翼載。與其它機(jī)動性參數(shù)不同，它不是越大越好，也不是越小越好，對不同機(jī)型，有著不同的最適值。在飛機(jī)盤旋過程中，翼載與盤旋時(shí)的升力系數(shù)成正比，而升致阻力系數(shù)又和升力系數(shù)的平方成正比，所以翼載不能太大，否則阻力會變得很大，降低飛機(jī)的機(jī)動性；而在飛機(jī)平飛時(shí)，翼載又與飛行速度的平方成正比，要想加快飛行速度，必須有大翼載。因此，飛機(jī)在設(shè)計(jì)過程中必須針對這兩種情況進(jìn)行折中處理，給出一個(gè)相對的最佳翼載。

綜合以上參數(shù)，考慮計(jì)算的難易程度、公式的適用性、實(shí)際工程中模型的簡化等問題后，采用水平加速時(shí)間來衡量飛機(jī)的水平加速性能，采用上升率來衡量飛機(jī)的上升性能，采用盤旋半徑、用盤旋周期和盤旋角速度來衡量飛機(jī)的穩(wěn)定盤旋性能。

1.3 飛機(jī)機(jī)動性計(jì)算方法

1.3.1 飛機(jī)在垂直平面內(nèi)的機(jī)動飛行

飛機(jī)在垂直平面內(nèi)的機(jī)動飛行包括平飛加速、減速以及同時(shí)改變速度、高度的其它典型飛行動作，如俯沖、躍升等?？紤]各方面原因，選取飛機(jī)的平飛加速性能和上升性能來計(jì)算。

1.3.2 平飛加速

平飛加速性能用來衡量飛機(jī)加速性能的好壞。飛機(jī)從一馬赫數(shù)加速到另一馬赫數(shù)所用的時(shí)間越短，則表明飛機(jī)的加速性能越好。

1.3.3 飛機(jī)上升

飛機(jī)的定常直線上升飛行與平飛不同的是航跡與地面有一個(gè)傾角。飛機(jī)在空中穩(wěn)定上升時(shí)，受到4個(gè)力的作用：升力、重力、發(fā)動機(jī)推力、阻力。發(fā)動機(jī)推力不單單要克服直線運(yùn)動中的阻力，還要克服飛機(jī)重力在航跡方向的分力。

1.3.4 穩(wěn)定盤旋

穩(wěn)定盤旋性能是指在保持速度和高度不變情況下的盤旋能力，主要與發(fā)動機(jī)的推力和機(jī)翼可能產(chǎn)生的最大升力系數(shù)有關(guān)。

飛機(jī)在空中做穩(wěn)定盤旋時(shí)，受4個(gè)力作用(見圖1)：升力Y、重力G、推力P和阻力X。忽略發(fā)動機(jī)安裝角和飛機(jī)迎角(通常很小)，相關(guān)計(jì)算具體見參考文獻(xiàn)[5]、[6]。

圖1 穩(wěn)定盤旋

2 軟件開發(fā)與研究

2.1 總體思路

根據(jù)需求設(shè)計(jì)軟件的開發(fā)流程圖，如圖2所示。

圖2 程序流程開發(fā)圖

軟件在編寫過程中，需進(jìn)行大量數(shù)據(jù)庫的構(gòu)建，用來存儲一些對比機(jī)型的基本數(shù)據(jù)，同時(shí)還將一些已知的，但會隨環(huán)境變化而變化的變量參數(shù)寫入專門的數(shù)據(jù)庫，如空氣密度、聲速等，以方便計(jì)算。在建立數(shù)據(jù)庫的同時(shí)，還為數(shù)據(jù)庫加入了添加、修改、刪除等功能，以滿足相關(guān)計(jì)算的需要。

2.2 程序開發(fā)

平飛加速時(shí)間計(jì)算界面可實(shí)現(xiàn)不同機(jī)型在不同高度時(shí)平飛加速時(shí)間的計(jì)算，將計(jì)算結(jié)果寫進(jìn)數(shù)據(jù)庫后，可生成與其他機(jī)型的對比圖,如圖3、圖4所示。

圖3平飛加速時(shí)間計(jì)算窗體

圖4 變速度盤旋性能對比圖

數(shù)據(jù)庫的編寫使用了Listbox和Adodc兩個(gè)控件，其中Listbox控件用來顯示數(shù)據(jù)庫中的主鍵數(shù)據(jù)列表，將Listbox的Datasource鍵連接到相關(guān)的Adodc之后，Adodc控件就可將Access數(shù)據(jù)庫和Listbox連接在一起。

在本窗體中，關(guān)于穩(wěn)定盤旋的計(jì)算分為三種情況：

(1)給定一個(gè)恒定不變的盤旋傾角，分別輸入一連串遞增或遞減的盤旋速度，將計(jì)算結(jié)果寫入數(shù)據(jù)庫后，分別生成盤旋過載、盤旋半徑、盤旋周期、盤旋角速度等隨速度變化的柱狀圖，進(jìn)而可以得出隨盤旋速度變化等性能指標(biāo)的變化規(guī)律。

(2)給定盤旋速度，輸入一系列遞增或遞減的盤旋傾角，將計(jì)算結(jié)果寫進(jìn)對應(yīng)的數(shù)據(jù)庫，分別生成盤旋過載、盤旋半徑、盤旋周期、盤旋角速度等隨盤旋傾角變化的柱狀圖，同樣可以得出隨盤旋傾角變化等性能指標(biāo)的變化規(guī)律。

(3)第三種情況是在考慮相關(guān)限制因素的前提下，對某一飛機(jī)進(jìn)行盤旋性能的計(jì)算，并可與其它機(jī)型進(jìn)行對比，生成對比圖表。

MSchart控件是Microsoft Visual Basic 6.0編程軟件中的一個(gè)特別實(shí)用的圖表生成控件，它可以通過編寫相關(guān)代碼直接生成圖表，也可通過鏈接各種數(shù)據(jù)庫來生成；本軟件中的相關(guān)圖表，如各機(jī)型間的柱狀對比圖等都是通過MSchart控件連接數(shù)據(jù)庫生成的。

3 算例與分析

3.1 平飛加速時(shí)間計(jì)算

以F-16、殲-10和殲-11為例，先后輸入其基本數(shù)據(jù)，點(diǎn)擊計(jì)算，得出該機(jī)型從Ma1加速到Ma2所需時(shí)間，如表1、表2所示。

表1 平飛主要參數(shù)輸入

*注：和飛行高度相關(guān)的空氣密度和聲速的其它參數(shù)，在高度確定后可直接由數(shù)據(jù)庫給出；馬赫數(shù)Ma1和馬赫數(shù)Ma2對應(yīng)的零升阻力系數(shù)和升致阻力因子也由所引數(shù)據(jù)庫對應(yīng)給出

表2 平飛加速時(shí)間

由表2可知，F(xiàn)-16、殲-10和殲-11三種飛機(jī)從0.5Ma加速到0.6Ma所用時(shí)間不同，其中F-16和殲-10耗時(shí)較多，且所用時(shí)間相差不大，而殲-11較其它機(jī)型耗時(shí)較少。

從F-16和殲-10的對比可知，雖然這兩架飛機(jī)的各項(xiàng)基本參數(shù)大不相同，但在0.5Ma到0.6Ma這一加速區(qū)間，它們所用的時(shí)間卻很相近，而殲-11相比于F-16和殲-10耗時(shí)則明顯要少，這說明飛機(jī)的平飛加速性能不是由飛機(jī)的某一或某幾個(gè)基本參數(shù)決定的，即飛機(jī)的加減速性能取決于飛機(jī)的推重比以及升阻比，增加飛機(jī)的推重比和升阻比可改善加速性能。

3.2 上升率計(jì)算

以F-16、殲-10和殲-11為例，先后輸入其基本數(shù)據(jù)(同平飛參數(shù)輸入)，點(diǎn)擊計(jì)算，得出該機(jī)型在馬赫數(shù)Ma1時(shí)的上升率，如表3所示。

表3 上升率

由表3可知，在同一高度、同一上升速度的情況下，F(xiàn)-16和殲-10的上升率十分接近，但是殲-11的上升率卻遠(yuǎn)大于F-16和殲-10，說明了飛機(jī)上升率的值不是由某一或某幾個(gè)參數(shù)決定的，參考平飛加速計(jì)算，爬升率也必定是由某些參數(shù)的比值決定的。

通過爬升率的計(jì)算可知，當(dāng)爬升速度一定時(shí)，飛機(jī)的爬升率是由飛機(jī)剩余推力與重力的比值決定的，對其進(jìn)行化簡，可得

結(jié)合飛機(jī)的平飛加速計(jì)算可得，飛機(jī)在垂直平面內(nèi)的機(jī)動飛行性能取決于飛機(jī)的推重比(P/G)和升阻比K的值。

3.3 穩(wěn)定盤旋計(jì)算

穩(wěn)定盤旋計(jì)算分為三個(gè)部分：

(1)給定盤旋傾角，計(jì)算不同盤旋速度下的盤旋性能指標(biāo)。給定盤旋傾角為30度，分別計(jì)算盤旋速度為200m/s、300m/s、400m/s、500m/s時(shí)，盤旋過載、盤旋半徑、盤旋周期、盤旋角速度的值。具體結(jié)果見圖4。

(2)給定盤旋速度，計(jì)算不同盤旋傾角下的盤旋性能指標(biāo)。給定盤旋速度為200m/s，分別計(jì)算盤旋傾角為40度、60度、70度時(shí)，盤旋過載、盤旋半徑、盤旋周期、盤旋角速度的值(由于柱狀圖暫時(shí)不能顯示小數(shù)，所以選用跨度比較大三個(gè)角度來進(jìn)行計(jì)算)。

由分析可知，在理想情況下，當(dāng)傾角不變時(shí)，隨著盤旋速度的增大，飛機(jī)的盤旋過載不變，盤旋半徑、盤旋周期隨之增大，盤旋角速度隨之減小；當(dāng)速度不變時(shí)，隨著盤旋傾角的增大，盤旋過載、盤旋角速度隨之增大，盤旋半徑、盤旋周期隨之減小。

在理想條件下，不考慮發(fā)動機(jī)等限制因素，上述結(jié)果是成立的，但在實(shí)際飛行中，飛機(jī)的盤旋能力要受到很多因素的限制，最主要的便是發(fā)動機(jī)的可用推力、飛機(jī)的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和人的生理?xiàng)l件、失速邊界等因素的限制。

(3)給定過載和盤旋速度，計(jì)算某飛機(jī)能否正常盤旋，并計(jì)算其能穩(wěn)定盤旋的最小盤旋半徑。分析可知，不同飛機(jī)在以相同飛行速度盤旋時(shí)，它們的最小盤旋半徑有一定的差異，盤旋半徑越小則說明盤旋能力越好。對于一架飛機(jī)來說，決定它盤旋性能好壞的因素有很多，它們之間的關(guān)系相對復(fù)雜。

4 結(jié)論

經(jīng)過驗(yàn)證，軟件編寫正確，在允許誤差范圍內(nèi)。所開發(fā)的軟件能夠很好的應(yīng)用不同機(jī)型、不同場景下的機(jī)動性能計(jì)算，并使用MSchart控件實(shí)現(xiàn)計(jì)算結(jié)果的可視化對比，所以本軟件具有良好的用戶交互性。同時(shí)，本軟件操作簡單，顯示界面簡潔明了，不具有很高的專業(yè)性，非專業(yè)人員也能輕松使用。

[1] LIU X F,CUI S M,GAO W F,et al.Software Development of On-Board Power Electronics Equipment Using Model-Based Design Methodology[J].Applied Mechanics & Materials,2014(494-495)：1524-1528.

[2] GUERRA E,ANICHE M.Chapter 9-Achieving Quality on Software Design through Test-driven Development[EB/OL].[2017-06-10].https://doi.org/10.1016/B978-0-12-802301-3.00009-0.

[3] 褚雙磊,溫瑞英,王玉,等.飛機(jī)氣動性能輔助計(jì)算演示系統(tǒng)設(shè)計(jì)[J].實(shí)驗(yàn)技術(shù)與管理,2017,34(2):140-143.

[4] 商重陽,高正紅.過載極曲線及其在比較飛機(jī)機(jī)動性中的應(yīng)用[J].飛行力學(xué),2002,20(2):15-18.

[5] 朱寶鎏,朱榮昌,熊笑非.作戰(zhàn)飛機(jī)效能評估[M].第2版.北京：航空工業(yè)出版社,2006:270-274.

[6] 方振平.航空飛行器飛行動力學(xué)[M].北京:北京航空航天大學(xué)出版社,2005:102-116.

[責(zé)任編輯、校對：東艷]

Abstract：Aircraft maneuverability is an important tactical and technical index of fixed-wing aircraft.Aircraft maneuverability calculation software is developed for the sake of calculation and analysis as well as visual display of calculation structure.First of all,flat fly acceleration performance,rising performance,and hover performance are used as indicators to evaluate aircraft performance.Secondly,based on standard exe engineering,the software is programmed via the multi-layer form and Adodc database access technology.Finally,the rationality of the mathematical model and software is validated through data of typical aircrafts.

Keywords：tactical index;maneuver performance;calculation software

Design&DevelopmentofFixed-wingAircraftManeuverabilityCalculationSoftware

QVGao-min

(School of Aircraft,Xi′an Aeronautical University,Xi′an 710077,China)

V249.1

A

1008-9233(2017)05-0037-05

2017-06-14

陜西省自然科學(xué)基金資助(2016JM1014)；陜西省教育廳自然科學(xué)基金資助(16JK1396)；通用航空工程技術(shù)中心建設(shè)基金(XHY-20120824)；校級科研基金(2017KY1229)

屈高敏(1990-)，女，陜西渭南人，助教，主要從事飛行器總體設(shè)計(jì)與系統(tǒng)仿真研究。