靶機(jī)概念方案設(shè)計(jì)綜合分析軟件開(kāi)發(fā)

田新鋒

(解放軍92419部隊(duì)，遼寧 興城 125106)

靶機(jī)是一種用于檢驗(yàn)各類型導(dǎo)彈或火炮武器系統(tǒng)性能的靶標(biāo)飛行器，屬于一種特種無(wú)人機(jī)。根據(jù)武器系統(tǒng)作戰(zhàn)效能不同，為了檢驗(yàn)各種導(dǎo)彈或火炮系統(tǒng)戰(zhàn)技指標(biāo)，需研制不同性能的各種靶機(jī)。

靶機(jī)概念方案設(shè)計(jì)是無(wú)人靶機(jī)研制的初期階段，其任務(wù)是根據(jù)靶機(jī)的設(shè)計(jì)要求，對(duì)所要設(shè)計(jì)的靶機(jī)進(jìn)行全面的構(gòu)思，形成靶機(jī)設(shè)計(jì)方案的基本概念，并草擬一個(gè)或幾個(gè)能滿足設(shè)計(jì)要求的初步設(shè)計(jì)方案，而后經(jīng)過(guò)綜合分析，檢查靶機(jī)設(shè)計(jì)方案是否符合性能指標(biāo)。根據(jù)評(píng)估的結(jié)果，修改所擬定的初步方案，直至選定最合理的方案[1]。

靶機(jī)設(shè)計(jì)方案的評(píng)估涉及外形、氣動(dòng)、重量、動(dòng)力系統(tǒng)、性能等多個(gè)方面，需要對(duì)靶機(jī)設(shè)計(jì)方案進(jìn)行綜合分析。為了縮短靶機(jī)概念方案設(shè)計(jì)的周期，希望有一種計(jì)算工具能對(duì)靶機(jī)概念方案進(jìn)行快速的綜合分析。針對(duì)這一需求，開(kāi)發(fā)了一個(gè)面向靶機(jī)概念方案設(shè)計(jì)的綜合分析軟件。

1 軟件架構(gòu)與功能設(shè)計(jì)

靶機(jī)概念方案綜合分析軟件的架構(gòu)如圖1所示。它包括三個(gè)層次：1)分析模塊；2)數(shù)據(jù)庫(kù)(數(shù)據(jù)集成與數(shù)據(jù)存儲(chǔ))；3)用戶界面模塊。

圖1 靶機(jī)概念方案綜合分析軟件的架構(gòu)

分析模塊由6個(gè)模塊組成，包括方案定義模塊、推進(jìn)系統(tǒng)模塊、外形設(shè)計(jì)模塊、氣動(dòng)分析模塊、重量估算模塊和性能分析模塊。

數(shù)據(jù)庫(kù)中保存了用戶的輸入和計(jì)算結(jié)果。各個(gè)分析模塊分析計(jì)算時(shí)需要用到已經(jīng)保存的用戶輸入數(shù)據(jù)或其他分析模塊的計(jì)算結(jié)果，這些值都需要從數(shù)據(jù)庫(kù)中讀取，而計(jì)算的結(jié)果也將保存在數(shù)據(jù)庫(kù)中，實(shí)現(xiàn)各分析模塊之間數(shù)據(jù)集成與存儲(chǔ)。

數(shù)據(jù)庫(kù)采用XML(Extensible Markup Language)語(yǔ)言開(kāi)發(fā)。1)其結(jié)構(gòu)層次清晰，可實(shí)現(xiàn)靶機(jī)總體與外形、重量、氣動(dòng)等模塊之間從屬關(guān)系；2)可擴(kuò)展性強(qiáng)，易于與Matlab的交互，通過(guò)自編接口，Matlab可以方便地從XML文件中讀取數(shù)據(jù)，或?qū)?shù)據(jù)保存進(jìn)XML文件，并保持?jǐn)?shù)據(jù)之間的結(jié)構(gòu)層次不變；3)是一種人能看懂、計(jì)算機(jī)能處理的數(shù)據(jù)模型，用戶可以方便的打開(kāi)、查看、修改XML文件。特別適用于飛行器總體設(shè)計(jì)軟件開(kāi)發(fā)中的數(shù)據(jù)集成[2-3]。

軟件界面模塊包括一個(gè)主界面和六個(gè)子界面。主界面是整個(gè)軟件的界面，其功能是定義了六個(gè)子界面的順序，并具有文件打開(kāi)、保存等功能。六個(gè)子界面分別對(duì)應(yīng)于方案定義、推進(jìn)系統(tǒng)、外形設(shè)計(jì)、氣動(dòng)分析、重量估算、性能分析的用戶界面。

采用Matlab語(yǔ)言開(kāi)發(fā)該軟件。原因主要有二個(gè)方面：一是Matlab語(yǔ)言簡(jiǎn)單易用，易于用戶能看懂程序代碼，并能進(jìn)行修改和完善程序代碼；二是Matlab的繪圖功能十分豐富，大大減輕了曲線圖繪制的編程工作量。

2 各分析模塊計(jì)算方法

2.1 外形設(shè)計(jì)模塊

在靶機(jī)概念設(shè)計(jì)階段，期望能夠使用較少的參數(shù)確定飛機(jī)外形。為此，采用了基于“知識(shí)工程”的方法，根據(jù)少量的主要外形參數(shù)，計(jì)算出次要參數(shù)。根據(jù)這些幾何參數(shù)，繪制靶機(jī)概念方案的外形圖。

1)機(jī)身外形的近似模型

靶機(jī)的機(jī)身可以劃分為三個(gè)特征部分：機(jī)頭、機(jī)身、尾段。機(jī)身為等截面圓柱體；機(jī)頭為收縮段，截面積逐漸減小；機(jī)尾為圓臺(tái)。三個(gè)特征部分需要依據(jù)不同的外形特點(diǎn)確定描述參數(shù)和方法。

機(jī)身為等直段，截面為圓。借助機(jī)身中心線的高度和截面半徑，可以確定截面形狀。

機(jī)頭從它與機(jī)身的結(jié)合部開(kāi)始收縮，變化為流線外形。在機(jī)身外形的近似模型中，忽略截面外形的變化，即認(rèn)為機(jī)頭截面外形也是圓形。這樣只需要建立機(jī)頭側(cè)面外形輪廓的近似表達(dá)式就可以描述兩者的外形。典型的機(jī)頭側(cè)面外形及其特征參數(shù)如圖2所示。

機(jī)頭側(cè)面近似曲線方程可以表示為[4]：

(1)

β=0.54+0.1tan(ω-φ)

(2)

式中，ε為機(jī)頭長(zhǎng)度與機(jī)身高度的比例，即：lh=εdv。由機(jī)頭長(zhǎng)度lh、機(jī)身高度dv可以確定機(jī)頭軸線的下掠角度φ和機(jī)頭側(cè)面上緣的下掠角度ω，進(jìn)而由上式獲取機(jī)頭側(cè)面的曲線方程。

機(jī)身尾段側(cè)面輪廓為梯形，截面形狀為圓形。借助收縮角c可以確定各個(gè)方位上的截面形狀。

圖2 典型機(jī)頭側(cè)面外形

2)翼面和進(jìn)氣道的近似模型

翼面(即機(jī)翼和尾翼)外形參數(shù)有平面幾何參數(shù)(參考面積、展弦比、后掠角、梯形比等)和翼型參數(shù)(相對(duì)彎度、相對(duì)厚度等)。

描述進(jìn)氣道外形的參數(shù)為：各個(gè)截面圓心坐標(biāo)、半徑等參數(shù)。用包絡(luò)曲面模擬進(jìn)氣道外形。

確定上述參數(shù)后，利用Matlab的三維曲面繪制功能可生成全機(jī)三維外形模型。

2.2 推進(jìn)系統(tǒng)模塊

1)推力、耗油率特性

在發(fā)動(dòng)機(jī)的性能說(shuō)明書(shū)中，一般都給出綜合性的能夠全面表達(dá)發(fā)動(dòng)機(jī)推力和耗油率變化規(guī)律和調(diào)節(jié)規(guī)律的特性曲線，供飛機(jī)設(shè)計(jì)者使用。在進(jìn)行靶機(jī)概念方案分析時(shí)，如果沒(méi)有合適的發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)，也可以用發(fā)動(dòng)機(jī)性能特性曲線代替。對(duì)于小型渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)，可用以下公式估算[1]。

推力的速度特性公式：

TV=TV=0(1-0.32M+0.4M2-0.01M3)

(3)

耗油率的速度特性公式：

CeV=CeV=0(1+0.38M+0.05M2)

(4)

式中，Tv=0和CeV=0分別代表當(dāng)飛行速度為0時(shí)，在某一高度上的推力和耗油率的值，M是飛行速度為V時(shí)對(duì)應(yīng)的飛行馬赫數(shù)。

推力的高度特性公式:

TH=TH=0Δ0.85

(5)

耗油率的高度特性公式:

CeH=CeH=0Δ0.12

(6)

式中，TH=0和CeH=0分別代表海平面某一飛行速度時(shí)的推力和耗油率；Δ是計(jì)算高度的空氣相對(duì)密度。

2)安裝推力修正

發(fā)動(dòng)機(jī)安裝到機(jī)身上后的實(shí)際推力相比與裸機(jī)有一定比例的減小。主要原因是：①氣流實(shí)際狀況與理想狀況不同導(dǎo)致總壓恢復(fù)系數(shù)降低引起的推力損失；②進(jìn)氣道的阻力引起的阻力增大。

考慮推力損失后，實(shí)際推力與海平面最大靜推力的比例為Cram與(P1/P0)ref的乘積[5]：

(P1/P0)ref=1-0.075(M∞-1)1.35

(7)

Cram?1.35-0.15(M∞-1)

(8)

進(jìn)氣道的阻力估算公式可以表示為[5]：

(9)

式中，(P1/P0)ref表示由于總壓變化導(dǎo)致的推力損失系數(shù)，P0為理想狀況下總壓，P1為實(shí)際狀況下總壓，Cram表示由于進(jìn)氣道阻力引起的推力變化系數(shù)，Sinlet為進(jìn)氣道最大截面面積，Sref為進(jìn)氣道參考面積。

2.3 氣動(dòng)分析模塊

根據(jù)靶機(jī)外形參數(shù)和飛行條件參數(shù)，應(yīng)用氣動(dòng)分析程序DATCOM分析該設(shè)計(jì)方案的氣動(dòng)特性。DATCOM由美國(guó)空軍飛行力學(xué)實(shí)驗(yàn)室開(kāi)發(fā)[6-7]，該程序以飛行器試驗(yàn)數(shù)據(jù)和工程算法為基礎(chǔ)，建立了一套較完整的飛行器氣動(dòng)力計(jì)算方法。對(duì)于常規(guī)布局飛機(jī)，這一方法可以達(dá)到較好的精度。

在氣動(dòng)分析模塊中，通過(guò)編制接口程序，可將靶機(jī)的幾何參數(shù)轉(zhuǎn)換為DATCOM程序輸入文件所需的數(shù)據(jù)格式；然后調(diào)用DATCOM，得到計(jì)算結(jié)果的輸出文件；最后讀取輸出文件中的氣動(dòng)參數(shù)(包括升力、阻力、側(cè)向力、俯仰力矩、偏航力矩系數(shù)，動(dòng)導(dǎo)數(shù)，操作導(dǎo)數(shù)等)。根據(jù)讀取的這些氣動(dòng)數(shù)據(jù)繪制曲線，在用戶界面中顯示。

2.4重量估算

飛機(jī)各部件重量估算采用經(jīng)驗(yàn)公式法[5]。根據(jù)外形參數(shù)、飛行條件、布局形式，應(yīng)用經(jīng)驗(yàn)公式得到各個(gè)部件和分系統(tǒng)的重量估算值，進(jìn)而確定最大起飛重量(MTOW)。某些部件(如機(jī)翼)的重量與MTOW存在一定的比例關(guān)系，計(jì)算分系統(tǒng)重量也需要MTOW數(shù)據(jù)，因此，在估算重量時(shí)需要給定MTOW一個(gè)初始值，通過(guò)迭代求得滿足比例關(guān)系的MTOW。

2.5 性能計(jì)算

性能計(jì)算包括平飛需用推力、極限平飛速度、最大爬升率和快升速度、實(shí)用靜升限、上升時(shí)間和爬升距離、最遠(yuǎn)航程和最久航時(shí)、回收傘面積等?？梢罁?jù)上述各模塊計(jì)算出的幾何外形參數(shù)、氣動(dòng)分氣動(dòng)參數(shù)、推進(jìn)系統(tǒng)參數(shù)、重量參數(shù)為輸入，對(duì)性能進(jìn)行計(jì)算評(píng)估。

3 算例分析

本文以某典型靶機(jī)為例，驗(yàn)證本軟件的適應(yīng)性。靶機(jī)主要輸入?yún)?shù)見(jiàn)表1。在軟件的輸入?yún)?shù)界面中，輸入這些參數(shù)及其他相關(guān)參數(shù)后，即可在幾何外形顯示界面中顯示該靶機(jī)的三維外形模型，如圖3所示。

表1 靶機(jī)的主要輸入?yún)?shù)

圖3 靶機(jī)的三維外形幾何模型

在確認(rèn)了靶機(jī)幾何模型無(wú)誤后，在氣動(dòng)分析界面中啟動(dòng)氣動(dòng)分析功能鍵，可輸出以下結(jié)果：1)升力系數(shù)隨迎角的變化；2)阻力系數(shù)隨迎角的變化；3)配平所需升降舵偏角隨迎角的變化；4)升阻比隨升力系數(shù)的變化；5)配平所需副翼偏角隨滾轉(zhuǎn)角的變化；6)俯仰力矩隨迎角的變化。例如，升力系數(shù)隨迎角的變化如圖4所示。

圖4 升力系數(shù)隨迎角的變化

在重量估算界面中，可輸出該靶機(jī)各部件和系統(tǒng)的重量，見(jiàn)表2。

表2 靶機(jī)重量的估算結(jié)果 單位：kg

最后，在性能分析界面中啟動(dòng)性能分析功能鍵，軟件可輸出以下結(jié)果：1)各特征速度；2)飛行包線；3)爬升時(shí)間；4)最大航時(shí)；5)最大航程；6)遠(yuǎn)航速度；7)久航速度；8)平飛需用推力；9)使用升限；10)法向過(guò)載；11)回收傘面積。例如，各特征速度隨高度的變化如圖5所示。

圖5 各特征速度隨高度的變化

4 結(jié)束語(yǔ)

為了提高靶機(jī)概念方案設(shè)計(jì)的效率，本文開(kāi)發(fā)了一個(gè)靶機(jī)概念方案綜合分析軟件。該軟件包括由分析模塊、數(shù)據(jù)庫(kù)和用戶界面模塊組成。分析模塊包括方案定義、外形設(shè)計(jì)、氣動(dòng)分析、推進(jìn)系統(tǒng)、重量估算、性能分析模塊。為了使該軟件具有良好的數(shù)據(jù)可視化功能，采用了Matlab語(yǔ)言開(kāi)發(fā)該軟件。

用典型靶機(jī)概念方案測(cè)試該軟件的適應(yīng)性，測(cè)試結(jié)果表明：1)該軟件能快速地建立典型靶機(jī)概念方案的幾何模型，并能以數(shù)據(jù)或圖形方式輸出靶機(jī)概念方案的氣動(dòng)特性、重量特性及性能分析等，計(jì)算結(jié)果合理；2)該軟件有效地縮短了靶機(jī)概念方案綜合分析的時(shí)間，為靶機(jī)概念方案設(shè)計(jì)提供了一個(gè)快速有效的設(shè)計(jì)工具。