[发明专利]一种飞行器总体设计参数的确定方法及装置

权利要求书

1.一种飞行器总体设计参数的确定方法，其特征在于，包括：

确定飞行器的各个组成部分和每个组成部分包括的设计参数，所述飞行器由冲压发动机提供动力；

根据每个组成部分包括的设计参数分别构建与每个组成部分对应的参数模型；

根据所有参数模型确定飞行器总体设计模型，并按照预设的优化目标和遗传算法求解所述飞行器总体设计模型，得到所述优化目标对应的飞行器总体设计参数；

其中，所述参数模型至少包括：飞行器质量模型、飞行器气动模型、弹道参数模型和冲压发动机性能模型，所述冲压发动机性能模型中的设计参数至少包括：空燃比、补燃室压力、进气道参数和燃气发生器参数；

其中，所述按照预设的优化目标和遗传算法求解所述飞行器总体设计模型，得到所述优化目标对应的飞行器总体设计参数，包括：

按照灵敏度分析所述飞行器总体设计模型，得到第一模型和第二模型；

当所述优化目标为射程最大时，利用遗传算法求解所述第二模型，得到第一最优解；

将所述第一最优解作为所述第一模型的初始迭代值，并利用遗传算法求解所述第一模型，得到第二最优解；

将所述第二最优解作为射程最大对应的飞行器总体设计参数；

其中，所述第一模型的计算精度高于所述第二模型的计算精度。

2.根据权利要求1所述的飞行器总体设计参数的确定方法，其特征在于，所述飞行器质量模型的构建步骤包括：

确定所述飞行器的弹体组成部分和每个弹体组成部分的质量，并根据每个弹体组成部分的质量构建所述飞行器质量模型；

所述飞行器质量模型为：，表示飞行器的质量，表示采用等效厚度的壳体模型的机体质量，表示发动机的质量，表示有效载荷质量，表示弹翼或机翼的质量。

3.根据权利要求2所述的飞行器总体设计参数的确定方法，其特征在于，所述飞行器气动模型的构建步骤包括：

采用部件组合法构建所述飞行器气动模型；所述飞行器气动模型为：

其中，表示阻力系数；表示升力系数，表示空气密度，S表示参考面积，q表示动压头，X表示气动阻力，Y表示气动升力，V表示飞行速度。

4.根据权利要求3所述的飞行器总体设计参数的确定方法，其特征在于，所述弹道参数模型的构建步骤包括：

确定所述飞行器的弹道设计参数，并采用三自由度质点构建所述弹道参数模型，其中，所述弹道参数模型中的纵向运动方程组为：

其中，V表示飞行速度，m表示飞行器质量，F表示发动机推力，X表示气动阻力，Y表示气动升力，表示俯仰力矩，表示转动惯量，表示攻角，表示速度倾角，表示俯仰角，表示俯仰角速度，表示单位时间内燃料消耗量，表示飞行器射程，表示飞行器高度，t表示时间，g表示重力加速度。

5.根据权利要求1-4任意一项所述的飞行器总体设计参数的确定方法，其特征在于，所述冲压发动机性能模型的构建步骤包括：

确定所述冲压发动机的组成部分，所述冲压发动机的组成部分包括：燃气发生器、补燃室和进气道，所述进气道为两个二元进气道；

根据所述冲压发动机的组成部分计算发动机推力、发动机比冲、所述空燃比和所述补燃室压力；

构建包括所述发动机推力、所述发动机比冲、所述空燃比、所述补燃室压力、所述进气道参数、所述燃气发生器参数和所述冲压发动机的技术指标的所述冲压发动机性能模型；所述冲压发动机性能模型为：

其中，F表示发动机推力，表示燃料流量，所述燃料流量为所述燃气发生器参数，va表示来流空气速度，ve表示喷管出口速度，pe表示喷管出口静压，pa表示来流空气静压，Ae表示喷管出口面积；Is表示发动机比冲；表示空燃比，表示空气流量；表示进气道总压恢复系数，所述进气道总压恢复系数为所述进气道参数，表示进气道出口总压，表示来流空气总压；表示补燃室压力，表示补燃室总压恢复系数。