本技術(shù)涉及航空，特別地，涉及一種航空混合電飛機(jī)及推進(jìn)系統(tǒng)的變混合比設(shè)計(jì)方法。

背景技術(shù)：

1、與傳統(tǒng)動(dòng)力飛機(jī)、純電動(dòng)力飛機(jī)不同，航空渦軸混合電飛機(jī)的航程、重量、成本等參數(shù)還會(huì)受到混合比分配的影響，航空渦軸混合電推進(jìn)系統(tǒng)的混合比，是指飛機(jī)對(duì)電池系統(tǒng)的功率需求在總功率需求的占比，應(yīng)根據(jù)具體的應(yīng)用場(chǎng)景確定。

2、相比純電飛機(jī)，混合電飛機(jī)具有燃料能量密度高、航程長(zhǎng)的特點(diǎn)。但是，面對(duì)特殊的應(yīng)用場(chǎng)景，純電飛機(jī)同樣也具備應(yīng)用價(jià)值。在與純電飛機(jī)的競(jìng)爭(zhēng)中，混合電動(dòng)力系統(tǒng)的精細(xì)化設(shè)計(jì)成為關(guān)鍵，其中，功率混合比、發(fā)動(dòng)機(jī)選型是影響混合電動(dòng)力系統(tǒng)性能的重要參數(shù)。

3、而在現(xiàn)有的混合電設(shè)計(jì)分析中，對(duì)如何確定合適的混合比沒(méi)有提供切實(shí)的方法，一般僅對(duì)混合比不變的情況下的飛機(jī)性能進(jìn)行評(píng)價(jià)，沒(méi)有考慮到不同飛行階段混合比的可變?cè)O(shè)計(jì)。同時(shí)，在設(shè)計(jì)時(shí)，沒(méi)有建立飛機(jī)性能計(jì)算與發(fā)動(dòng)機(jī)性能數(shù)據(jù)的聯(lián)動(dòng)一體化模型，一般是通過(guò)假設(shè)目標(biāo)發(fā)動(dòng)機(jī)開(kāi)展推進(jìn)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)，沒(méi)有考慮到如何快速?gòu)默F(xiàn)有發(fā)動(dòng)機(jī)中選擇合適的發(fā)動(dòng)機(jī)。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、本技術(shù)提供了一種航空混合電飛機(jī)及推進(jìn)系統(tǒng)的變混合比設(shè)計(jì)方法，以解決現(xiàn)有的混合電設(shè)計(jì)分析中沒(méi)有提供最優(yōu)混合比確定方法、無(wú)法進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)快速選型的技術(shù)問(wèn)題。

2、本技術(shù)通過(guò)如下方案實(shí)現(xiàn)：

3、一種航空混合電飛機(jī)及推進(jìn)系統(tǒng)的變混合比設(shè)計(jì)方法，包括步驟：

4、s1、將飛機(jī)任務(wù)剖面劃分為起飛、爬升、巡航、下降、著陸復(fù)飛階段的基礎(chǔ)上，建立混合電飛機(jī)與推進(jìn)系統(tǒng)的聯(lián)動(dòng)一體化設(shè)計(jì)模型，所述混合電飛機(jī)與推進(jìn)系統(tǒng)的聯(lián)動(dòng)一體化設(shè)計(jì)模型包括飛機(jī)最大起飛重量計(jì)算式、混合電飛機(jī)空機(jī)重量系數(shù)計(jì)算式、燃油重量系數(shù)計(jì)算式、儲(chǔ)能系統(tǒng)重量系數(shù)計(jì)算式、各飛行階段飛機(jī)功率需求計(jì)算式、混合推進(jìn)系統(tǒng)用發(fā)動(dòng)機(jī)的重量計(jì)算式、各階段發(fā)動(dòng)機(jī)耗油率計(jì)算式、電氣部件重量計(jì)算式、推進(jìn)系統(tǒng)重量計(jì)算式；

5、s2、聯(lián)立所述混合電飛機(jī)與推進(jìn)系統(tǒng)的聯(lián)動(dòng)一體化設(shè)計(jì)模型中的各計(jì)算式，輸入應(yīng)用場(chǎng)景要求，確定不同應(yīng)用場(chǎng)景下飛機(jī)及推進(jìn)系統(tǒng)參數(shù)，所述飛機(jī)及推進(jìn)系統(tǒng)參數(shù)包括最大起飛重量、混合推進(jìn)系統(tǒng)用發(fā)動(dòng)機(jī)最大功率能力、各電氣部件重量、燃油重量和儲(chǔ)能系統(tǒng)重量，所述應(yīng)用場(chǎng)景要求包括載重、航程、巡航高度、各階段的飛行速度、爬升率、下降率；

6、s3、通過(guò)改變不同應(yīng)用場(chǎng)景下起飛階段、爬升階段的混合比，優(yōu)化確定不同應(yīng)用場(chǎng)景下最大起飛重量和單位商載每公里動(dòng)力成本均處于最低水平時(shí)對(duì)應(yīng)的混合比，為開(kāi)展動(dòng)力成本評(píng)估、飛機(jī)成本評(píng)估工作提供輸入，實(shí)現(xiàn)航空混合電飛機(jī)及推進(jìn)系統(tǒng)的最優(yōu)設(shè)計(jì)，為飛機(jī)的動(dòng)力選型提供依據(jù)。

7、進(jìn)一步地，步驟s1中，所述飛機(jī)最大起飛重量計(jì)算式具體為：

8、；

9、?(1)；

10、式中： w 0為飛機(jī)最大起飛重量； w e為空機(jī)重量； w cp為載重； w f為燃油重量； w b為儲(chǔ)能系統(tǒng)重量； w p為推進(jìn)系統(tǒng)重量；

11、根據(jù)式（1），可以得到如下公式：

12、；

13、(2)；

14、式中： w0為最大起飛重量系數(shù)，為空機(jī)重量系數(shù)；為燃油重量系數(shù)；為儲(chǔ)能系統(tǒng)重量系數(shù)；為推進(jìn)系統(tǒng)重量系數(shù)。

15、進(jìn)一步地，所述混合電飛機(jī)空機(jī)重量系數(shù)計(jì)算式具體為：

16、；

17、?(3)；式中： ?a、 c取值分別為1.4、-0.1； k vs與飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)有關(guān)，根據(jù)現(xiàn)有飛機(jī)數(shù)據(jù)進(jìn)行修正， w g， tra為傳統(tǒng)發(fā)動(dòng)機(jī)重量。

18、進(jìn)一步地，所述燃油重量系數(shù)計(jì)算式根據(jù)飛行高度、速度任務(wù)參數(shù)，結(jié)合飛機(jī)功重比、升阻比以及發(fā)動(dòng)機(jī)耗油率，分別確定不同階段燃油消耗引起的飛機(jī)重量變化系數(shù)綜合得到，具體包括步驟：

19、計(jì)算起飛階段重量變化系數(shù)：

20、；

21、?(4)；

22、式中： w 1為飛機(jī)起飛階段結(jié)束時(shí)的重量； p m為飛機(jī)起飛階段功重比； sfc to為飛機(jī)起飛階段耗油率，來(lái)自于總體性能仿真模型計(jì)算結(jié)果； η g2 p為發(fā)動(dòng)機(jī)至螺旋槳的能量轉(zhuǎn)換效率； hp to為起飛階段混合比；

23、計(jì)算爬升階段重量變化系數(shù)：

24、；

25、(5)；

26、式中： w 2為飛機(jī)起飛階段結(jié)束時(shí)的重量； h為飛機(jī)爬升高度； v vcl為飛機(jī)爬升率； ld cl為飛機(jī)爬升階段升阻比； v cl為飛機(jī)爬升階段飛行速度； sfc cl為飛機(jī)爬升階段耗油率，來(lái)自于總體性能仿真模型計(jì)算結(jié)果； η p為螺旋槳效率； hp cl為爬升階段混合比；

27、計(jì)算巡航階段重量變化系數(shù)：

28、；

29、(6)；

30、式中： w 3為飛機(jī)巡航階段結(jié)束時(shí)的重量； r cr為巡航航程； v cr為巡航速度； ?ld cr為飛機(jī)巡航階段升阻比； sfc cr為飛機(jī)巡航階段耗油率，來(lái)自于總體性能仿真模型計(jì)算結(jié)果；

31、計(jì)算下降階段重量變化系數(shù)：

32、；

33、?(7)；

34、式中， w 4為飛機(jī)下降階段結(jié)束時(shí)的重量； v vdec為飛機(jī)下降率； ld dec為飛機(jī)下降階段升阻比； v dec為飛機(jī)下降階段飛行速度； sfc dec為飛機(jī)下降階段耗油率，來(lái)自于總體性能仿真模型計(jì)算結(jié)果；

35、計(jì)算著陸/復(fù)飛階段重量變化系數(shù)：

36、著陸/復(fù)飛階段的功率需求與起飛階段相同，著陸/復(fù)飛階段的重量變化系數(shù)，參照起飛階段確定；

37、求取燃油重量系數(shù)計(jì)算式：

38、根據(jù)各階段的重量變化系數(shù)，考慮1.06倍的余油系數(shù)，確定飛機(jī)燃油重量系數(shù)為：

39、；

40、(8)；

41、式中，為著陸/復(fù)飛階段重量變化系數(shù)。

42、進(jìn)一步地，所述儲(chǔ)能系統(tǒng)重量系數(shù)計(jì)算式通過(guò)如下步驟求得：

43、計(jì)算起飛階段儲(chǔ)能系統(tǒng)重量系數(shù)：

44、；

45、(9)；

46、式中： w bto為起飛階段儲(chǔ)能系統(tǒng)重量需求； t to為飛機(jī)起飛階段時(shí)間； η b2 p為儲(chǔ)能系統(tǒng)至螺旋槳的能量轉(zhuǎn)換效率； e sb為儲(chǔ)能系統(tǒng)能量密度；

47、計(jì)算爬升階段儲(chǔ)能系統(tǒng)重量系數(shù)：

48、；

49、(10)；

50、計(jì)算巡航階段儲(chǔ)能系統(tǒng)重量系數(shù)：

51、；

52、?(11)；

53、計(jì)算下降階段儲(chǔ)能系統(tǒng)重量系數(shù)：

54、下降階段發(fā)動(dòng)機(jī)不停車，僅由發(fā)動(dòng)機(jī)提供功率，儲(chǔ)能系統(tǒng)不工作，下降階段儲(chǔ)能系統(tǒng)重量系數(shù)=0?；

55、計(jì)算著陸/復(fù)飛階段儲(chǔ)能系統(tǒng)重量系數(shù)：

56、著陸/復(fù)飛階段儲(chǔ)能系統(tǒng)重量系數(shù)，參照起飛階段確定；

57、求取儲(chǔ)能系統(tǒng)重量系數(shù)：

58、根據(jù)各階段的儲(chǔ)能系統(tǒng)重量系數(shù)，考慮20%的不可用電量，確定儲(chǔ)能系統(tǒng)重量系數(shù)的合計(jì)值，同時(shí)，在計(jì)算儲(chǔ)能系統(tǒng)重量系數(shù)時(shí)，兼顧功率對(duì)儲(chǔ)能系統(tǒng)的要求：

59、；

60、(12)；

61、式中：為下降階段儲(chǔ)能系統(tǒng)重量系數(shù)；為著陸/復(fù)飛階段儲(chǔ)能系統(tǒng)重量系數(shù)。

62、進(jìn)一步地，各飛行階段飛機(jī)功率需求計(jì)算式包括：

63、起飛階段功率計(jì)算：

64、由飛機(jī)最大起飛重量、飛機(jī)功重比，計(jì)算起飛階段功率：

65、；

66、(13)；

67、爬升階段功率計(jì)算：

68、；

69、(14)；

70、巡航階段功率計(jì)算：

71、；

72、(15)；

73、下降階段功率計(jì)算：

74、；

75、(16)；

76、著陸/復(fù)飛階段功率計(jì)算：

77、著陸/復(fù)飛階段的功率需求與起飛階段相同，參照起飛階段功率計(jì)算確定。

78、進(jìn)一步地，混合推進(jìn)系統(tǒng)用發(fā)動(dòng)機(jī)的重量計(jì)算式通過(guò)如下步驟求得：

79、建立現(xiàn)有渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)的功率-重量關(guān)系表，所述功率是指發(fā)動(dòng)機(jī)海平面、標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下的最大功率能力；

80、確定傳統(tǒng)發(fā)動(dòng)機(jī)的重量：

81、根據(jù)各階段的功率，計(jì)算傳統(tǒng)發(fā)動(dòng)機(jī)的最大功率需求，具體公式如下：

82、；

83、(17)；

84、式中： α為發(fā)動(dòng)機(jī)功率高度衰減系數(shù)，取值為0.9～0.95/km； β為發(fā)動(dòng)機(jī)功率裕度系數(shù)，取值為0.7～0.8； η re為渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)減速器的效率，取值為0.985～0.99；

85、根據(jù)最大功率需求、現(xiàn)有渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)的功率-重量關(guān)系表，按最大功率能力不低于功率需求的條件，確定關(guān)系表中最大功率能力最小的發(fā)動(dòng)機(jī)，作為傳統(tǒng)發(fā)動(dòng)機(jī)，進(jìn)而獲得傳統(tǒng)發(fā)動(dòng)機(jī)重量的計(jì)算公式為：

86、；

87、?(18)；

88、式中： ?n為飛機(jī)上傳統(tǒng)發(fā)動(dòng)機(jī)的數(shù)量，根據(jù)現(xiàn)有飛機(jī)的統(tǒng)計(jì)情況，建立發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)量與飛機(jī)起飛重量的關(guān)系； w g， tra，0為單個(gè)傳統(tǒng)發(fā)動(dòng)機(jī)的重量； λ為減速器重量增加系數(shù)，取值為1.25～1.35；

89、確定混合推進(jìn)系統(tǒng)用發(fā)動(dòng)機(jī)的重量：

90、根據(jù)各階段發(fā)動(dòng)機(jī)的功率，計(jì)算混合推進(jìn)系統(tǒng)用發(fā)動(dòng)機(jī)的最大功率需求，具體公式如下：

91、；

92、(19)；

93、根據(jù)最大功率需求、現(xiàn)有渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)的功率-重量關(guān)系表，按最大功率能力不低于功率需求的條件，確定關(guān)系表中滿足最大功率能力最小的發(fā)動(dòng)機(jī)，作為混合推進(jìn)系統(tǒng)用發(fā)動(dòng)機(jī)，進(jìn)而獲得混合推進(jìn)系統(tǒng)用發(fā)動(dòng)機(jī)的重量。

94、進(jìn)一步地，各階段發(fā)動(dòng)機(jī)耗油率通過(guò)如下步驟獲得：

95、建立現(xiàn)有各規(guī)格渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)在不同高度下的功率-耗油率關(guān)系表；

96、根據(jù)確定的混合推進(jìn)系統(tǒng)用發(fā)動(dòng)機(jī)，選擇對(duì)應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)的功率-油耗關(guān)系表；根據(jù)功率-油耗關(guān)系表和不同飛行階段的高度，通過(guò)線性插值，獲得各飛行階段對(duì)應(yīng)高度的功率-油耗關(guān)系表，確定某一功率的耗油率時(shí)，具體公式為：

97、；

98、?(20)；

99、式中： sfc i為原有功率-耗油率關(guān)系表中，臨近但低于當(dāng)前飛行階段高度的發(fā)動(dòng)機(jī)功率-耗油率關(guān)系； sfc i+1為原有功率-耗油率關(guān)系表中，臨近但高于當(dāng)前飛行階段高度的發(fā)動(dòng)機(jī)功率-耗油率關(guān)系； h i為原有功率-耗油率關(guān)系表中，臨近但低于當(dāng)前飛行階段高度的高度； ?h i+1為原有功率-耗油率關(guān)系表中，臨近但高于當(dāng)前飛行階段高度的高度； h fly為當(dāng)前飛行階段高度；

100、根據(jù)計(jì)算的各階段飛機(jī)功率需求，確定混合推進(jìn)系統(tǒng)用發(fā)動(dòng)機(jī)的各階段功率，計(jì)算公式如下：

101、；

102、?(21)；

103、式中： p j為當(dāng)前階段飛機(jī)功率需求； hp j為當(dāng)前階段混合比；

104、利用當(dāng)前階段高度的功率-耗油率關(guān)系、混合推進(jìn)系統(tǒng)用發(fā)動(dòng)機(jī)功率，通過(guò)線性插值，獲得當(dāng)前飛行階段的耗油率，計(jì)算公式如下：

105、；

106、?(22)；

107、式中： sfc j,k為當(dāng)前飛行階段對(duì)應(yīng)高度的功率-耗油率關(guān)系中，臨近但低于當(dāng)前飛行階段功率的耗油率； sfc j,k+1為當(dāng)前飛行階段對(duì)應(yīng)高度的功率-耗油率關(guān)系中，臨近但高于當(dāng)前飛行階段功率的耗油率； p j,k為當(dāng)前飛行階段對(duì)應(yīng)高度的功率-耗油率關(guān)系中，臨近但低于當(dāng)前飛行階段功率的功率； p j,k+1為當(dāng)前飛行階段對(duì)應(yīng)高度的功率-耗油率關(guān)系中，臨近但高于當(dāng)前飛行階段高度的高度；

108、在獲得各階段的耗油率后，代入燃油重量系數(shù)計(jì)算式的各階段公式中，用于燃油重量系數(shù)計(jì)算。

109、進(jìn)一步地，電氣部件重量計(jì)算式通過(guò)如下步驟獲得：

110、各電氣部件的重量與其功率等級(jí)相關(guān)，選擇起飛、爬升、巡航階段的功率最大值，考慮沿程效率，獲得各電器部件的名義功率，最后根據(jù)電氣部件的功重比，獲得各電氣部件的重量，其中，發(fā)電機(jī)的重量計(jì)算如下：

111、；

112、(23)；

113、式中： η al2p為發(fā)電機(jī)至螺旋槳的能量轉(zhuǎn)換效率； ρ al為發(fā)電機(jī)功率密度。

114、進(jìn)一步地，推進(jìn)系統(tǒng)重量計(jì)算式具體為：

115、在確定混合推進(jìn)系統(tǒng)用發(fā)動(dòng)機(jī)的重量、各電氣部件重量后，獲得推進(jìn)系統(tǒng)重量：

116、；

117、(24)；

118、式中： w engine為混合推進(jìn)系統(tǒng)用發(fā)動(dòng)機(jī)的重量； w elec,l為不同電氣部件的重量。

119、相比現(xiàn)有技術(shù)，本技術(shù)具有以下有益效果：

120、本技術(shù)提供了一種航空混合電飛機(jī)及推進(jìn)系統(tǒng)的變混合比設(shè)計(jì)方法，該方法在將飛機(jī)任務(wù)剖面劃分為起飛、爬升、巡航、下降、著陸復(fù)飛階段的基礎(chǔ)上，通過(guò)在起飛、爬升等大功率階段配置不同的合適混合比，以實(shí)現(xiàn)航空混合電飛機(jī)及推進(jìn)系統(tǒng)的最優(yōu)設(shè)計(jì)；本技術(shù)通過(guò)建立混合電飛機(jī)與推進(jìn)系統(tǒng)的聯(lián)動(dòng)一體化設(shè)計(jì)模型，可以根據(jù)不同的使用場(chǎng)景，利用現(xiàn)有渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)品，如現(xiàn)有渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)的功率-油耗特性，實(shí)現(xiàn)了基于現(xiàn)有渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)開(kāi)展混合電系統(tǒng)設(shè)計(jì)的目的，本技術(shù)提供了根據(jù)不同使用場(chǎng)景開(kāi)展混合電飛機(jī)設(shè)計(jì)的策略，實(shí)現(xiàn)最低的推進(jìn)系統(tǒng)成本，并盡可能降低飛行器重量，同時(shí)為飛行器開(kāi)展成本評(píng)估、動(dòng)力選擇提供了科學(xué)準(zhǔn)確的依據(jù)。

121、除了上面所描述的目的、特征和優(yōu)點(diǎn)之外，本技術(shù)還有其它的目的、特征和優(yōu)點(diǎn)。下面將參照?qǐng)D，對(duì)本技術(shù)作進(jìn)一步詳細(xì)的說(shuō)明。