一種飛機(jī)二次能源的優(yōu)化方法及評(píng)估系統(tǒng)的制作方法
【專利摘要】一種飛機(jī)二次能源的優(yōu)化方法及評(píng)估工具，采用“自上而下”基于飛機(jī)需求分解對(duì)飛機(jī)各系統(tǒng)建模并分析；定義系統(tǒng)接口，明確各系統(tǒng)間的能量交互情況，針對(duì)綜合能量系統(tǒng)體系架構(gòu)給出建立系統(tǒng)能量模型的優(yōu)化方案；本方法實(shí)現(xiàn)了飛機(jī)系統(tǒng)的一體化設(shè)計(jì)。把飛機(jī)機(jī)載系統(tǒng)的設(shè)計(jì)集成化。從人機(jī)界面輸入飛機(jī)級(jí)的頂層參數(shù)，可對(duì)機(jī)載系統(tǒng)需求進(jìn)行自頂向下的分解，從而得到個(gè)子系統(tǒng)的需求。所開發(fā)的各子系統(tǒng)能量流模型，可計(jì)算飛機(jī)在指定包線下的能量消耗。在此基礎(chǔ)上完成飛機(jī)能量的進(jìn)一步優(yōu)化。飛機(jī)二次能源評(píng)估工具，用于飛機(jī)初始設(shè)計(jì)階段，也可用于現(xiàn)有機(jī)型的改型。用戶界面實(shí)用，便捷，可操作，可擴(kuò)展。實(shí)現(xiàn)飛機(jī)二次能量的優(yōu)化設(shè)計(jì)，減低油耗，減輕飛機(jī)重量。
【專利說明】
-種飛機(jī)二次能源的優(yōu)化方法及評(píng)估系統(tǒng)
技術(shù)領(lǐng)域
[0001] 本發(fā)明屬于民用飛機(jī)多電/機(jī)電系統(tǒng)設(shè)計(jì)領(lǐng)域，具體設(shè)及一種飛機(jī)二次能源的優(yōu) 化方法及評(píng)估系統(tǒng)。
【背景技術(shù)】
[0002] 多電二次能源系統(tǒng)對(duì)飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)能量的提取直接影響到飛機(jī)的燃油效率?，F(xiàn)有飛 機(jī)二次能量的提取基于各子系統(tǒng)（電能，氣壓能，液壓能)最大需求量的估計(jì)，二次能源系統(tǒng) 對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)軸功率的提取沒有定量化，是不精確，也是不經(jīng)濟(jì)的；同時(shí)能量的提取沒有按照飛 機(jī)運(yùn)行不同包線下的能量需求進(jìn)行估算。最終導(dǎo)致二次能源系統(tǒng)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)軸功率提取的計(jì) 算與飛機(jī)真實(shí)運(yùn)行中所需的能耗相差很大，對(duì)發(fā)電機(jī)W及發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)冗余過大，造成飛 機(jī)重量增加，油耗過高。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003] 為解決上述為題，本發(fā)明提出一種飛機(jī)二次能源的優(yōu)化方法及評(píng)估系統(tǒng)，旨在優(yōu) 化二次能源的利用，通過建立機(jī)載系統(tǒng)能量流模型，在飛機(jī)的運(yùn)行包線下實(shí)現(xiàn)二次能源的 綜合評(píng)估與計(jì)算。
[0004] 為實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明采用W下技術(shù)方案：
[0005] -種飛機(jī)二次能源的優(yōu)化方法，所述飛機(jī)二次能源的優(yōu)化方法根據(jù)飛機(jī)頂層需求 的特性參數(shù)，分解后得到系統(tǒng)級(jí)特性參數(shù)，根據(jù)系統(tǒng)級(jí)特性參數(shù)將各系統(tǒng)的需求參數(shù)建立 數(shù)字模型，并根據(jù)各系統(tǒng)之間的接口建立能量流模型，通過對(duì)機(jī)載各子系統(tǒng)的能量需求進(jìn) 行分析，得出不同飛行包線下各子系統(tǒng)所需能量。
[0006] 進(jìn)一步的，所述方法包括W下步驟：
[0007] 步驟1:將飛機(jī)頂層需求分解并對(duì)分解后的飛機(jī)各系統(tǒng)建模分析；
[000引步驟2:定義系統(tǒng)接口，確定各系統(tǒng)間的能量交互情況，針對(duì)綜合能量系統(tǒng)體系架 構(gòu)建立優(yōu)化的能量流模型。
[0009] 進(jìn)一步的，所述步驟1包括:預(yù)設(shè)計(jì)階段和性能分析階段。
[0010] 進(jìn)一步的，所述預(yù)設(shè)計(jì)階段具體如下：
[0011] (1)分解飛機(jī)級(jí)的頂層需求，包括:飛行任務(wù)、乘客數(shù)量和幾何尺寸，基于上述頂層 需求在備選的能量消耗系統(tǒng)架構(gòu)方案中選擇滿足要求的能耗系統(tǒng)方案，同時(shí)采取能耗累加 計(jì)算得出各能耗系統(tǒng)的最大功率需求即裝機(jī)功率.
[0012] (2)分配系統(tǒng)的架構(gòu)方案W及裝機(jī)功率，基于上述能耗系統(tǒng)功率需求的不同種類 和量級(jí)選擇能量轉(zhuǎn)換與分配系統(tǒng)的架構(gòu)方案W及裝機(jī)功率；
[0013] (3)計(jì)算各系統(tǒng)的重量，得出能量生成系統(tǒng)需要產(chǎn)生的功率種類和數(shù)量，進(jìn)而根據(jù) 裝機(jī)功率基于經(jīng)驗(yàn)數(shù)據(jù)W及設(shè)計(jì)參數(shù)得到各系統(tǒng)的重量，得到各系統(tǒng)的架構(gòu)、裝機(jī)功率W 及重量參數(shù)。
[0014] 進(jìn)一步的，所述性能分析階段具體如下：
[0015] 通過建立的數(shù)字化模型評(píng)估各系統(tǒng)的性能、實(shí)際功率消耗與能量損耗，針對(duì)不同 架構(gòu)，將飛機(jī)功率消耗、重量、附帶阻力因數(shù)，折算到飛機(jī)的燃油損失，計(jì)算得出完成飛行任 務(wù)需要消耗的燃油量。
[0016] 進(jìn)一步的，所述步驟2具體如下：
[0017] (1)建立交聯(lián)網(wǎng)絡(luò)W確定接口連接和相關(guān)參數(shù)值，在利用其進(jìn)行綜合系統(tǒng)的建模 時(shí)，分析各系統(tǒng)之間的交聯(lián)關(guān)系，基于傳統(tǒng)能量架構(gòu)建立交聯(lián)網(wǎng)絡(luò)，W此確定在綜合模型中 的各系統(tǒng)模塊之間的能量接口連接和相關(guān)參數(shù)的賦值；
[0018] (2)方案對(duì)比確定最終能量流模型，根據(jù)飛機(jī)系統(tǒng)方案確定系統(tǒng)配置參數(shù)，通過上 述過程的不斷修改、調(diào)整與迭代計(jì)算，對(duì)不同系統(tǒng)架構(gòu)和參數(shù)設(shè)置下的系統(tǒng)性能進(jìn)行對(duì)比， 從而得到能量系統(tǒng)架構(gòu)較優(yōu)化的能量流模型最終方案。
[0019] 進(jìn)一步的，所述飛機(jī)系統(tǒng)方案包括:航程、載客量、飛機(jī)幾何尺寸、系統(tǒng)架構(gòu)。
[0020] -種飛機(jī)二次能源的評(píng)估系統(tǒng)，采用如上所述的方法，所述評(píng)估系統(tǒng)包括:用戶接 口模塊和能量流分析模塊。
[0021] 進(jìn)一步的，所述用戶接口模塊對(duì)相關(guān)參數(shù)的選擇與定義，并將能量流分析模塊計(jì) 算結(jié)果的分析與顯示。
[0022] 進(jìn)一步的，所述能量流分析模塊包括:飛機(jī)級(jí)參數(shù)定義模塊、飛行性能計(jì)算模塊和 飛機(jī)能量流計(jì)算模塊；
[0023] 所述飛機(jī)級(jí)參數(shù)定義模塊，從所述用戶接口模塊獲取相關(guān)參數(shù)的賦值，作為飛機(jī) 能量計(jì)流計(jì)算模塊的輸入條件；
[0024] 所述飛行性能計(jì)算模塊，根據(jù)所述飛機(jī)能量系統(tǒng)提供的重量和阻力參數(shù)，計(jì)算得 出完成飛行任務(wù)需要提供的推力，并計(jì)算得出實(shí)際的任務(wù)燃油消耗量；
[0025] 所述飛機(jī)能量流計(jì)算模塊，對(duì)飛機(jī)能量系統(tǒng)預(yù)設(shè)計(jì)W及進(jìn)行性能分析計(jì)算。
[0026] 本發(fā)明有益之處在于，本方法實(shí)現(xiàn)了飛機(jī)系統(tǒng)的一體化設(shè)計(jì)。首次把飛機(jī)機(jī)載系 統(tǒng)的設(shè)計(jì)集成化。從人機(jī)界面輸入飛機(jī)級(jí)的頂層參數(shù)，即可對(duì)機(jī)載系統(tǒng)需求進(jìn)行自頂向下 的分解，從而得到個(gè)子系統(tǒng)的需求。利用所開發(fā)的各子系統(tǒng)能量流模型，可W計(jì)算飛機(jī)在指 定包線下的能量消耗。在此基礎(chǔ)上完成飛機(jī)能量的進(jìn)一步優(yōu)化。并開發(fā)設(shè)計(jì)了簡便易用的 設(shè)計(jì)軟件及界面。開發(fā)的工具可用于飛機(jī)的初始設(shè)計(jì)階段，也可用于現(xiàn)有機(jī)型的改型。用戶 界面實(shí)用，便捷，可操作，可擴(kuò)展。實(shí)現(xiàn)飛機(jī)二次能量的優(yōu)化設(shè)計(jì)，減低油耗，減輕飛機(jī)重量。
【附圖說明】
[0027] 圖1為能量流模型搭建流程圖；
[0028] 圖2能量系統(tǒng)架構(gòu)下各系統(tǒng)之間的交聯(lián)關(guān)系圖；
[0029] 圖3評(píng)估系統(tǒng)架構(gòu)示意圖。
【具體實(shí)施方式】
[0030] 為了使本發(fā)明的目的、技術(shù)方案及優(yōu)點(diǎn)更加清楚明白，W下結(jié)合附圖及實(shí)施例，對(duì) 本發(fā)明進(jìn)行進(jìn)一步詳細(xì)描述。應(yīng)當(dāng)理解，此處所描述的具體實(shí)施例僅僅用于解釋本發(fā)明，并 不用于限定本發(fā)明。
[0031] 相反，本發(fā)明涵蓋任何由權(quán)利要求定義的在本發(fā)明的精髓和范圍上做的替代、修 改、等效方法W及方案。進(jìn)一步，為了使公眾對(duì)本發(fā)明有更好的了解，在下文對(duì)本發(fā)明的細(xì) 節(jié)描述中，詳盡描述了一些特定的細(xì)節(jié)部分。對(duì)本領(lǐng)域技術(shù)人員來說沒有運(yùn)些細(xì)節(jié)部分的 描述也可W完全理解本發(fā)明。
[0032] -種飛機(jī)二次能源的優(yōu)化方法，所述方法包括W下步驟：
[0033] 步驟1:采用"自上而下"的基于飛機(jī)頂層需求分解的建模方法，對(duì)飛機(jī)各系統(tǒng)即能 量消耗系統(tǒng)、能量轉(zhuǎn)換與分配系統(tǒng)和能量生成系統(tǒng)建模并分析:并根據(jù)飛機(jī)級(jí)的特性參數(shù)， 分解后得到系統(tǒng)級(jí)特性參數(shù)，根據(jù)系統(tǒng)級(jí)特性參數(shù)將各系統(tǒng)的需求參數(shù)建立數(shù)字模型。并 根據(jù)各系統(tǒng)之間的接口建立能量流模型，通過對(duì)機(jī)載各子系統(tǒng)(環(huán)控系統(tǒng)、防除冰系統(tǒng)、燃 油系統(tǒng)、飛控系統(tǒng)、起落架系統(tǒng)、氣源系統(tǒng)、液壓系統(tǒng)、電源系統(tǒng)、發(fā)電機(jī)、APU等)的能量需求 進(jìn)行分析，得出不同飛行包線下對(duì)各子系統(tǒng)所需能量。
[0034] 基于對(duì)裝機(jī)功率和實(shí)際消耗功率的定義，將能量流模型的搭建過程分為系統(tǒng)預(yù)設(shè) 計(jì)階段和性能評(píng)估階段。運(yùn)種架構(gòu)設(shè)計(jì)可W清晰的得出裝機(jī)功率;和實(shí)際消耗功率之間的 關(guān)系，W此作為優(yōu)化系統(tǒng)架構(gòu)，降低裝機(jī)功率，進(jìn)而降低飛機(jī)能量系統(tǒng)整體質(zhì)量和能耗的基 礎(chǔ)。具體架構(gòu)設(shè)計(jì)W及各環(huán)節(jié)之間的相互關(guān)系如圖1所示。
[0035] 通過圖1所示的建模過程與分析，輔W參數(shù)化的各環(huán)節(jié)的數(shù)字模型，可方便快捷的 對(duì)某單個(gè)飛機(jī)能量系統(tǒng)變化帶來的傳導(dǎo)影響進(jìn)行定性和定量的分析?；谶\(yùn)種分析能力， 即可通過對(duì)飛機(jī)能量系統(tǒng)架構(gòu)及設(shè)計(jì)參數(shù)進(jìn)行迭代調(diào)節(jié)，W得到能量利用效率較優(yōu)的系統(tǒng) 方案。關(guān)于系統(tǒng)預(yù)設(shè)計(jì)和性能評(píng)估過程的具體任務(wù)分工，如下所示。
[0036] a)預(yù)設(shè)計(jì)階段
[0037] (1)始于飛機(jī)級(jí)的頂層需求(飛行任務(wù)、乘客數(shù)量和幾何尺寸等），首先基于運(yùn)些需 求在備選的能量消耗系統(tǒng)架構(gòu)方案中挑選滿足要求的能耗系統(tǒng)方案，采用能耗系統(tǒng)累加， 如電能、液壓能、氣能等同時(shí)計(jì)算得出各能耗系統(tǒng)的最大功率需求(即裝機(jī)功率）；
[0038] (2)基于運(yùn)些功率需求的種類和量級(jí)選擇能量轉(zhuǎn)換與分配系統(tǒng)的架構(gòu)方案W及裝 機(jī)功率；
[0039] (3)最后得出能量生成系統(tǒng)需要產(chǎn)生的功率種類和數(shù)量。通過上述過程，可W得到 一個(gè)完整的飛機(jī)能量系統(tǒng)的架構(gòu)方案W及各系統(tǒng)的裝機(jī)功率。進(jìn)而根據(jù)裝機(jī)功率基于經(jīng)驗(yàn) 數(shù)據(jù)W及設(shè)計(jì)參數(shù)得到各系統(tǒng)的重量。運(yùn)樣就完成了飛機(jī)能量系統(tǒng)的預(yù)設(shè)計(jì)階段，得到了 各系統(tǒng)的架構(gòu)、裝機(jī)功率W及重量等參數(shù)。
[0040] b)性能分析階段
[0041] 經(jīng)過預(yù)設(shè)計(jì)階段得到飛機(jī)能量系統(tǒng)的架構(gòu)、裝機(jī)功率W及重量W后，即可通過建 立的數(shù)字化模型評(píng)估各系統(tǒng)的性能、實(shí)際功率消耗與能量損耗等。針對(duì)不同架構(gòu)，考慮飛機(jī) 功率消耗、重量、附帶阻力等因數(shù)，折算到飛機(jī)的燃油損失。在滿足系統(tǒng)設(shè)計(jì)需求的情況下， 燃油損失越小，系統(tǒng)性能越好。運(yùn)樣在進(jìn)行系統(tǒng)架構(gòu)的評(píng)估和優(yōu)化時(shí)，即可通過改變系統(tǒng)架 構(gòu)或者相關(guān)設(shè)計(jì)參數(shù)來觀察其帶來的影響和收益。為了在飛機(jī)級(jí)評(píng)估運(yùn)種調(diào)整帶來的影 響，需要一個(gè)飛行性能計(jì)算模塊，可W綜合飛機(jī)能量系統(tǒng)的功率消耗、重量、附帶阻力等因 素，計(jì)算得出完成飛行任務(wù)需要消耗的燃油量，進(jìn)而作為經(jīng)濟(jì)性評(píng)估的依據(jù)。
[0042] 步驟2:定義系統(tǒng)接口，確定各系統(tǒng)間的能量交互情況，針對(duì)綜合能量系統(tǒng)體系架 構(gòu)建立系統(tǒng)能量模型；
[0043] (1)基于上述完成的各飛機(jī)能量子系統(tǒng)的數(shù)字化模型，在利用其進(jìn)行綜合系統(tǒng)的 建模時(shí)，需要首先分析各系統(tǒng)之間的交聯(lián)關(guān)系，建立如圖2所示的交聯(lián)網(wǎng)絡(luò)(基于傳統(tǒng)能量 架構(gòu)），W此確定在綜合模型中的各系統(tǒng)模塊之間的能量接口連接和相關(guān)參數(shù)的賦值；
[0044] (2)根據(jù)飛機(jī)系統(tǒng)方案如航程、載客量、飛機(jī)幾何尺寸、系統(tǒng)架構(gòu)和方案等確定系 統(tǒng)配置參數(shù)，通過上述過程的不斷修改、調(diào)整與迭代計(jì)算，對(duì)不同系統(tǒng)架構(gòu)和參數(shù)設(shè)置下的 系統(tǒng)性能進(jìn)行對(duì)比，從而得到能量系統(tǒng)架構(gòu)較優(yōu)化的能量流模型最終方案。
[0045] -種飛機(jī)二次能源的評(píng)估系統(tǒng)，在預(yù)設(shè)計(jì)階段可得到飛機(jī)能量系統(tǒng)的重量，在性 能分析階段可得到實(shí)際消耗功率W及附帶產(chǎn)生的阻力，綜合W上兩個(gè)階段的輸出，即可對(duì) 飛機(jī)級(jí)的性能進(jìn)行評(píng)估。因此在能量流模型的搭建過程中，需要將運(yùn)兩個(gè)階段有機(jī)的結(jié)合 在一起，通過往復(fù)迭代得到優(yōu)化的飛機(jī)能量系統(tǒng)架構(gòu)方案。能量流模型的具體實(shí)現(xiàn)方式如 圖3所示。
[0046] 所述評(píng)估系統(tǒng)包括:用戶接口模塊和能量流分析模塊。
[0047] 所述用戶接口模塊，主要負(fù)責(zé)工程人員與能量流模型之間的數(shù)據(jù)交互，包括兩大 功能，一是相關(guān)參數(shù)的選擇與定義，二是能量流模型計(jì)算結(jié)果的分析與顯示。其中需要輸入 的參數(shù)包括:飛機(jī)級(jí)參數(shù)(如飛行任務(wù)包線、飛機(jī)外形尺寸、載客數(shù)、飛行特性、氣動(dòng)特性等 飛機(jī)級(jí)需求參數(shù)）、系統(tǒng)架構(gòu)方案選擇(如傳統(tǒng)能源架構(gòu)和多電能源架構(gòu)，甚至是全電能源 架構(gòu)的選擇)和能量流模型計(jì)算模式的選擇(執(zhí)行的系統(tǒng)預(yù)設(shè)計(jì)階段還是性能分析評(píng)估階 段)等。需要輸出和顯示的計(jì)算結(jié)果主要包括:飛機(jī)能量系統(tǒng)預(yù)設(shè)計(jì)結(jié)果(包括系統(tǒng)裝機(jī)功 率和重量等）、飛機(jī)在設(shè)定飛行任務(wù)下的實(shí)際功率消耗和發(fā)動(dòng)機(jī)的任務(wù)燃油消耗等。用戶接 口模塊通過與能量流模型之間的接口函數(shù)進(jìn)行數(shù)據(jù)交互，向模型中的變量進(jìn)行賦值，W及 讀取相關(guān)的計(jì)算結(jié)果等。
[0048] 所述能量流分析模塊主要負(fù)責(zé)能量流模型的具體計(jì)算工作，所述能量流分析模塊 包括:飛機(jī)級(jí)參數(shù)定義模塊、飛行性能計(jì)算模塊和飛機(jī)能量流計(jì)算模塊，所述飛機(jī)級(jí)參數(shù)定 義模塊主要負(fù)責(zé)從用戶接口模塊獲取相關(guān)參數(shù)的賦值，作為能量流模型計(jì)算的輸入條件。 飛行性能計(jì)算模塊主要根據(jù)飛機(jī)能量系統(tǒng)提供的重量和阻力等參數(shù)，計(jì)算得出完成飛行任 務(wù)需要提供的推力，W支持發(fā)動(dòng)機(jī)模塊計(jì)算得出實(shí)際的任務(wù)燃油消耗量。飛機(jī)能量流計(jì)算 模塊則主要負(fù)責(zé)飛機(jī)能量系統(tǒng)預(yù)設(shè)計(jì)W及性能分析等計(jì)算工作，具體計(jì)算時(shí)，依據(jù)從能量 消耗系統(tǒng)能量轉(zhuǎn)換與分配系統(tǒng)）能量生成系統(tǒng)的路徑，前面環(huán)節(jié)的計(jì)算結(jié)果作為后續(xù)環(huán)節(jié) 的輸入。
[0049] 在上述能量流模型分析工具具體運(yùn)行過程中，將遵照?qǐng)D1中所示的流程。首先，通 過用戶接口模塊對(duì)設(shè)及到的飛機(jī)級(jí)參數(shù)進(jìn)行定義與賦值。然后通過能量流計(jì)算模塊對(duì)飛機(jī) 能量系統(tǒng)進(jìn)行預(yù)設(shè)計(jì)，獲得各系統(tǒng)重量和裝機(jī)功率，并將相關(guān)計(jì)算結(jié)果輸出到用戶接口模 塊進(jìn)行顯示和后處理分析。之后，在用戶接口模塊點(diǎn)選性能分析選項(xiàng)，W之前通過預(yù)設(shè)計(jì)得 到的系統(tǒng)重量和裝機(jī)功率為基礎(chǔ)，對(duì)飛機(jī)能量系統(tǒng)在設(shè)定飛行任務(wù)下的實(shí)際功率消耗和燃 油消耗進(jìn)行計(jì)算，并將計(jì)算結(jié)果輸出到人機(jī)界面。通過上述過程的不斷修改、調(diào)整與迭代計(jì) 算，對(duì)不同系統(tǒng)架構(gòu)和參數(shù)設(shè)置下的系統(tǒng)性能進(jìn)行對(duì)比，從而得到能量系統(tǒng)架構(gòu)較優(yōu)化的 最終方案。
[0050] 本發(fā)明有益之處在于，本方法實(shí)現(xiàn)了飛機(jī)系統(tǒng)的一體化設(shè)計(jì)。首次把飛機(jī)機(jī)載系 統(tǒng)的設(shè)計(jì)集成化。從人機(jī)界面輸入飛機(jī)級(jí)的頂層參數(shù)，即可對(duì)機(jī)載系統(tǒng)需求進(jìn)行自頂向下 的分解，從而得到個(gè)子系統(tǒng)的需求。利用所開發(fā)的各子系統(tǒng)能量流模型，可W計(jì)算飛機(jī)在指 定包線下的能量消耗。在此基礎(chǔ)上完成飛機(jī)能量的進(jìn)一步優(yōu)化。并開發(fā)設(shè)計(jì)了簡便易用的 設(shè)計(jì)軟件及界面。開發(fā)的工具可用于飛機(jī)的初始設(shè)計(jì)階段，也可用于現(xiàn)有機(jī)型的改型。用戶 界面實(shí)用，便捷，可操作，可擴(kuò)展。實(shí)現(xiàn)飛機(jī)二次能量的優(yōu)化設(shè)計(jì)，減低油耗，減輕飛機(jī)重量。 [005U【實(shí)施例1】
[0052] 在模型計(jì)算之前，需對(duì)飛機(jī)級(jí)參數(shù)進(jìn)行定義，如表1所示。
[0053] 表1飛機(jī)級(jí)參數(shù)定義 [0化4]
[0化5]
[0056] 飛行任務(wù)剖面定義：
[0057] 之后對(duì)飛機(jī)的飛行任務(wù)剖面定義。
[005引飛行任務(wù)的具體定義如表2所示。
[0059]表2飛行任務(wù)階段定義
[0060]
[0061]
[0062] 氣壓能能耗計(jì)算：
[0063] 在發(fā)動(dòng)機(jī)引氣能源體系架構(gòu)下，氣源消耗系統(tǒng)的方案如下：
[0064] a)環(huán)控系統(tǒng)采用發(fā)動(dòng)機(jī)引氣方案；
[0065] b)機(jī)翼防除冰系統(tǒng)采用熱氣防冰方案；
[0066] C)燃油箱惰化系統(tǒng)使用發(fā)動(dòng)機(jī)引氣作為氣源；
[0067] d)發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)采用引氣起動(dòng)；
[0068] e)水/廢水采用發(fā)動(dòng)機(jī)引氣進(jìn)行增壓。
[0069] 在該系統(tǒng)架構(gòu)下，基于上述對(duì)飛機(jī)參數(shù)和任務(wù)剖面的定義，運(yùn)行模型計(jì)算可得各 飛行階段對(duì)氣能的最大需求。
[0070] 同時(shí)在全飛行包線下的氣能消耗流量需求。
[0071] 結(jié)合對(duì)氣能的最大需求和氣能消耗流量需求，可知：
[0072] a)發(fā)動(dòng)機(jī)引氣主要由環(huán)控系統(tǒng)和機(jī)翼防除冰系統(tǒng)消耗；
[0073] b)環(huán)控系統(tǒng)的發(fā)動(dòng)機(jī)引氣需求基本恒定，主要由人員新鮮空氣需求和熱載荷制冷 需求兩者中的較大者決定；
[0074] C)機(jī)翼防除冰系統(tǒng)的發(fā)動(dòng)機(jī)引氣需求主要集中在低空狀態(tài)，在高空巡航時(shí)，因?yàn)?空氣中含水量很低，不會(huì)造成結(jié)冰現(xiàn)象，因此對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)引氣無需求；
[0075] d)當(dāng)機(jī)翼防除冰系統(tǒng)工作時(shí)，其引氣需求量可占總需求的一半W上；
[0076] 燃油惰化系統(tǒng)的引氣需求相對(duì)于環(huán)控和防除冰系統(tǒng)較低，且集中于下降過程中。
[0077] 運(yùn)里僅列舉氣源系統(tǒng)W做說明，對(duì)于氣源系統(tǒng)而言，引氣流量、壓力和溫度等參數(shù) 主要由可能的負(fù)載系統(tǒng)（如環(huán)控系統(tǒng)、機(jī)翼防除冰系統(tǒng)、燃油箱惰化系統(tǒng)和液壓系統(tǒng)）的需 求決定。主發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)因不與其他系統(tǒng)同時(shí)工作，需求不疊加，此處不再討論。引氣氣源包 括發(fā)動(dòng)機(jī)、輔助動(dòng)力單元和地面氣源。氣源系統(tǒng)包括=大子系統(tǒng):發(fā)動(dòng)機(jī)引氣系統(tǒng)、輔助動(dòng) 力單元引氣系統(tǒng)W及引氣分配系統(tǒng)。對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)引氣系統(tǒng)而言，環(huán)控系統(tǒng)所需壓力是發(fā)動(dòng) 機(jī)引氣位置選擇的主要依據(jù)。一旦發(fā)動(dòng)機(jī)引氣位置確定，那么氣源系統(tǒng)的供氣特性，包括溫 度、壓力等輸入?yún)?shù)也就確定了。由于氣能分配貫穿整個(gè)飛機(jī)，為了保證在引氣泄露時(shí)，尤 其是當(dāng)輸氣管道爆裂時(shí)，不會(huì)對(duì)附近的結(jié)構(gòu)W及零件造成破壞，引氣溫度必須限制在某個(gè) 特定值W下。為了保證溫度控制機(jī)制，發(fā)動(dòng)機(jī)引氣在飛行任務(wù)的大部分時(shí)間里都必須進(jìn)行 冷卻，冷卻載荷由負(fù)載系統(tǒng)所需的引氣流量(除W可用的氣源數(shù)似及引氣口處的氣流溫度 決定。該功能可W通過使用預(yù)冷器(PCE)來實(shí)現(xiàn)，通常情況下PCE是氣-氣換熱器，被安裝在 發(fā)動(dòng)機(jī)吊架或發(fā)動(dòng)機(jī)短艙中，預(yù)冷器的主要設(shè)計(jì)指標(biāo)為最大熱負(fù)載W及最大安裝尺寸（臨 界安裝位置）。預(yù)冷器的冷媒為發(fā)動(dòng)機(jī)的風(fēng)扇氣流，引氣通道的設(shè)計(jì)需考慮壓力損失。
[0078] 在進(jìn)行引氣分配管路設(shè)計(jì)時(shí)，一種是自下而上的方法，首先根據(jù)負(fù)載系統(tǒng)來確定 供氣壓力，然后根據(jù)壓降預(yù)估值來確定引氣通道的直徑，最終確定發(fā)動(dòng)機(jī)的引氣位置;另一 種方法是，首先根據(jù)所需壓力和可用壓力之間的差異來確定引氣位置，進(jìn)而通過相應(yīng)的壓 降對(duì)引氣通道進(jìn)行設(shè)計(jì)。事實(shí)上，運(yùn)兩種方法是相輔相成的，只有通過在所需能量和可用能 量之間進(jìn)行閉環(huán)分析，才可能得到最優(yōu)的方案。引氣通道的設(shè)計(jì)還應(yīng)當(dāng)考慮通道內(nèi)的最大 流速W及安裝空間的限制，預(yù)冷器是主要的壓力損失部件，在設(shè)計(jì)中也應(yīng)予W考慮。壓力調(diào) 節(jié)閥用來將引氣壓力調(diào)節(jié)至目標(biāo)值(發(fā)動(dòng)機(jī)引氣口的壓力高于負(fù)載所需，尤其是在起飛和 爬升過程中）。
[0079] 關(guān)于APU引氣系統(tǒng)的設(shè)計(jì)，首先需要厘清操作規(guī)程。傳統(tǒng)的APU僅在地面W及發(fā)動(dòng) 機(jī)空中失效時(shí)才運(yùn)行，為了滿足負(fù)載系統(tǒng)的供氣要求(壓力、溫度和流量），APU引氣系統(tǒng)僅 僅包含用于分配引氣的一些管道和閥口，沒有預(yù)冷器和壓力調(diào)節(jié)閥等設(shè)備。
[0080] 考慮到氣源系統(tǒng)的一些潛在新型布局，在設(shè)計(jì)時(shí)可考慮W下幾種方案：
[0081] a)低壓引氣系統(tǒng)：如果環(huán)控系統(tǒng)可W在更低的引氣壓力下工作，那么引氣口的位 置就可W相應(yīng)地改變，并取消預(yù)冷器；
[0082] b巧APU引氣系統(tǒng)：如果APU(或地面)負(fù)載可采用電能來實(shí)現(xiàn)其功能，那么APU引氣 系統(tǒng)也可W取消；
[0083] C)無引氣系統(tǒng)：引氣系統(tǒng)完全取消。
[0084] 表3所示為氣源系統(tǒng)在進(jìn)行初步設(shè)計(jì)時(shí)需考慮的關(guān)鍵參數(shù)。
[0085] 表3氣源系統(tǒng)模型參數(shù)與能量接口
[0086]
[0087] 根據(jù)上述建模思路，在Matlab中搭建氣源系統(tǒng)的模型，首先對(duì)模型的輸入輸出變 量進(jìn)行定義，如表4和表5所示。需要說明的是，在飛行包線定義中，共分為9個(gè)階段，分別是： 預(yù)熱、滑出、起飛、爬升、巡航、下降、近進(jìn)、降落、滑入。在對(duì)輸入輸出變量的格式定義中，考 慮了上述因素。
[0088] 表4氣源系統(tǒng)模型輸入?yún)?shù)
[0089] L0093J
[0094] 上表中，XXX_PFlowforSize主要用于氣源系統(tǒng)預(yù)設(shè)計(jì)過程，考慮的均為各飛行階 段的需求上限，因此。XXX_PFlowCpt主要用于氣源系統(tǒng)能耗分析過程，考慮的為各飛行時(shí)間 點(diǎn)的實(shí)際能耗需求。
[00%]在氣源系統(tǒng)模型最開始首先進(jìn)行輸入/輸出變量的聲明，包括種類和格式。之后選 擇是預(yù)設(shè)計(jì)過程還是能耗評(píng)估過程，確立計(jì)算目的后進(jìn)入相應(yīng)的計(jì)算模塊。在預(yù)設(shè)計(jì)模塊， 主要是計(jì)算每個(gè)飛行階段的最大需求量，W此作為氣源系統(tǒng)管路設(shè)計(jì)和引氣位置設(shè)計(jì)的參 考。在能耗計(jì)算模塊，主要是計(jì)算在每個(gè)指定的飛行狀態(tài)點(diǎn)的實(shí)際能量消耗。經(jīng)過相應(yīng)模塊 的計(jì)算后，對(duì)模型的輸出進(jìn)行賦值，完成模型的計(jì)算。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種飛機(jī)二次能源的優(yōu)化方法，其特征在于，所述飛機(jī)二次能源的優(yōu)化方法根據(jù)飛 機(jī)頂層需求的特性參數(shù)，分解后得到系統(tǒng)級(jí)特性參數(shù)，根據(jù)系統(tǒng)級(jí)特性參數(shù)將各系統(tǒng)的需 求參數(shù)建立數(shù)字模型，并根據(jù)各系統(tǒng)之間的接口建立能量流模型，通過對(duì)機(jī)載各子系統(tǒng)的 能量需求進(jìn)行分析，得出不同飛行包線下各子系統(tǒng)所需能量。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)二次能源的優(yōu)化方法，其特征在于，所述方法包括以下步 驟： 步驟1:將飛機(jī)頂層需求分解并對(duì)分解后的飛機(jī)各系統(tǒng)建模分析； 步驟2:定義系統(tǒng)接口，確定各系統(tǒng)間的能量交互情況，針對(duì)綜合能量系統(tǒng)體系架構(gòu)建 立優(yōu)化的能量流模型。3. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的飛機(jī)二次能源的優(yōu)化方法，其特征在于，所述步驟1包括:預(yù)設(shè) 計(jì)階段和性能分析階段。4. 根據(jù)權(quán)利要求3所述的飛機(jī)二次能源的優(yōu)化方法，其特征在于，所述預(yù)設(shè)計(jì)階段具體 如下： (1) 分解飛機(jī)級(jí)的頂層需求，包括:飛行任務(wù)、乘客數(shù)量和幾何尺寸，基于上述頂層需求 在備選的能量消耗系統(tǒng)架構(gòu)方案中選擇滿足要求的能耗系統(tǒng)方案，同時(shí)采取能耗累加計(jì)算 得出各能耗系統(tǒng)的最大功率需求即裝機(jī)功率； (2) 分配系統(tǒng)的架構(gòu)方案以及裝機(jī)功率，基于上述能耗系統(tǒng)功率需求的不同種類和量 級(jí)選擇能量轉(zhuǎn)換與分配系統(tǒng)的架構(gòu)方案以及裝機(jī)功率； (3) 計(jì)算各系統(tǒng)的重量，得出能量生成系統(tǒng)需要產(chǎn)生的功率種類和數(shù)量，進(jìn)而根據(jù)裝機(jī) 功率基于經(jīng)驗(yàn)數(shù)據(jù)以及設(shè)計(jì)參數(shù)得到各系統(tǒng)的重量，得到各系統(tǒng)的架構(gòu)、裝機(jī)功率以及重 量參數(shù)。5. 根據(jù)權(quán)利要求3所述的飛機(jī)二次能源的優(yōu)化方法，其特征在于，所述性能分析階段具 體如下： 通過建立的數(shù)字化模型評(píng)估各系統(tǒng)的性能、實(shí)際功率消耗與能量損耗，針對(duì)不同架構(gòu)， 將飛機(jī)功率消耗、重量、附帶阻力因數(shù)，折算到飛機(jī)的燃油損失，計(jì)算得出完成飛行任務(wù)需 要消耗的燃油量。6. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的飛機(jī)二次能源的優(yōu)化方法，其特征在于，所述步驟2具體如下： (1) 建立交聯(lián)網(wǎng)絡(luò)以確定接口連接和相關(guān)參數(shù)值:在利用其進(jìn)行綜合系統(tǒng)的建模時(shí)，分 析各系統(tǒng)之間的交聯(lián)關(guān)系，基于傳統(tǒng)能量架構(gòu)建立交聯(lián)網(wǎng)絡(luò)，以此確定在綜合模型中的各 系統(tǒng)模塊之間的能量接口連接和相關(guān)參數(shù)的賦值； (2) 方案對(duì)比確定最終能量流模型:根據(jù)飛機(jī)系統(tǒng)方案確定系統(tǒng)配置參數(shù)，通過上述過 程的不斷修改、調(diào)整與迭代計(jì)算，對(duì)不同系統(tǒng)架構(gòu)和參數(shù)設(shè)置下的系統(tǒng)性能進(jìn)行對(duì)比，從而 得到能量系統(tǒng)架構(gòu)較優(yōu)化的能量流模型最終方案。7. 根據(jù)權(quán)利要求6所述的飛機(jī)二次能源的優(yōu)化方法，其特征在于，所述飛機(jī)系統(tǒng)方案包 括:航程、載客量、飛機(jī)幾何尺寸、系統(tǒng)架構(gòu)。8. -種飛機(jī)二次能源的評(píng)估系統(tǒng)，采用如權(quán)利要求1-7所述的方法，其特征在于，所述 評(píng)估系統(tǒng)包括:用戶接口模塊和能量流分析模塊。9. 根據(jù)權(quán)利要求8所述的飛機(jī)二次能源的評(píng)估系統(tǒng)，其特征在于，所述用戶接口模塊對(duì) 相關(guān)參數(shù)的選擇與定義，并將能量流分析模塊計(jì)算結(jié)果的分析與顯示。10.根據(jù)權(quán)利要求8所述的飛機(jī)二次能源的評(píng)估系統(tǒng)，其特征在于，所述能量流分析模 塊包括:飛機(jī)級(jí)參數(shù)定義模塊、飛行性能計(jì)算模塊和飛機(jī)能量流計(jì)算模塊； 所述飛機(jī)級(jí)參數(shù)定義模塊，從所述用戶接口模塊獲取相關(guān)參數(shù)的賦值，作為飛機(jī)能量 計(jì)流計(jì)算模塊的輸入條件； 所述飛行性能計(jì)算模塊，根據(jù)所述飛機(jī)能量系統(tǒng)提供的重量和阻力參數(shù)，計(jì)算得出完 成飛行任務(wù)需要提供的推力，并計(jì)算得出實(shí)際的任務(wù)燃油消耗量； 所述飛機(jī)能量流計(jì)算模塊，對(duì)飛機(jī)能量系統(tǒng)預(yù)設(shè)計(jì)以及進(jìn)行性能分析計(jì)算。
【文檔編號(hào)】G06F17/50GK106021648SQ201610299204
【公開日】2016年10月12日
【申請(qǐng)日】2016年5月6日
【發(fā)明人】康元麗, 回彥年, 王利劍
【申請(qǐng)人】中國商用飛機(jī)有限責(zé)任公司北京民用飛機(jī)技術(shù)研究中心, 中國商用飛機(jī)有限責(zé)任公司