一种基于燃油转输的主动重心控制仿真系统及方法

技术领域

本发明属于飞机燃油系统技术领域，具体涉及一种基于燃油转输的主动重心控制仿真系统及方法，能够实现飞行器燃油转输的主动控制。

背景技术

燃油属于飞机中的可变质量部分，在飞机飞行过程中，飞机重心会随燃油的消耗而实时变化，而飞机在各种飞行姿态下的燃油重量、重心是影响飞机飞行品质和飞行安全的重要因素，飞机飞行过程中的燃油重心变化范围是进行飞机重心设计的重要内容。由于飞机油箱内部极为复杂，通常在设计过程中仅给出飞机平飞时满油、半油等有限个状态下的燃油重量、重心数据。然而，随着飞机性能需求的提高，燃油系统功能也在加强，不只是向发动机供油，还要负担起飞机的重心调整和机上热量管理的功能，燃油系统设计也越来越复杂，面对这样复杂的系统设计，传统的设计方法暴露出很大的局限性，已经不适应先进飞机燃油系统的快速设计，高效精确的燃油系统数字仿真成为燃油系统设计与分析的重要手段，为此，结合工程实际应用，开发一套燃油系统加、输油仿真软件，实现燃油转输的主动重心控制是非常有必要的。

发明内容

为了解决传统设计研制周期过长，设计方法陈旧，研发成本过高，无法满足新机型研制要求的问题，本发明提供了一种基于燃油转输的主动重心控制仿真系统及方法，可以优化飞机供输油顺序，提高飞机油箱设计环节的传递效率，极大地缩短方案设计的周期，同时能够根据飞机在不同状态下的配平要求，来衡量飞机重心位置的合理性，节省研发费用加快研制进度，降低设计风险。

为达到上述目的，本发明采用的技术方案如下：

一种基于燃油转输的主动重心控制仿真系统，包括油箱计算模型快速建立及质量特性计算分析模块、燃油系统数据库处理及供输油顺序设计模块、燃油质心对飞行性能的影响分析模块。所述油箱计算模型快速建立及质量特性计算分析模块能够不受油箱计算模型内部复杂、外形不定的限制，实现油箱模型快速模块化建模，并基于切片技术，计算“油量-质心”曲线簇，得到油箱的油量－质心特性，为燃油系统质心计算提供基础数据；所述燃油系统数据库处理及供输油顺序设计模块能够从油箱计算模型出发，采用映射方法，实现计算模型与对应质量特性数据库的一一对应，完成油箱计算模型及其质量特性数据的管理和燃油系统质心计算分析，实现燃油系统供输油顺序设计和管理，并进行燃油质心范围约束的快速评估和分析；所述燃油质心对飞行性能的影响分析模块，能够实现燃油质心对飞行过程中不同燃油系统供输油顺序对飞行性能的影响进行计算分析，从而作为飞行器燃油系统供输油顺序设计的一个参考。

进一步地，所述的油箱计算模型快速建立及质量特性计算分析模块，具体实现如下：

首先结合飞机总体设计要求，根据给定油箱模型，获得油箱几何信息，随后采用CATIA二次开发技术，结合油箱相关坐标信息，快速生成油箱计算模型，接下来通过快速切片，实现油箱质量特性的对应计算，最后计算完成后，可查看曲线形状等，将对应油箱计算模型、计算数据依次输入到数据库。

进一步地，所述的燃油系统数据库处理及供输油顺序设计模块，具体实现如下：

首先以油箱计算模型和输入的油箱计算数据为输入文件，完成油箱计算模型和质量特性数据的数据库快速管理和处理，其次从燃油系统数据库出发，以数据库数据为基础，进行快速计算燃油系统的质心变化和提取，最后提供燃油系统供输油顺序设计手段，得到给定供油顺序下燃油系统质心变化曲线，并输出燃油供输油顺序文件给飞行性能分析模块。

进一步地，所述的燃油质心对飞行性能的影响分析模块，具体实现如下：

以燃油系统的供输油顺序为输入数据，在该固定供输油顺序的基础上，结合飞机基础参数、气动参数、巡航参数等，实现对应供输油顺序下的飞行性能计算和最佳飞行性能参数计算分析，从而对燃油系统设计提供技术参考和仿真设计手段。

本发明还提供一种基于燃油转输的主动重心控制仿真系统的控制方法，包括以下步骤：

步骤S1：油箱计算模型建立：通过采集油箱模型的外形数据进而重构出油箱三维模型，建立油箱的几何信息分析处理方法，生成油箱几何信息文件；采用CATIA二次开发手段，读入油箱几何信息文件，建立几何信息和CATIA快速处理的关系，搭建信息列表；采用参数化或模块化技术，建立油箱计算模型高效抽取算法和油箱计算模型。

步骤S2：油箱油量质心特性快速计算分析：采用切片法建立燃油油量质心特性数据库。对应某一特定姿态角，以平行于油面的平面截取油箱模型(暂未考虑过载)，并通过数学解算或CATIA软件二次开发计算获得多组切片截面下部油箱模型的油量－质心曲线，建立有效的油箱油量－质心特性计算方法。

步骤S3：燃油系统数据库处理：采用基于C/S的面向燃油系统专业的应用模块，实现对油箱计算模型和对应数据参数的添加、查询、删除、提取、查看等功能，包括油箱的油箱设置、油箱创建时间查看、油箱计算模型对应的CATIA part文件的保存和下载处理、油箱计算模型的油高-油量曲线和油高-质心曲线等数据的入库等操作。

步骤S4：燃油系统质心计算分析：通过步骤S3数据库处理，将燃油系统相关油箱计算模型及其相关质量特性数据存入数据库，通过质量特性数据的提取，采用二次插值的方法对油箱计算曲线进行处理，根据计算公式：

其中W

可快速预估出整个燃油系统的质心、油箱等特性，实现燃油系统质心的快速计算。

步骤S5：燃油供油顺序设计及质心范围评估：基于步骤S1～步骤S4，通过设置供输油顺序以及耗油率等参数，得到燃油系统质心变化并根据设置的燃油系统参数，实现燃油系统质心范围与评估。

步骤S6：飞机重心与气动焦点的理论关系建立及分析：从飞行力学角度出发，通过理论分析得到重心位置与气动焦点位置之间的关系，进而分析燃油质心和飞机重心的关系，从而搭建燃油质心和气动焦点的位置关系。

步骤S7：燃油质心对飞行性能的影响理论分析：根据供输油顺序在飞机飞行过程中发生重心的改变情况，设计合理的供输油顺序，提高某种飞行状态下的飞行性能，实现由燃油质心变化引起飞机重心的合理变化。

步骤S8：燃油质心与飞机重心的关系：根据燃油变化情况引起的燃油重心改变，结合飞机其他不变部分，通过燃油供输油顺序文件，快速对燃油系统的质心及重心进行动态计算。

步骤S9：飞机重心与气动性能关系分析：根据燃油系统传输燃油所引起的重心变化规律建立纵向重心位移模型，并推导出飞机巡航时升致阻力和总阻力与飞机重心位置、气动焦点位置之间的关系。

步骤S10：燃油质心与飞行性能关系分析：根据步骤S8及步骤S9建立的影响关系，计算飞行器飞行阻力变化，从而建立燃油质心变化与飞机飞行性能、气动性能、巡航性能、操稳性等之间的关系。

步骤S11：最佳重心位置对飞行性能影响：采用优化设计理论，建立重心位置与飞行性能之间的关系并进行分析，得到给定的燃油部分重心上下限范围之内的最佳重心位置。

步骤S12：根据步骤11获取的最佳重心位置分析结果，从而求得重心位置变化曲线，气动性能，发动机性能，巡航性能等，并建立燃油供输油顺序设计方法，实现燃油转输主动重心控制。

本发明与现有技术相比具有以下有益效果：

(1)缩短燃油开发周期。运用数字化仿真技术贯穿到燃油系统研制的各个阶段，通过仿真模拟，在达到系统总体性能最优的同时，保证研制进度，缩短研制周期。

(2)减少设计风险。简化原理方案的选型和优化程度，解决因设计人员经验受限而导致的子系统之间设计不协调的问题。

(3)满足新机型研制要求。能够针对新机型研制过程中复杂的燃油系统和子系统之间的相互影响、制约实现对系统的最佳设计。

(4)节省研发费用。由于本发明能有效的缩短燃油系统开发周期、减少设计风险并满足新机型研制要求，在一定范围内甚至能减少实验次数，因此能够很好的节省研发费用。

附图说明

图1为本发明的基于燃油转输的主动重心控制方法及仿真系统总体设计流程图；

图2为本发明的油箱质量特性快速计算分析流程图；

图3为本发明的燃油切分模型理论图；

图4为本发明的燃油系统数据库处理及供输油顺序设计模块设计流程图；

图5为本发明的油箱数据库主界面；

图6为本发明的燃油系统参数设置界面；

图7为本发明的燃油质心对飞行性能的影响理论分析设计流程图；

图8为本发明的飞机重心快速计算方案图；

图9为本发明中的基于耗油顺序的控制律的仿真验证结果可视化基本界面；

图10为本发明中的基于燃油转输的控制律的仿真验证结果可视化基本界面；

图11为本发明中的采用基于耗油顺序的控制律的仿真结果后处理图；

图12为本发明中的采用基于燃油转输的控制律的仿真结果后处理图；

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。

如图1所示，本发明的一种基于燃油转输的主动重心控制仿真系统由油箱计算模型快速建立及质量特性计算分析模块1，燃油系统数据库处理及供输油顺序设计模块2，燃油质心对飞行性能的影响分析模块3组成。

所述油箱计算模型快速建立及质量特性计算分析模块1能够结合飞机总体设计要求，根据给定油箱模型，获得油箱几何信息，随后采用CATIA二次开发技术，结合油箱相关坐标信息，快速生成油箱计算模型，接下来通过快速切片，实现油箱质量特性的对应计算，最后计算完成后，可查看曲线形状等，将对应油箱计算模型、计算数据依次输入到数据库。

所述燃油系统数据库处理及供输油顺序设计模块2能够以油箱计算模型和输入的油箱计算数据为输入文件，完成油箱计算模型和质量特性数据的数据库快速管理和处理，其次从燃油系统数据库出发，以数据库数据为基础，进行快速计算燃油系统的质心变化和提取，最后提供燃油系统供输油顺序设计手段，得到给定供油顺序下燃油系统质心变化曲线，并输出燃油供输油顺序文件给飞行性能分析模块。

所述燃油质心对飞行性能的影响分析模块3能够以燃油系统的供输油顺序为输入数据，在该固定供输油顺序的基础上，结合飞机基础参数、气动参数、巡航参数等，实现对应供输油顺序下的飞行性能计算和最佳飞行性能参数计算分析，从而对燃油系统设计提供技术参考和仿真设计手段。

本发明还提供一种基于燃油转输的主动重心控制仿真系统的控制方法，包括以下步骤，具体包括以下步骤：

步骤S1：油箱计算模型建立：通过采集油箱模型的外形数据进而重构出油箱三维模型，建立油箱的几何信息分析处理方法，生成油箱几何信息文件；采用CATIA二次开发手段，读入油箱几何信息文件，建立几何信息和CATIA快速处理的关系，搭建信息列表；采用参数化或模块化技术，建立油箱计算模型高效抽取算法和油箱计算模型。

步骤S2：油箱油量质心特性快速计算分析：相关流程如图2所示，根据步骤S1构建的油箱计算模型，采用切片法建立燃油油量质心特性数据库。对应某一特定姿态角，以平行于油面的平面截取油箱模型(暂未考虑过载)，并通过数学解算或CATIA软件二次开发计算获得多组切片截面下部油箱模型的油量－质心曲线，建立有效的油箱油量－质心特性计算方法。

所述采用切片法在使用过程中，姿态角可通过飞机实际飞行姿态角及三向过载计算得出，并且油平面法向量可表示为：

其中，N

机体坐标系下法向量(A,B,C)对应的俯仰角θ和滚转角φ分别为：

特别的，对不同姿态角的处理方法如下：

绕x轴旋转矩阵如下：

绕y轴旋转矩阵如下：

绕z轴旋转矩阵如下：

其中，偏航姿态角为ψ，并且规定转动顺序为：1、绕z轴(偏航角)；2、绕y轴(俯仰角)；3、绕x轴(滚转角)，旧坐标系O-xyz，新坐标系：O'-x'y'z'。

采用以下矩阵即可实现相互变换：

随后将油箱计算模型按照切片层数离散成微元，并按切片从上往下进行切分如图3所示，并沿着高度方向进行油量、重心、力学性能计算分析，并根据不同姿态角进行存储，形成油箱油量-重心特性数据。其中：

通气口：位于油箱上部，标记为一个三维坐标X，Y，Z(单位都用mm)，通气口之上不会再有燃油，所以切分到这个点的燃油液位即可；

传感器：一个油箱会有多根传感器，每根传感器的位置可以由两个三维坐标X1/Y1/Z1和X2/Y2/Z2确定；

燃油泵：从油箱中吸取燃油的泵，该点以上油箱中的燃油为可用油量；

放油阀：将剩余的燃油排出，该点以上的燃油为可排放油量，从图3中可以看出，可排放油量＝可用燃油+不可用燃油；

步骤S3：燃油系统数据库处理：具体步骤流程如图4第a部分所示，采用基于C/S的面向燃油系统专业的应用模块，实现对油箱计算模型和对应数据参数的添加、查询、删除、提取、查看等功能，包括油箱的油箱设置、油箱创建时间查看、油箱计算模型对应的CATIApart文件的保存和下载处理、油箱计算模型的油高-油量曲线和油高-质心曲线等数据的入库等操作。数据库主界面查看效果如图5所示，能够直观的获取每个方案的CATIA模型、油箱信息、工况信息等。

步骤S4：燃油系统质心计算分析：具体步骤流程如图4第b部分所示，通过步骤S3数据库处理，将燃油系统相关油箱计算模型及其相关质量特性数据存入数据库，通过质量特性数据的提取，采用二次插值的方法对油箱计算曲线进行处理，根据计算公式：

其中，W

可快速预估出整个燃油系统的质心、油箱等特性，实现燃油系统质心的快速计算。

步骤S5：燃油供油顺序设计及质心范围评估：具体步骤流程如图4第c部分所示，同时基于步骤S1～步骤S4，通过设置供输油顺序以及耗油率等参数如图6所示，得到燃油系统质心变化并根据设置的燃油系统参数，实现燃油系统质心范围与评估。

步骤S6：飞机重心与气动焦点的理论关系建立及分析：从飞行力学角度出发，通过理论分析得到重心位置与气动焦点位置之间的关系，进而分析燃油质心和飞机重心的关系，从而搭建燃油质心和气动焦点的位置关系。

步骤S7：燃油质心对飞行性能的影响理论分析。根据供输油顺序在飞机飞行过程中发生重心的改变情况，设计合理的供输油顺序，提高某种飞行状态下的飞行性能，实现由燃油质心变化引起飞机重心的合理变化。设计流程如图7所示，一方面考虑了武器发射、燃油消耗特性、外挂物投放等引起飞机重心位置的变化，另一方面，也考虑了飞行姿态、飞行速度、高度等因素变化引起的飞机气动焦点位置的移动。首先分析供输油顺序对飞机气动性能的影响，进而结合焦点和重心位置变化，并依据飞机重心允许范围，进行进一步的输油顺序及燃油质心变化的计算，并判断飞行性能是否满足要求。最后综合考虑输入参数对飞行性能、巡航性能、发动机性能、气动性能、操稳性能的影响分析，完成最佳重心的分析和飞行性能影响分析，达到综合评价燃油系统设计的目的。

步骤S8：燃油质心与飞机重心的关系。根据燃油变化情况引起的燃油重心改变，结合飞机其他不变部分，通过燃油供输油顺序文件，快速对燃油系统的质心及重心进行动态计算。

飞机重心位置计算公式可表示为：

其中，W

步骤S9：飞机重心与气动性能关系分析：根据燃油系统传输燃油所引起的重心变化规律建立纵向重心位移模型，并推导出飞机巡航时升致阻力和总阻力与飞机重心位置、气动焦点位置之间的关系。

详细计算过程如下：

配平飞机上的纵向力和力矩系数可以得到：

其中，C

令

由上面的式子可得翼身组合体和尾翼升力系数如式：

则全机总阻力系数为：

/>

步骤S10：燃油质心与飞行性能关系分析：根据步骤S8及步骤S9建立的影响关系，计算飞行器飞行阻力变化，从而建立燃油质心变化与飞机飞行性能、气动性能、巡航性能、操稳性等之间的关系。

对飞机总阻力，首先由步骤S9所述的公式求得飞机阻力系数C

对飞机的发动机性能，已知发动机小时耗油率q

因此，飞机发动力减小的情况下，在可用油量给定的情况下，巡航性能由公式L

步骤S11：最佳重心位置对飞行性能影响：采用优化设计理论，建立重心位置与飞行性能之间的关系并进行分析，得到给定的燃油部分重心上下限范围之内的最佳重心位置。

如果最后求得的重心位置为最佳重心位置，最佳重心位置位于由稳定边界和操纵边界所构成的有界闭集Ω之内，根据飞行状态(飞行高度h,飞行速度Ma)，以巡航阻力D最小为准则获得最佳纵向重心位置x

按照上述准则确定的x

对上述的飞机阻力关系式关于重心位置的偏微分如下：

而

求解以上方程有：

/>

既可以得到该时刻最佳重心位置方程：

其中：

由飞机阻力公式可知，在一定的飞行状态(h,Ma)下，D与x

由

步骤S12：根据步骤11获取的最佳重心位置分析结果，从而求得重心位置变化曲线，气动性能，发动机性能，巡航性能等，结果导出为*.csv格式后，即可对整个仿真过程数据进行后处理，并建立燃油供输油顺序设计方法，实现燃油转输主动重心控制。

本发明系统默认支持直接调用的数据后处理环境为MATLAB环境。最后直接执行SimPlot.m，可将全机重心、燃油重心、重心前后限等参数绘制为图表。图9为基于耗油顺序的控制律的仿真验证结果可视化基本界面，图10为基于燃油转输的控制律的仿真验证结果可视化基本界面。以某测试样例为例，图11为采用基于耗油顺序的控制律的仿真结果，图12为采用基于燃油转输的控制律的仿真结果。

本发明未详细阐述部分属于本领域公知技术。

以上所述，仅为本发明部分具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本领域的人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。