李航　邵澳澳

摘要：飛行器研制和定型過程中，需要對其性能進(jìn)行全面考核，主要方法是通過試驗(yàn)、評估等手段對飛行器各系統(tǒng)性能進(jìn)行檢驗(yàn)。綜合評估方法可以從海量數(shù)據(jù)中挖掘出反映系統(tǒng)性能的有效信息，在飛行器性能評估方面得到了廣泛應(yīng)用，但是其局限性在于不能對系統(tǒng)性能給出明確結(jié)論，無法用于系統(tǒng)性能評定。針對該問題，本文提出了一種綜合評估與假設(shè)檢驗(yàn)相結(jié)合的性能評定方法，利用綜合評估方法從大量試驗(yàn)數(shù)據(jù)中挖掘有用信息，結(jié)合假設(shè)檢驗(yàn)方法分析其內(nèi)在的統(tǒng)計(jì)規(guī)律特性，達(dá)到性能評定的目的。具體步驟如下：1）利用假設(shè)檢驗(yàn)方法確定飛行器性能評定所需的樣本數(shù);2）利用綜合評估方法對給定樣本數(shù)的飛行器性能進(jìn)行評估計(jì)算，得出性能評估分值;3）對性能評估結(jié)果進(jìn)行統(tǒng)計(jì)分析，根據(jù)計(jì)算結(jié)果滿足假設(shè)與否，給出飛行器性能評定結(jié)論。下面對本文提出的方法進(jìn)行詳細(xì)介紹。

關(guān)鍵詞：綜合評估;假設(shè)檢驗(yàn);相結(jié)合;飛行器;性能評定方法

引言

目前，關(guān)于空射彈道導(dǎo)彈或飛行器的技術(shù)研究主要集中在空中發(fā)射關(guān)鍵技術(shù)及彈道優(yōu)化方面。辛朝軍等對空中發(fā)射現(xiàn)狀、趨勢及關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行了全面分析及總結(jié)。針對空射彈道導(dǎo)彈水平發(fā)射特點(diǎn)提出了助推段彈道設(shè)計(jì)及優(yōu)化方法。提出了一種水平發(fā)射有翼固體運(yùn)載火箭的飛行程序角工程設(shè)計(jì)方法。提出基于改進(jìn)粒子群算法的空射飛行器的助推段彈道規(guī)劃方法。在能量一定的前提下，發(fā)動機(jī)的推力形式、工作時(shí)間對飛行器的射程能力、載荷及防熱設(shè)計(jì)具有較大影響，在飛行器論證初期，有必要結(jié)合總體需求、彈道特點(diǎn)對發(fā)動機(jī)推力特性進(jìn)行優(yōu)化調(diào)整，目前該類研究文獻(xiàn)較少，需要開展相關(guān)研究。

1、固體火箭發(fā)動機(jī)特性的影響

1）針對單推力發(fā)動機(jī)方案，當(dāng)工作時(shí)間增加60%，飛行器關(guān)機(jī)點(diǎn)高度增加20.9%，彈道最高點(diǎn)能量增加2.4%，有利于提高飛行器射程;對應(yīng)彈道最大飛行動壓減小37.9%、動壓攻角積減小16.1%。主動段法向過載減小29.0%。2）相較于單推力發(fā)動機(jī)方案，雙脈沖發(fā)動機(jī)引入了能量管控措施，當(dāng)脈沖間隔時(shí)間小于10s時(shí)，彈道最高點(diǎn)能量基本相當(dāng)，最大動壓能夠降低21.7%;當(dāng)脈沖間隔時(shí)間大于10s，彈道最高點(diǎn)能量下降3.0%，最大飛行動壓基本不變。3）相較于單推力發(fā)動機(jī)方案，單室-雙推力發(fā)動機(jī)采用大推力拉起、小推力續(xù)航的方案，飛行器關(guān)機(jī)點(diǎn)速度降低2.1%～4.6%，關(guān)機(jī)點(diǎn)高度增加19.7%～54.3%，最大動壓降低20.7%，法向過載積分增加3.8%～13.4%，最高點(diǎn)能量基本維持不變。表明單室雙推力方案雖然增加了續(xù)航段工作時(shí)間，但續(xù)航段比沖同步下降，在綜合作用并未體現(xiàn)出明顯的能量優(yōu)化特性。4）現(xiàn)在尚未考慮推進(jìn)劑燃速對長時(shí)間、小推力的限制、多脈沖方案帶來的點(diǎn)火結(jié)構(gòu)復(fù)雜化、單室雙推力方案帶來的裝填比下降等問題，在實(shí)際發(fā)動機(jī)參數(shù)論證過程中需要綜合考慮上述因素影響。

2、升阻特性研究

研究表明，遠(yuǎn)前方來流在機(jī)頭位置產(chǎn)生上下兩道弓形壓縮波使氣流減速增壓，氣流經(jīng)機(jī)身下表面斜激波不斷增壓，機(jī)身上表面氣流經(jīng)弓形壓縮波短暫增壓后在機(jī)身上表面后段膨脹加速。隨著攻角的增加，飛行器下表面激波強(qiáng)度增強(qiáng)，上表面壓縮激波強(qiáng)度減小，上下表面靜壓差增大，導(dǎo)致飛行器阻力系數(shù)、升力系數(shù)和升阻比均隨攻角的增大而增大。升力系數(shù)與攻角基本成線性關(guān)系，阻力系數(shù)與攻角大致成二次曲線關(guān)系，反映到升阻比上可看到變化趨勢先升后降，渦輪模態(tài)在4°攻角時(shí)升阻比最大，其余兩個模態(tài)在6°攻角時(shí)升阻比最大。同時(shí)由于Ma=1.2模態(tài)下機(jī)頭產(chǎn)生了脫體激波，氣流經(jīng)脫體激波后迅速增壓減速，飛行器上下表面靜壓差進(jìn)一步增大，導(dǎo)致渦輪模態(tài)升力系數(shù)和阻力系數(shù)增大。

3、飛推一體化飛行器多模態(tài)計(jì)力體系研究

1）由于數(shù)值仿真軟件在機(jī)身坐標(biāo)系下統(tǒng)計(jì)各項(xiàng)力，故可從機(jī)身坐標(biāo)系下對飛行器進(jìn)行受力分析及氣動/推進(jìn)力公式推導(dǎo)，通過坐標(biāo)轉(zhuǎn)換得到氣流坐標(biāo)系下飛機(jī)升阻力。2）升力計(jì)算通過全機(jī)所有面法向力向氣流坐標(biāo)系分解得到。3）跨聲速飛行時(shí)（Ma=1.2），前體部件對全機(jī)升力影響最大，前體壓縮產(chǎn)生了一個很大的抬頭俯仰力矩，使得飛行器縱向靜不穩(wěn)定;過渡模態(tài)和沖壓模態(tài)下，隨著飛行馬赫數(shù)的逐漸增大，推進(jìn)系統(tǒng)升力和機(jī)身升力貢獻(xiàn)逐漸增大，逐漸成為影響飛行器升力性能的關(guān)鍵部件。4）高超聲速飛行器機(jī)身阻力大小決定著整個飛行器的阻力表現(xiàn)，如何優(yōu)化機(jī)身面，減小高馬赫數(shù)飛行時(shí)帶來的阻力影響將持續(xù)成為高超聲速的一個重要研究方向。

4、基于5G網(wǎng)絡(luò)飛行器控制系統(tǒng)

從硬件與軟件兩個方面，對無人駕駛飛行器控制系統(tǒng)展開了設(shè)計(jì)，并在完成研究后，通過實(shí)例應(yīng)用的方式，證明了設(shè)計(jì)的控制系統(tǒng)，可在5G網(wǎng)絡(luò)環(huán)境下，實(shí)現(xiàn)對無人駕駛飛行器飛行線路的有效控制。但此次實(shí)驗(yàn)在執(zhí)行時(shí)，飛行器的線路轉(zhuǎn)換過程存在輕微的機(jī)身震動，盡管并未干擾到最終飛行效果，但仍需要將此方面作為后續(xù)工作的研究重點(diǎn)。綜合上述分析，可在本文現(xiàn)有研究成果的基礎(chǔ)上，將控制飛行器機(jī)身抖動作為后續(xù)系統(tǒng)功能完善的研究重點(diǎn)，并希望通過此次的研究，為現(xiàn)代化科學(xué)制造研究領(lǐng)域提供無人機(jī)制造方面的技術(shù)參考。

結(jié)束語

本文利用綜合評估與假設(shè)檢驗(yàn)相結(jié)合的方法，充分發(fā)揮了兩個方法的優(yōu)點(diǎn)，和以往評估方法相比，在結(jié)論的可信度和可靠性方面有顯著提升。對某型飛行器制導(dǎo)系統(tǒng)的評定結(jié)果較好地反映了制導(dǎo)系統(tǒng)工作性能，方法的有效性和適用性得到了驗(yàn)證。本文提出的方法能夠?qū)︼w行器性能給出定性與定量相結(jié)合的評定結(jié)論，提出了飛行器性能考核的一種新的方法理論，能夠?yàn)轱w行器設(shè)計(jì)、試驗(yàn)鑒定等領(lǐng)域提供有益的參考。

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