綜合評估與假設檢驗相結合的飛行器性能評定方法

李航　邵澳澳

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

關鍵詞：綜合評估;假設檢驗;相結合;飛行器;性能評定方法

引言

目前，關于空射彈道導彈或飛行器的技術研究主要集中在空中發射關鍵技術及彈道優化方面。辛朝軍等對空中發射現狀、趨勢及關鍵技術進行了全面分析及總結。針對空射彈道導彈水平發射特點提出了助推段彈道設計及優化方法。提出了一種水平發射有翼固體運載火箭的飛行程序角工程設計方法。提出基于改進粒子群算法的空射飛行器的助推段彈道規劃方法。在能量一定的前提下，發動機的推力形式、工作時間對飛行器的射程能力、載荷及防熱設計具有較大影響，在飛行器論證初期，有必要結合總體需求、彈道特點對發動機推力特性進行優化調整，目前該類研究文獻較少，需要開展相關研究。

1、固體火箭發動機特性的影響

1）針對單推力發動機方案，當工作時間增加60%，飛行器關機點高度增加20.9%，彈道最高點能量增加2.4%，有利于提高飛行器射程;對應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）相較于單推力發動機方案，雙脈沖發動機引入了能量管控措施，當脈沖間隔時間小于10s時，彈道最高點能量基本相當，最大動壓能夠降低21.7%;當脈沖間隔時間大于10s，彈道最高點能量下降3.0%，最大飛行動壓基本不變。3）相較于單推力發動機方案，單室-雙推力發動機采用大推力拉起、小推力續航的方案，飛行器關機點速度降低2.1%～4.6%，關機點高度增加19.7%～54.3%，最大動壓降低20.7%，法向過載積分增加3.8%～13.4%，最高點能量基本維持不變。表明單室雙推力方案雖然增加了續航段工作時間，但續航段比沖同步下降，在綜合作用并未體現出明顯的能量優化特性。4）現在尚未考慮推進劑燃速對長時間、小推力的限制、多脈沖方案帶來的點火結構復雜化、單室雙推力方案帶來的裝填比下降等問題，在實際發動機參數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，遠前方來流在機頭位置產生上下兩道弓形壓縮波使氣流減速增壓，氣流經機身下表面斜激波不斷增壓，機身上表面氣流經弓形壓縮波短暫增壓后在機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度增強，上表面壓縮激波強度減小，上下表面靜壓差增大，導致飛行器阻力系數、升力系數和升阻比均隨攻角的增大而增大。升力系數與攻角基本成線性關系，阻力系數與攻角大致成二次曲線關系，反映到升阻比上可看到變化趨勢先升后降，渦輪模態在4°攻角時升阻比最大，其余兩個模態在6°攻角時升阻比最大。同時由于Ma=1.2模態下機頭產生了脫體激波，氣流經脫體激波后迅速增壓減速，飛行器上下表面靜壓差進一步增大，導致渦輪模態升力系數和阻力系數增大。

3、飛推一體化飛行器多模態計力體系研究

1）由于數值仿真軟件在機身坐標系下統計各項力，故可從機身坐標系下對飛行器進行受力分析及氣動/推進力公式推導，通過坐標轉換得到氣流坐標系下飛機升阻力。2）升力計算通過全機所有面法向力向氣流坐標系分解得到。3）跨聲速飛行時（Ma=1.2），前體部件對全機升力影響最大，前體壓縮產生了一個很大的抬頭俯仰力矩，使得飛行器縱向靜不穩定;過渡模態和沖壓模態下，隨著飛行馬赫數的逐漸增大，推進系統升力和機身升力貢獻逐漸增大，逐漸成為影響飛行器升力性能的關鍵部件。4）高超聲速飛行器機身阻力大小決定著整個飛行器的阻力表現，如何優化機身面，減小高馬赫數飛行時帶來的阻力影響將持續成為高超聲速的一個重要研究方向。

4、基于5G網絡飛行器控制系統

從硬件與軟件兩個方面，對無人駕駛飛行器控制系統展開了設計，并在完成研究后，通過實例應用的方式，證明了設計的控制系統，可在5G網絡環境下，實現對無人駕駛飛行器飛行線路的有效控制。但此次實驗在執行時，飛行器的線路轉換過程存在輕微的機身震動，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工作的研究重點。綜合上述分析，可在本文現有研究成果的基礎上，將控制飛行器機身抖動作為后續系統功能完善的研究重點，并希望通過此次的研究，為現代化科學制造研究領域提供無人機制造方面的技術參考。

結束語

本文利用綜合評估與假設檢驗相結合的方法，充分發揮了兩個方法的優點，和以往評估方法相比，在結論的可信度和可靠性方面有顯著提升。對某型飛行器制導系統的評定結果較好地反映了制導系統工作性能，方法的有效性和適用性得到了驗證。本文提出的方法能夠對飛行器性能給出定性與定量相結合的評定結論，提出了飛行器性能考核的一種新的方法理論，能夠為飛行器設計、試驗鑒定等領域提供有益的參考。

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