基于CATIA二次開發的無人直升機油箱優化方法

米 雪，王澤玉

(中國直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001)

0 引言

直升機燃油質量特性是指直升機所載燃油在不同飛行姿態下的油量、重心、慣性矩、慣性積等特征，對直升機燃油系統設計方案的可行性判定及飛機在飛行過程中改善飛行品質、保證飛行安全具有重要意義。直升機燃油箱外形設計的好壞，將直接影響直升機燃油質量特性，對全機重心評估及控制具有重要影響。

現代中小型無人直升機通常將油箱布置在旋翼下方，并采用整體式結構油箱。其內部安裝有形狀各異的管道、泵、閥等部件，結構越來越復雜。設計者在進行復雜結構燃油箱設計時，不會考慮油箱結構對重心波動影響的情況。這是由于采用傳統手動分割油箱方法計算燃油重心的計算效率極低，難以滿足對整個油箱的質量特性分析的需求，無法為油箱結構優化設計提供指導。

本文采用CATIA二次開發技術，提出了一種基于瞬態工況的燃油重心計算方法，可對無人直升機各個飛行工況下的燃油重心進行計算，并設計多種油箱方案，對比不同油箱方案在瞬態工況下的重心變化情況，得出最優的油箱設計方案，對油箱結構設計提供優化方向。

1 動態燃油體建模

1.1 燃油體定義

油箱實體是指油箱內部包絡形成的整個空間；燃油體是指液體燃油在燃油箱內所形成的形狀，即燃油平面和油箱側面、油箱底面之間形成的幾何體空間，如圖1所示。本文以燃油體作為重心分析對象，根據實際使用的燃油類型，指定不同的燃油密度，通過CATIA自帶的分析模塊來獲取燃油的重量重心特性。為了方便計算，本文選取機體坐標系作為參考坐標系，如圖2所示，以直升機旋翼軸底端作為坐標原點，軸平行于直升機縱軸指向機尾，軸平行于直升機橫軸指向右方，軸平行于直升機豎軸指向機身上方。

圖1 燃油體定義

圖2 機體坐標系

1.2 瞬態燃油平面計算

油面法向量是處理燃油體及計算燃油體質量特性的重要依據，由無人直升機飛行姿態和飛行過載共同確定。本文依據文獻[5]中提供的方法，計算油面法向量：

=cos-sin

(1)

=(sin+cos)sin+cos

(2)

=(sin+cos)cos-sin

(3)

式中：(,,)為機體坐標下的油面法向量；(,,)為地面坐標系下的過載系數矢量；為直升機的俯仰角；為直升機的滾轉角。

在油箱形狀一定、油面法向量已知的情況下，燃油平面僅與油箱內剩余燃油量有關。燃油平面的平面方程為：

++=

(4)

=++

(5)

使用燃油平面(即切割平面)切割油箱實體，即可獲得燃油體(如圖1)。

1.3 無人直升機飛行工況設計

飛行剖面是指為完成某一特定飛行任務而繪制的飛行航跡圖，對于無人直升機而言，通常包括：垂直爬升、懸停、平飛、下滑等。本文依據某型無人直升機飛行的典型任務剖面(如圖3所示)，選取11個典型工況點的飛行試驗數據，得到該型機在不同工況點時三個方向的過載系數、俯仰角、滾轉角和剩余燃油量(見圖4)，數值如表1所示。

圖3 某飛行剖面圖

圖4 選取部分工況點

表1 飛行工況點下的飛行參數

2 基于CATIA二次開發的瞬態工況燃油重心計算方法

為獲取瞬態工況下燃油體的重量重心數據，本文通過CATIA V5 Automation API 二次開發接口，使用 Visual Basic 語言，依據飛行工況數據，對燃油體數模進行分割和燃油質量特性計算。首先基于油箱創建Measurable對象，通過讀取飛行狀態確定油面法向量，結合余油量對油箱實體進行分割；最后基于分割后的燃油體創建Inertia對象，從而得到燃油體的重量及重心。具體流程圖5所示。

圖5 燃油重心計算流程圖

2.1 初始條件設定

首先按照表1中11個工況點，計算燃油平面法向量(,,)，如表2所示；使用Visual Basic讀取表格中的燃油平面法向量，作為計算的初始條件。燃油平面初始高度設置為油箱頂面以上的一個高度，以確保最優值不被忽略。

表2 飛行工況點對應燃油平面參數

2.2 燃油實體分割

要獲得某工況的燃油體，除確定油面法向量(,,)外，還需要根據該工況的剩余燃油量確定油面高度。本文采用定步長方法，以油箱頂部某一高度作為初始位置，從滿油狀態開始定步長切割燃油體，直至剩余燃油體質量小于等于目標工況質量，則結束循環。切割后的燃油實體，即為當前工況下的機上燃油形態。

針對同一油箱實體，分別采用10 mm、5 mm和2 mm的步長進行計算，得到計算燃油質量、誤差和計算次數如圖6和表3所示。

圖6 不同計算步長時各工況點的燃油質量及誤差

表3 步長計算誤差及次數

由圖6和表3可以看出，計算步長為5 mm和2 mm時，燃油質量曲線基本與目標值一致，最大誤差分別為1.66%和0.96%，均在2%以內，且2 mm計算步長時的計算次數為5 mm時的2.43倍。為保證計算精度同時節省計算時間，最終選用5 mm作為燃油質量計算步長。

2.3 燃油重量重心獲取

通過CATIA VBA中的GetTechnologicalObject功能和GetCOGPosition，分別讀取燃油體的重量、重心數據，并保存記錄。關鍵代碼如圖7所示。

圖7 獲取燃油體對應重量重心的關鍵代碼

通過上述步驟，即可獲得無人直升機瞬態工況下的重心變化情況。本文設計軟件界面如圖8所示。本文以此作為油箱形狀優化的依據。

圖8 重心計算軟件界面

3 油箱優化分析

3.1 規則油箱計算分析

無人直升機燃油箱通常布置在旋翼下方，直升機全機重心位置附近。燃油箱在設計時，應盡量保持無人直升機重心穩定。本文選取圖9(a)-(d)所示的4種界面連續變化的油箱形狀作為分析對象：(a)油箱為規則的長方體形；(b)油箱沿方向前后窄、中間寬；(c)油箱沿方向上窄下寬；(d)油箱沿方向上寬下窄。設定4種油箱高度一致，體積相同，且油箱滿油狀態時相同，均為0，依此展開油箱重心分析。

圖9 油箱方案設計

依據1.3節中的11個瞬態工況點，本文對圖7中四種油箱、方向重心進行計算，得到結果如圖10所示。其中圖10(a)為方向重心變化情況；圖10(b)為方向重心變化情況。

圖10 四種油箱重心變化情況

由圖10可以看出，第8個工況點時，方向重心偏移最大，為1.3 mm；第10個工況點時，方向重心偏移最大，為8.3 mm。當油箱內燃油量占總量的90%～80%以及30%以下時，重心變化情況受油箱形狀影響較大；而燃油量處于90%以上以及80%～30%之間時，重心變化情況受油箱形狀影響較小，主要受飛行過載及飛行姿態的影響。以上規律僅適用于界面連續變化的單個油箱，當截面存在突變或多個子油箱時，應另行討論。油箱(d)因其上寬下窄的結構特點，在前幾個工況點，燃油量較多時，變動明顯較大，而當燃油量消耗到30%以下時，該油箱重心變化范圍相對縮小。

為更直觀地體現不同燃油箱燃油重心的變動情況，本文對四個油箱的燃油重心標準差、進行計算，計算公式如下：

(6)

同理。式中，為狀態點數，為油箱滿油時的重心初始位置。計算結果如表4所示。

表4 不同油箱的重心位置標準差

由表4可以看出，在本文中設定的11個工況點條件下，油箱(d)的重心在方向和方向變化均為最小，即為最優方案。而在實際使用過程中，依據無人直升機的性能特點、典型工況，選取足夠數量的工況點樣本，使用本文中描述的優化方法，即可找到最優的燃油箱形狀設計方案。另一方面，對于已完成設計的燃油箱，也可以使用本文中的方法分析油箱質量特性及重心變化范圍，從而評估整機重心。

3.2 實際油箱計算及分析

依據本文所述方法，對某兩型無人直升機燃油箱進行計算分析，油箱形狀如圖11所示。燃油箱A形狀較為簡單，單側油箱近似為長方體，且關于軸對稱；燃油箱B為馬鞍形，且內側結構較為復雜。得到方向重心計算結果如圖12所示。

圖11 某兩型無人直升機燃油箱對比

圖12 某兩型無人直升機重心變化情況對比

可以看出，兩個油箱重心特性差異明顯：在相同工況下，油箱A重心變化范圍為33 mm；油箱B重心變化范圍為76 mm。從飛行穩定性的角度而言，油箱A明顯優于油箱B。油箱B頂端空腔占比較大，下端空間較小，在滿油狀態下，重心穩定性相對較好；燃油量低于30 kg后，重心受飛行姿態影響尤其明顯。在油箱結構設計過程中，應盡量保持75%以下燃油量的重心穩定性；75%以上空間使用率相對較低，這部分可根據機體結構需要設計為異形結構。

4 結論

本文基于CATIA二次開發技術，提出了一種根據過載、飛行姿態和余油量自動計算瞬態燃油重心的方法；

本文驗證了不同油箱切割步長的計算精度，證明以5 mm作為定步長切割，既可以保證計算精度，又能節省計算時間；

依據本文的瞬態工況燃油重心計算方法，得出相同工況下四個理論油箱和兩個實際油箱的重心變動情況，并加以分析給出優化建議；

本文提出的優化方法不僅可以在設計階段提供優化方向，也可用于已知油箱的質量特性計算、油量傳感器標定及全機重心評估。