一种军用飞机在总体设计阶段的系统效能评估方法.pdf

一种军用飞机在总体设计阶段的系统效能评估方法，该方法有五大步骤：步骤一：军用飞机系统效能影响因素分析；搜集影响军用飞机系统效能的影响因素；步骤二：建立军用飞机系统效能结构图；步骤三：综合能力指数的计算；步骤四：风险指数的计算；步骤五：军用飞机系统效能的计算。本发明是运用系统工程的理论，将军用飞机系统效能作为军用飞机的顶层特性，层层分解为众多的基本参数，形成系统、完整的参数体系结构，并以此为基础建立军用飞机系统效能评估方法。它工程适用性强，尤其在决策是否改进或生产新型号飞机机型时，效果明显。

权利要求书
1.  一种军用飞机在总体设计阶段的系统效能评估方法，其特征在于：该方法具体步骤如 下：
步骤一：军用飞机系统效能影响因素分析；参考GJB 1364-92文件，并结合军用飞机的 实战特点，搜集影响军用飞机系统效能的影响因素；
步骤二：军用飞机系统效能结构；在步骤一的基础上，运用系统工程的理论，将军用飞 机的系统效能进行层层分解，最终建立军用飞机系统效能结构图；
步骤三：综合能力指数的计算；军用飞机的综合能力指数包含空对空作战效能指数和空 对地作战效能指数；
a.空对空作战效能指数
求空对空作战效能指数首先需要选取影响空战的主要因素，一般用与空战有关的7个主 要因素来衡量飞机空对空作战能力：机动性、火力、探测目标能力、操纵效能、生存能力、 航程和电子对抗能力；则空战能力指数如下：
f1＝[ln B+ln(ΣA1+1)+ln(ΣA2)]ε1ε2ε3ε4         (1)
式中，B为机动性参数，A1为火力参数，A2为探测能力参数，ε1是操纵效能系数，ε2是 生存能力系数，ε3是航程系数，ε4是电子对抗能力系数；
机动性参数B用飞机最大允许过载nymax、最大稳定盘旋过载和最大单位重量剩余功 率SEP，单位m/s求得；公式为：
B = ( n y max + n y cir + SEP × 9 / 300 ) - - - ( 2 ) ]]>
式中，9和300分别为现代作战飞机最大可用过载和上升率m/s，计算式稳定盘旋过载可 用典型高度、典型马赫数的数值；对于有过失速机动能力的战斗机，按上述计算的B值乘以 (αav/24)0.5修正；αav是过失速机动可用最大迎角；
火力参数要根据不同的机载武器分别进行计算；由于现代作战飞机上用于对空作战的武 器主要是导弹和航炮，所以，设航炮的火力系数为两种导弹的火力系数分别为和总火力系数为：
Σ A 1 = A 1 ag + A 1 1 + A 2 2 - - - ( 3 ) ]]>
航炮的火力系数与其每分钟发射率(rpm)即射速，弹丸初速υ0(m/s)、弹丸重量G(g)、 弹丸口径Dr(mm)、及该种航炮配置数量(n)有关；具体计算公式为
A 1 ag = K α ( rpm 1200 ) · ( υ 0 1000 ) 2 · ( G 400 ) · ( D r 30 ) · n - - - ( 4 ) ]]>
式中，各常数是标准值，Kα是瞄准具修正系数，用陀螺活动光环瞄准具时Kα为1.0，用 固定光环瞄准，Kα为0.4-0.5，用快速瞄准具，Kα为1.2-1.5；
空空导弹的火力参数考虑最大实际有效射程R(km)、允许发射总高度差△H(km)、发射包 线总攻击角Aatt度、导弹最大过载导弹最大跟踪角速度ωmaxm/s、总离轴发射角Aoff即 超前及滞后离轴角之和，单发杀伤概率Pk和同类导弹挂架数量n；
A 1 1 = R × ΔH × P k × ( A att 360 ) × ( n y max m 35 ) × ( ω max 20 ) × ( A off 40 ) × n - - - ( 5 ) ]]>
求对数值前总火力参数中加上1的原因是为防止不挂导弹的飞机火力参数的对数值变为 负值或无穷大；
探测能力参数A2包括3部分组成，即雷达红外搜索跟踪装置和目视能力
ΣA = A 2 r + A 2 IR + A 2 eye - - - ( 6 ) ]]>
雷达探测能力参数包括最大发现目标距离Dd，RCS为5m2，单位km，发现目标概率pd， 最大搜索方位角Abearing度，雷达体制衡量系数K2，同时跟踪目标数量m1和同时允许攻击目 标数量m2；计算公式为
A 2 r = D d 2 4 × A bearing 360 × P d × K 2 × ( m 1 × m 2 ) 0.05 - - - ( 7 ) ]]>
式中雷达体制系数K2取值为：测距器0.3，无角跟踪能力雷达0.5，圆锥扫描雷达0.6， 单脉冲雷达0.7，脉冲多普勒雷达0.8-1.0，并按下视能力强弱选值；式中常数4代表有效目视 发现能力2km的平方；
红外搜索装置的探测能力参数与雷达发现能力参数的计算公式相同，K2取值改为：单元 件亮点式红外探测器0.3，多元固定式探测装置0.5，搜索跟踪装置0.7-0.9，若配有激光测距 器则K2值再增加0.05；
目视探测能力与飞机风挡及座舱盖设计有很大关系，计算公式同上式，但K2，m1及m2 为1.0；目视可见距离一般为8km，发现概率0.59-0.75，视场角在160。—360。之间，视不同 飞机而定；
驾驶员操纵效能系数与飞机座舱布局、操纵系统及显示装置因素有关；取值原则为：第 二次世界大战时期战斗机为0.6，20世纪50年代战斗机用一般仪表及液压助力操纵系统的为 0.7，有平视显示器的喷气战斗机为0.8，用电传操纵、有平显的为0.85，用电传操纵，有平 显、下显、数据总线及双杆技术的为0.9，在此基础上更能发挥驾驶员能力的设计从0.9到1.0 之间取值；
作战飞机生存能力系数用飞机的几何尺寸与雷达反射截面RCS为主要代表因素，计算公 式为
ϵ 2 = ( 10 l × 15 L all × 5 RCS ) 0.0625 - - - ( 8 ) ]]>
式中，l为翼展m，Lall为全长，含空速管的长度，m，RCS m2指迎头或尾后方位120° 左右之内的对应3cm波长雷达的平均值；
战斗机留空时间与作战效能有很大关系，由于各种战斗机的留空时间数据缺乏，而飞机 的机内油最大航程Rfight(km)数据交易得到，所以，用下式计算航程系数
ε3＝(Rfight/1400)0.25      (9)
电子对抗能力系数ε4比较难以确定，作战飞机上安装的电子对抗设备主要有全向雷达告 警系统、消极干扰投放系统、红外导弹积极干扰器、电磁波积极干扰器、导弹临近告警系统， 由于保密的原因，对各种作战飞机的电子对抗设备只能进行粗略的了解，难以做出精确的量 化估计，粗略估算按表1所列取值；
表1
序号 机械电子对抗设备 ε4 1 全向雷达告警系统 1.05 2 全向雷达告警系统+消极干扰投放系统 1.10 3 全向雷达告警系统+红外及电磁波积极干扰器 1.15 4 全向雷达告警系统+导弹临近告警系统、自动交连 1.20
b.空对地作战效能指数
空对地作战效能指数由两部分组成，即航程指数和武器效能指数；两者相加得出总值f2； 航程指数是当量航程Range的自然对数，武器效能指数是当量载弹量Be的自然对数，计算公 式为
f2＝[ln(Range)+ln(Be)]ε4         (10)
式中，ε4是电子对抗能力系数，取值见前面空对空作战能力指数计算；
当量航程与最大航程Rmax、突防系数Rp、远程武器系数Rm和导航能力系数Rn有关，计 算公式为
Range＝Rmax×Rp×Rm×Rn    (11)
式中最大航程根据飞机性能取值，突防系数则与生存能力系数ε2、装甲系数、突防机动 能力n4、突防最低高度Hp和突防速度Vp有关，计算公式为
Rp＝[0.25×ε2+0.15×Armor+0.10×(nymax/9)+0.25×(100/Hp)+0.25×(Vp/1200)}   (12)
式中，ε2为生存能力系数；
装甲系数Armor取值的依据为：全机有装甲保护0.9-1.0；座舱有装甲、系统部分装甲保 护0.7；座椅前后、靠背有装甲0.5-0.6；没有装甲保护0.2；
远程武器系数需要考虑使用远程武器，包括滑翔炸弹、巡航导弹因素，相当于延长了攻 击飞机的航程，所以放在当量航程项目内；计算公式为
R m = [ ( L fire / 3 ) × K × n + 1 ] - - - ( 13 ) ]]>
式中，Lfire为武器射程，常数3相当于自由下落炸弹的平均射程km；常数加1是为了不 挂远程武器时不至于令Rm为0；K为武器品种修正系数，取值准则为：普通炸弹0，滑翔炸 弹0.5，半主动制导弹0.75，全主动、发射后不管的导弹为1.0；n是该类武器数量；若挂不 同类远程对地攻击武器，只选其中Rm值最大的一种计算；
导航能力系数Rn按如下标准取值：机上只有无线电罗盘的0.5，增设塔康战术导航或类 似系统的0.6，再增加多普勒导航系统为0.7，增加惯性导航系统的增加0.1-0.5，增加卫星导 航系统GPS的增加0.1-0.2，但导航能力系数不得超过1.0；
对地攻击能力指数的另一部分是当量载弹量的自然对数，当量载弹量由最大载弹量WB和 对地攻击效率系数Pa之成绩决定，
Be＝We×Pa          (14)
式中WB值根据飞机的重量特性决定，对地攻击效率系数与机上外挂数量、使用的武器精 度系数及发现目标能力系数有关；计算公式为
Pa＝[0.2×num/15+0.4×Acc+0.4×Abf]         (15)
式中，num为挂架数量，Acc为武器精度系数，取值准则为：导弹1.0，激光式电视自动 制导武器0.9，无线电指令制导武器0.7，普通炸弹0.5，Abf为发现目标能力系数，如同时带 不同品种武器则按最好的武器决定此系数；
发现目标能力系数取值准则为：目视寻找目标0.5，有激光测距器加0.1，有前视红外FLIR 或微光电视LLTV加0.1-0.15，只有对地攻击雷达，0.8-0.9，总的发现目标能力系数不大于1.0；
飞机的作战能力指数：FE＝α1f1+α2f2
其中α1，α2分别为空对空和空对地任务的分配系数，根据使用方对飞机大要求而设定；
步骤四：风险指数的计算；风险指数是指设计方案抵御风险的能力，主要牵涉到技术风 险度、费用风险度和进度风险度三方面的内容；
技术风险度指的是新技术应用时所达到的性能指标不能达到预期要求的概率，其计算公 式表述如下：
Pra＝Σ(αiPdiσai/Ai)    (16)
式中，Pra为技术风险度，Pdi为新技术研究失败的概率，Ai为新技术应用能使相应性能 指标获得的性能增量，σai为新技术应用时相应性能指标增量的劣向标准差，αi为各性能指 标在系统中的权重系数；其中，Pdi和αi通过专家评判法获得；
费用风险度指的是不能按预定费用完成研制任务的概率，计算公式如下：
Prc＝P(CRDT&E&P≥C预定)      (17)
式中，Prc为费用风险度，CRDT&E&P为飞机的研制与生产费用，C预定为研制该飞机可承 受的最大预定研制与生产费用；
进度风险度指的是不能按预定时间完成研制任务的概率，计算公式如下：
P rt = σ ip / T e = ( Σ σ ti 2 ) / ( Σ T ei ) - - - ( 18 ) ]]>
式中，Prt为进度风险度，Tei为飞机系统研制过程中关键工序路线上各工序的平均完成 时间，为关键工序路线上各工序完成时间的方差；
风险指数的数学描述表述如下：
P = 1 - ( 1 - P ra ) ( 1 - P rc ) ( 1 - P rt ) P ra ≤ P ra 0 P rc ≤ P rc 0 P rt ≤ P rt 0 - - - ( 19 ) ]]>
分别表示技术、费用、进度风险的最大可接受值，一旦大于任一可接受 值，则P＝1；
在风险因素影响的情况下，按时、按质、按量完成研制任务的概率为：
Ps＝1-P     (20)
步骤五：军用飞机系统效能的计算；军用飞机系统效能的计算公式表述如下：
F系统效能＝FE·εA·εD·(1-P)   (21)
式中，FE为飞机系统的综合作战能力指数；P为有风险条件下的研制任务成功率；εA为 系统的可用性，在计算的时候用飞机的可用度来计算；εD为系统的可信性，计算时用飞机的 任务可靠度计算。

说明书一种军用飞机在总体设计阶段的系统效能评估方法
技术领域
本发明涉及一种军用飞机在总体设计阶段的系统效能评估方法，特别是涉及作战飞机的 系统效能评估方法，属于系统工程技术领域。
背景技术
随着战场环境的日趋残酷，对军用飞机系统效能提出更高要求，军用飞机系统效能的高 低将直接影响战争的胜负。
军用飞机在总体设计阶段的效能评估是在总体设计阶段对飞机设计定型之后的系统效能 的估算，与军用飞机的具体设计参数息息相关。因此，根据系统工程的理论，可以将军用飞 机系统效能作为顶层特性，层层分解为众多的基本参数，引入了风险指数的概念，形成系统、 完整的参数体系结构。
发明内容
1、发明目的
本发明的目的在于针对现在我国军用飞机无法在总体设计阶段对飞机系统效能进行评估 的问题，提供一种军用飞机在总体设计阶段的系统效能评估方法。它是运用系统工程的理论， 将军用飞机系统效能作为军用飞机的顶层特性，层层分解为众多的基本参数，形成系统、完 整的参数体系结构，并以此为基础建立军用飞机系统效能评估方法。
2、技术方案
本发明一种军用飞机在总体设计阶段的系统效能评估方法，该方法具体步骤如下：
步骤一：军用飞机系统效能影响因素分析。参考GJB 1364-92文件，并结合军用飞机的 实战特点，搜集影响军用飞机系统效能的影响因素。
步骤二：军用飞机系统效能结构。在步骤一的基础上，运用系统工程的理论，将军用飞 机的系统效能进行层层分解，最终建立军用飞机系统效能结构如图1。
步骤三：综合能力指数的计算。军用飞机的综合能力指数包含空对空作战效能指数和空 对地作战效能指数。
a.空对空作战效能指数
求空对空作战效能指数首先需要选取影响空战的主要因素。一般用与空战有关的7个主 要因素来衡量飞机空对空作战能力：机动性、火力、探测目标能力、操纵效能、生存能力、 航程和电子对抗能力。则空战能力指数如下：
f1＝[ln B+ln(ΣA1+1)+ln(ΣA2)]ε1ε2ε3ε4   (1)
式中，B为机动性参数，A1为火力参数，A2为探测能力参数，ε1是操纵效能系数，ε2是 生存能力系数，ε3是航程系数，ε4是电子对抗能力系数。
机动性参数B用飞机最大允许过载nymax、最大稳定盘旋过载和最大单位重量剩余功 率(SEP，单位m/s)求得。公式为：
B = ( n y max + n y cir + SEP × 9 / 300 ) - - - ( 2 ) ]]>
式中，9和300分别为现代作战飞机最大可用过载和上升率(m/s)，计算式稳定盘旋过 载可用典型高度、典型马赫数的数值。对于有过失速机动能力的战斗机，可按上述计算的B 值乘以(αav/24)0.5修正。αav是过失速机动可用最大迎角。
火力参数要根据不同的机载武器分别进行计算。由于现代作战飞机上用于对空作战的武 器主要是导弹和航炮，所以在此仅举一个飞机上只有航炮和两种导弹的例子。设航炮的火力 系数为两种导弹的火力系数分别为和总火力系数为：
Σ A 1 = A 1 ag + A 1 1 + A 2 2 - - - ( 3 ) ]]>
航炮的火力系数与其每分钟发射率(rpm)即射速，弹丸初速υ0(m/s)、弹丸重量 G(g)、弹丸口径Dr(mm)及该种航炮配置数量(n)有关。具体计算公式为
A 1 ag = K α ( rpm 1200 ) · ( υ 0 1000 ) 2 · ( G 400 ) · ( D r 30 ) · n - - - ( 4 ) ]]>
式中，各常数是标准值，Kα是瞄准具修正系数。用陀螺活动光环瞄准具时Kα为1.0，用 固定光环瞄准，Kα为0.4-0.5，用快速瞄准具，Kα为1.2-1.5。
空空导弹的火力参数考虑最大实际有效射程R(km)、允许发射总高度差△H(km)、发射包 线总攻击角Aatt(度)、导弹最大过载导弹最大跟踪角速度ωmax(m/s)、总离轴发射角Aoff(超前及滞后离轴角之和，度)、单发杀伤概率(Pk)和同类导弹挂架数量(n)。
A 1 1 = R × ΔH × P k × ( A att 360 ) × ( n y max m 35 ) × ( ω max 20 ) × ( A off 40 ) × n - - - ( 5 ) ]]>
求对数值前总火力参数中加上1的原因是为防止不挂导弹的飞机火力参数的对数值变为 负值或无穷大。
探测能力参数A2包括3部分组成，即雷达红外搜索跟踪装置和目视能 力
ΣA = A 2 r + A 2 IR + A 2 eye - - - ( 6 ) ]]>
雷达探测能力参数包括最大发现目标距离Dd(RCS为5m2，单位km)，发现目标概率pd， 最大搜索方位角Abearing(度)，雷达体制衡量系数(K2)，同时跟踪目标数量(m1)和同时允 许攻击目标数量(m2)。计算公式为
A 2 r = D d 2 4 × A bearing 360 × P d × K 2 × ( m 1 × m 2 ) 0.05 - - - ( 7 ) ]]>
式中雷达体制系数(K2)取值为：测距器0.3，无角跟踪能力雷达0.5，圆锥扫描雷达0.6， 单脉冲雷达0.7，脉冲多普勒雷达0.8-1.0，并按下视能力强弱选值。式中常数4代表有效目视 发现能力2km的平方。
红外搜索装置的探测能力参数与雷达发现能力参数的计算公式相同，K2取值改为：单元 件亮点式红外探测器0.3，多元固定式探测装置0.5，搜索跟踪装置0.7-0.9.如配有激光测距器 则K2值再增加0.05。
目视探测能力与飞机风挡及座舱盖设计有很大关系，计算公式同上式，但K2，m1及m2为1.0。目视可见距离一般为8km，发现概率0.59-0.75，视场角在160°—360°之间，视不同 飞机而定。
驾驶员操纵效能系数与飞机座舱布局、操纵系统及显示装置等因素有关。取值原则为： 第二次世界大战时期战斗机为0.6，20世纪50年代战斗机用一般仪表及液压助力操纵系统的 为0.7，有平视显示器的喷气战斗机为0.8，用电传操纵、有平显的为0.85，用电传操纵，有 平显、下显、数据总线及双杆技术(HOTAS)的为0.9。在此基础上更能发挥驾驶员能力的 设计从0.9到1.0之间取值。
作战飞机生存能力系数可用飞机的几何尺寸与雷达反射截面(RCS)为主要代表因素。 计算公式为
ϵ 2 = ( 10 l × 15 L all × 5 RCS ) 0.0625 - - - ( 8 ) ]]>
式中，l为翼展(m)，L为全长(含空速管的长度，m)，RCS(m2)指迎头或尾后方 位120°左右之内的对应3cm波长雷达的平均值。
战斗机留空时间与作战效能有很大关系。由于各种战斗机的留空时间数据缺乏，而飞机 的机内油最大航程Rfight(km)数据交易得到，所以可用下式计算航程系数。
ε3＝(Rfight/1400)0.25   (9)
电子对抗能力系数ε4比较难以确定。作战飞机上安装的电子对抗设备主要有全向雷达告 警系统、消极干扰投放系统、红外导弹积极干扰器、电磁波积极干扰器、导弹临近告警系统 等。由于保密的原因，对各种作战飞机的电子对抗设备只能进行粗略的了解，难以做出精确 的量化估计。粗略估算可以按表1所列取值。
表1
序号 机械电子对抗设备 ε4 1 全向雷达告警系统 1.05 2 全向雷达告警系统+消极干扰投放系统 1.10 3 全向雷达告警系统+红外及电磁波积极干扰器 1.15 4 全向雷达告警系统+导弹临近告警系统、自动交连 1.20
b.空对地作战效能指数
空对地作战效能指数由两部分组成，即航程指数和武器效能指数。两者相加得出总值f2。 航程指数是当量航程Range的自然对数，武器效能指数是当量载弹量Be的自然对数。计算公 式为
f2＝[ln(Range)+ln(Be)]ε4   (10)
式中，ε4是电子对抗能力系数，取值见前面空对空作战能力指数计算。
当量航程与最大航程(Rmax)、突防系数(Rp)、远程武器系数(Rm)和导航能力系数 (Rn)有关，计算公式为
Range＝Rmax×Rp×Rm×Rn   (11)
式中最大航程可根据飞机性能取值。突防系数则与生存力系数(ε2)、装甲系数、突防 机动能力(用最大允许过载n4代表)、突防最低高度(Hp)和突防速度(Vp)等有关。计算 公式为
Rp＝[0.25×ε2+0.15×Armor+0.10×(nymax/9)+0.25×(100/Hp)+0.25×(Vp/1200)]   (12)
式中，ε2为生存能力系数。
装甲系数Armor取值的依据为：全机有装甲保护0.9-1.0；座舱有装甲、系统部分装甲保 护0.7；座椅前后、靠背有装甲0.5-0.6；没有装甲保护0.2。
远程武器系数需要考虑使用远程武器，包括滑翔炸弹、巡航导弹等因素。相当于延长了 攻击飞机的航程，所以放在当量航程项目内。计算公式为
R m = [ ( L fire / 3 ) × K × n + 1 ] - - - ( 13 ) ]]>
式中，Lfire为武器射程，常数3相当于自由下落炸弹的平均射程(km)。常数加1是为了 不挂远程武器时不至于令Rm为0。K为武器品种修正系数，取值准则为：普通炸弹0，滑翔 炸弹0.5，半主动制导弹0.75，全主动、发射后不管的导弹为1.0。n是该类武器数量。如挂 不同类远程对地攻击武器，只选其中Rm值最大的一种计算。
导航能力系数(Rn)按如下标准取值：机上只有无线电罗盘的0.5，增设塔康战术导航 或类似系统的0.6，如再增加多普勒导航系统为0.7，增加惯性导航系统的增加0.1-0.5，增加 卫星导航系统(GPS)的增加0.1-0.2。但导航能力系数不得超过1.0。
对地攻击能力指数的另一部分是当量载弹量的自然对数。当量载弹量由最大载弹量(WB) 和对地攻击效率系数(Pa)之成绩决定。
Be＝We×Pa   (14)
式中WB值可根据飞机的重量特性决定。对地攻击效率系数与机上外挂数量、使用的武器 精度系数及发现目标能力系数有关。计算公式为
Pa＝[0.2×num/15+0.4×Acc+0.4×Abf]   (15)
式中，num为挂架数量，Acc为武器精度系数，取值准则为：导弹1.0，激光式电视自动 制导武器0.9，无线电指令制导武器0.7，普通炸弹0.5，Abf为发现目标能力系数。如同时带 不同品种武器则按最好的武器决定此系数。
发现目标能力系数取值准则为：目视寻找目标0.5，有激光测距器加0.1，有前视红外 (FLIR)或微光电视(LLTV)加0.1-0.15，只有对地攻击雷达，0.8-0.9。总的发现目标能力 系数不大于1.0。
飞机的作战能力指数：FE＝α1f1+α2f2
其中α1，α2分别为空对空和空对地任务的分配系数。根据使用方对飞机大要求而设定。
步骤四：风险指数的计算。风险指数是指设计方案抵御风险的能力，主要牵涉到技术风 险度、费用风险度和进度风险度三方面的内容。
技术风险度指的是新技术应用时所达到的性能指标不能达到预期要求的概率，其计算公 式可表述如下：
Pra＝Σ(αiPdiσai/Ai)   (16)
式中，Pra为技术风险度，Pdi为新技术研究失败的概率，Ai为新技术应用能使相应性能 指标获得的性能增量，σai为新技术应用时相应性能指标增量的劣向标准差，αi为各性能指 标在系统中的权重系数。其中，Pdi和αi可通过专家评判法获得。
费用风险度指的是不能按预定费用完成研制任务的概率，计算公式如下：
Prc＝P(CRDT&E&P≥C预定)   (17)
式中，Prc为费用风险度，CRDT&E&P为飞机的研制与生产费用，C预定为研制该飞机可承 受的最大预定研制与生产费用。
进度风险度指的是不能按预定时间完成研制任务的概率，计算公式如下：
P rt = σ ip / T e = ( Σ σ ti 2 ) / ( Σ T ei ) - - - ( 18 ) ]]>
式中，Prt为进度风险度，Tei为飞机系统研制过程中关键工序路线上各工序的平均完成 时间，为关键工序路线上各工序完成时间的方差。
风险指数的数学描述可表述如下：
P = 1 - ( 1 - P ra ) ( 1 - P rc ) ( 1 - P rt ) P ra ≤ P r a 0 P rc ≤ P rc 0 P rt ≤ P rt 0 - - - ( 19 ) ]]>
分别表示技术、费用、进度风险的最大可接受值，一旦大于任一可接受 值，则P＝1。
则在风险因素影响的情况下，按时、按质、按量完成研制任务的概率为：
Ps＝1-P   (20)
步骤五：军用飞机系统效能的计算。军用飞机系统效能的计算公式可表述如下：
F系统效能＝FE·εA·εD·(1-P)   (21)
式中，FE为飞机系统的综合作战能力指数；P为有风险条件下的研制任务成功率；εA为 系统的可用性，在计算的时候用飞机的可用度来计算；εD为系统的可信性，计算时用飞机的 任务可靠度计算。
3、优点及功效
本发明具有以下优点：
1)本发明一种军用飞机总体设计阶段的系统效能评估方法，可以通过理论计算获得军用 飞机设计定型完成后的系统效能，工程适用性强，尤其在决策是否改进或生产新型号 飞机机型时，效果明显。
2)本发明一种军用飞机总体设计阶段的系统效能评估方法，在计算军用飞机系统效能时 将军用飞机的系统效能进行自上而下的层层分解，分解为具体的参数，在这个过程中 引入了风险参数，然后再通过计算各个参数得出军用飞机系统效能，可以为民用飞机 的总体设计阶段系统效能的评估提供参考。
附图说明
图1是军用飞机系统效能结构图。
图2是本发明确定方法流程图。
具体实施方式
下面将结合附图和实施例对本发明做进一步的详细说明。
本发明一种军用飞机在总体设计阶段的系统效能的评估方法，以F-16C为例，其基本参 数见表2，
参数名称 F-16C 飞机空重We(kg) (F100-PW-229)8433   (F110-GE-129)8581 飞机最大飞行速度v(km/h) 2328 飞机试飞机架数FTA(架) 2-6 飞机的发动机台数NENG 1 发动机最大推力Tmax(KN) 122-129 发动机最大转速Mmax(r/min) 12000-14000 涡轮进口温度(K) 1672 单价飞机每年飞行的小时数TFX(h) 300-500 巡航时的推力T(KN) 75.6-76.3 空勤人员比KKQ 1.1 维护工时TWH(h) 30*TFX 最大允许过载 9g 最大稳定盘旋过载 3-4g 雷达装备 AN/APG-68(V) 主要空战武器 AIM—120 导弹有效射程(km) 50-60 导弹最大过载(g) 40左右 外挂数量 9 驾驶员操纵效能系数ε1 0.9-1.0 翼展 9.45 飞机全长 15.03 最大起飞重量(kg) 19187 机内最大燃油量(L) 4060 最大单位重量剩余功率 300-500 研制与生产费用(万美元) 2154 预定最大研制与生产费用(万美元) 2200 驾驶员操纵效能系数ε1 0.9-1.0
表2
图1是军用飞机系统效能结构图。
如图2所示，本发明一种军用飞机在总体设计阶段的系统效能评估方法，该方法具体步骤 如下：
步骤一：军用飞机系统效能影响因素分析。参考标准GJB 1364-92文件进行；
步骤二：军用飞机系统效能结构。在步骤一的基础上，运用层次分析法，将军用飞机的 系统效能影响因素进行归类，进行自上而下的层层分解，最终建立军用飞机系统效能结构。
步骤三：综合作战能力指数的计算。军用飞机的综合作战能力指数包含空对空作战效能 指数和空对地作战效能指数。
a.空对空作战效能指数
求空对空作战效能指数首先需要选取影响空战的主要因素。一般用与空战有关的7个主 要因素来衡量飞机空对空作战能力：机动性、火力、探测目标能力、操纵效能、生存能力、 航程和电子对抗能力。则空战能力指数如下：
f1＝[ln B+ln(ΣA1+1)+ln(ΣA2)]ε1ε2ε3ε4   (1)
式中，B为机动性参数，A1为火力参数，A2为探测能力参数，ε1是操纵效能系数，ε2是 生存能力系数，ε3是航程系数，ε4是电子对抗能力系数。
机动性参数B用飞机最大允许过载ny max、最大稳定盘旋过载和最大单位重量剩余功 率(SEP，单位m/s)求得。公式为：
B = ( n y max + n y cir + SEP × 9 / 300 ) - - - ( 2 ) ]]>
式中，9和300分别为现代作战飞机最大可用过载和上升率(m/s)，计算式稳定盘旋过 载可用典型高度、典型马赫数的数值。对于有过失速机动能力的战斗机，可按上述计算的B 值乘以(αav/24)0.5修正。αav是过失速机动可用最大迎角。
经计算F-16-C的机动性参数在21到28之间，取B＝24.5。
火力参数要根据不同的机载武器分别进行计算。由于现代作战飞机上用于对空作战的武 器主要是导弹和航炮，所以在此仅举一个飞机上只有航炮和两种导弹的例子。设航炮的火力 参数为两种导弹的火力参数分别为和总火力参数为：
Σ A 1 = A 1 ag + A 1 1 + A 2 2 - - - ( 3 ) ]]>
航炮的火力系数与其每分钟发射率(rpm)即射速，弹丸初速υ0(m/s)、弹丸重量 G(g)、弹丸口径Dr(mm)及该种航炮配置数量(n)有关。具体计算公式为
A 1 ag = K α ( rpm 1200 ) · ( υ 0 1000 ) 2 · ( G 400 ) · ( D r 30 ) · n - - - ( 4 ) ]]>
式中，各常数是标准值，Kα是瞄准具修正系数。用陀螺活动光环瞄准具时Kα为1.0，用 固定光环瞄准，Kα为0.4-0.5，用快速瞄准具，Kα为1.2-1.5。
空空导弹的火力参数考虑最大实际有效射程R(km)、允许发射总高度差△H(km)、发射包 线总攻击角Aatt(度)、导弹最大过载导弹最大跟踪角速度ωmax(m/s)、总离轴发射角Aoff(超前及滞后离轴角之和，度)、单发杀伤概率(Pk)和同类导弹挂架数量(n)。
A 1 1 = R × ΔH × P k × ( A att 360 ) × ( n y max m 35 ) × ( ω max 20 ) × ( A off 40 ) × n - - - ( 5 ) ]]>
求对数值前总火力参数中加上1的原因是为防止不挂导弹的飞机火力参数的对数值变为 负值或无穷大。
经计算总火力系数在4000到7000之间，取ΣA1＝5500，
探测能力参数A2包括3部分组成，即雷达红外搜索跟踪装置和目视能 力
Σ A 2 = A 2 r + A 2 IR + A 2 eye - - - ( 6 ) ]]>
雷达探测能力参数包括最大发现目标距离Dd(RCS为5m2，单位km)，发现目标概率pd， 最大搜索方位角Abearing(度)，雷达体制衡量系数(K2)，同时跟踪目标数量(m1)和同时允 许攻击目标数量(m2)。计算公式为
A 2 r = D d 2 4 × A bearing 360 × P d × K 2 × ( m 1 × m 2 ) 0.05 - - - ( 7 ) ]]>
式中雷达体制系数(K2)取值为：测距器0.3，无角跟踪能力雷达0.5，圆锥扫描雷达0.6， 单脉冲雷达0.7，脉冲多普勒雷达0.8-1.0，并按下视能力强弱选值。式中常数4代表有效目视 发现能力2km的平方。
红外搜索装置的探测能力参数与雷达发现能力参数的计算公式相同，K2取值改为：单元 件亮点式红外探测器0.3，多元固定式探测装置0.5，搜索跟踪装置0.7-0.9.如配有激光测距器 则K2值再增加0.05。
目视探测能力与飞机风挡及座舱盖设计有很大关系，计算公式同上式，但K2，m1及m2为1.0。目视可见距离一般为8km，发现概率0.59-0.75，视场角在160°—360°之间，视不同 飞机而定。
经计算F-16C的探测能力参数在650到880之间，取ΣA2＝765。
驾驶员操纵效能系数与飞机座舱布局、操纵系统及显示装置等因素有关。取值原则为： 第二次世界大战时期战斗机为0.6，20世纪50年代战斗机用一般仪表及液压助力操纵系统的 为0.7，有平视显示器的喷气战斗机为0.8，用电传操纵、有平显的为0.85，用电传操纵，有 平显、下显、数据总线及双杆技术(HOTAS)的为0.9。在此基础上更能发挥驾驶员能力的 设计从0.9到1.0之间取值。此处取ε1＝0.95
作战飞机生存能力系数可用飞机的几何尺寸与雷达反射截面(RCS)为主要代表因素。 计算公式为
ϵ 2 = ( 10 l × 15 L all × 5 RCS ) 0.0625 - - - ( 8 ) ]]>
式中，l为翼展(m)，为全长(含空速管的长度，m)，RCS(m2)指迎头或尾后方 位120°左右之内的对应3cm波长雷达的平均值。
经计算得ε2＝1.00。
战斗机留空时间与作战效能有很大关系。由于各种战斗机的留空时间数据缺乏，而飞机 的机内油最大航程Rfight(km)数据较易得到，所以可用下式计算航程系数。
ε3＝(Rfight/1400)0.25   (9)
计算得ε3＝1.32。
电子对抗能力系数ε4比较难以确定。作战飞机上安装的电子对抗设备主要有全向雷达告 警系统、消极干扰投放系统、红外导弹积极干扰器、电磁波积极干扰器、导弹临近告警系统 等。由于保密的原因，对各种作战飞机的电子对抗设备只能进行粗略的了解，难以做出精确 的量化估计。粗略估算可以按表1所列取值。
此处取ε4＝1.10
计算得F-16A的空对空作战效能指数f1＝25.45
b.空对地作战效能指数
空对地作战效能指数由两部分组成，即航程指数和武器效能指数。两者相加得出总值f2。 航程指数是当量航程Range的自然对数，武器效能指数是当量载弹量Be的自然对数。计算公 式为
f2＝[ln(Range)+ln(Be)]ε4   (10)
式中，ε4是电子对抗能力系数，取值见前面空对空作战能力指数计算。
当量航程与最大航程(Rmax)、突防系数(Rp)、远程武器系数(Rm)和导航能力系数 (Rn)有关，计算公式为
Range＝Rmax×Rp×Rm×Rn   (11)
式中最大航程可根据飞机性能取值。突防系数则与生存能力系数(ε2)、装甲系数、突 防机动能力(用最大允许过载n4代表)、突防最低高度(Hp)和突防速度(Vp)等有关。 计算公式为
Rp＝[0.25×ε2+0.15×Armor+0.10×(ny max/9)+0.25×(100/Hp)+0.25×(Vp/1200)]   (12)
式中，ε2为生存能力系数。
装甲系数Armor取值的依据为：全机有装甲保护0.9-1.0；座舱有装甲、系统部分装甲保 护0.7；座椅前后、靠背有装甲0.5-0.6；没有装甲保护0.2。
远程武器系数需要考虑使用远程武器，包括滑翔炸弹、巡航导弹等因素。相当于延长了 攻击飞机的航程，所以放在当量航程项目内。计算公式为
R m = [ ( L fire / 3 ) × K × n + 1 ] - - - ( 13 ) ]]>
式中，Lfire为武器射程，常数3相当于自由下落炸弹的平均射程(km)。常数加1是为了 不挂远程武器时不至于令Rm为0。K为武器品种修正系数，取值准则为：普通炸弹0，滑翔 炸弹0.5，半主动制导弹0.75，全主动、发射后不管的导弹为1.0。n是该类武器数量。如挂 不同类远程对地攻击武器，只选其中Rm值最大的一种计算。
导航能力系数(Rn)按如下标准取值：机上只有无线电罗盘的0.5，增设塔康战术导航 或类似系统的0.6，如再增加多普勒导航系统为0.7，增加惯性导航系统的增加0.1-0.5，增加 卫星导航系统(GPS)的增加0.1-0.2。但导航能力系数不得超过1.0。
经计算当量航程大约在4300到5600千米范围内，取Range＝4950千米。
对地攻击能力指数的另一部分是当量载弹量的自然对数。当量载弹量由最大载弹量(WB) 和对地攻击效率系数(Pa)之成绩决定。
Be＝We×Pa   (14)
式中WB值可根据飞机的重量特性决定。对地攻击效率系数与机上外挂数量、使用的武器 精度系数及发现目标能力系数有关。计算公式为
Pa＝[0.2×num/15+0.4×Acc+0.4×Abf]   (15)
式中，num为挂架数量，Acc为武器精度系数，取值准则为：导弹1.0，激光式电视自动 制导武器0.9，无线电指令制导武器0.7，普通炸弹0.5，Abf为发现目标能力系数。如同时带 不同品种武器则按最好的武器决定此系数。
发现目标能力系数取值准则为：目视寻找目标0.5，有激光测距器加0.1，有前视红外 (FLIR)或微光电视(LLTV)加0.1-0.15，只有对地攻击雷达，0.8-0.9。总的发现目标能力 系数不大于1.0。
经计算突防系数在1.42到1.46之间，取Be＝1.44。
经计算得空对地作战效能指数f2＝9.76。
取α1＝α2＝0.5，则F-16C飞机综合作战能力指数FE＝17.61。
步骤四：风险指数的计算。风险指数是指设计方案抵御风险的能力，主要涵盖技术风险 度、费用风险度和进度风险度。
技术风险度指的是新技术应用时所达到的性能指标不能达到预期要求的概率，其计算公 式可表述如下：
Pra＝Σ(αiPdiσai/Ai)   (16)
式中，Pra为技术风险度，Pdi为新技术研究失败的概率，Ai为新技术应用能使相应性能 指标获得的性能增量，σai为新技术应用时相应性能指标增量的劣向标准差，αi为各性能指 标在系统中的权重系数。其中，Pdi和αi可通过专家评判法获得。
费用风险度指的是不能按预定费用完成研制任务的概率，计算公式如下：
Prc＝P(CRDT&E&P≥C预定)   (17)
式中，Prc为费用风险度，CRDT&E&P为飞机的研制与生产费用，C预定为研制该飞机可承 受的最大预定研制与生产费用。
进度风险度指的是不能按预定时间完成研制任务的概率，计算公式如下：
P rt = σ ip / T e = ( Σ σ ti 2 ) / ( Σ T ei ) - - - ( 18 ) ]]>
式中，Prt为进度风险度，Tei为飞机系统研制过程中关键工序路线上各工序的平均完成 时间，为关键工序路线上各工序完成时间的方差。
风险指数的数学描述可表述如下：
P = 1 - ( 1 - P ra ) ( 1 - P rc ) ( 1 - P rt ) P ra ≤ P r a 0 P rc ≤ P rc 0 P rt ≤ P rt 0 - - - ( 19 ) ]]>
分别表示技术、费用、进度风险的最大可接受值，一旦大于任一可接受 值，则P＝1。
为了简化问题，此处只考虑费用风险，同时将飞机的研制与生产费用与预定的最大研制 与生产费用的比值作为费用风险度，则经计算飞机的风险指数P＝0.021。
则在风险因素影响的情况下，按时、按质、按量完成研制任务的概率为：
Ps＝1-P   (20)
步骤五：军用飞机系统效能的计算。军用飞机系统效能的计算公式可表述如下：
F系统效能＝FE·εA·εD·(1-P)   (21)
式中，FE为飞机系统的综合作战能力指数；P为有风险条件下的研制任务成功率；εA为 系统的可用性，在计算的时候用飞机的可用度来计算；εD为系统的可信性，计算时用飞机的 任务可靠度计算。
此处取εA＝εD＝0.88。
经计算F-16C的系统效能F系统效能＝13.35。