CN109063256A - 一种用于评估客机适航性的飞机数字虚拟飞行仿真计算系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种用于评估客机适航性的飞机数字虚拟飞行仿真计算系统，该系统包括基于适航条款的考核任务数字化的子系统(100)、驾驶员模型的子系统(200)、飞机系统的子模型(300)及风扰动模型的子系统(400)。通过考核任务数字化的子系统(100)和驾驶员模型的子系统(200)，实现适航条款所规定飞行任务的数字虚拟飞行仿真计算。本发明的飞机数字虚拟飞行仿真计算系统采用数字虚拟飞行方法，能够在客机概念设计阶段验证设计方案是否满足适航条例，评估各项设计指标是否满足适航条例的要求，并为总体设计提供优化参数。

Description

一种用于评估客机适航性的飞机数字虚拟飞行仿真计算系统

技术领域

本发明涉及一种飞行仿真计算系统，更特别地说，是一种通过数字虚拟飞行仿真手段、在客机概念设计阶段中进行客机适航性评估的系统和方法。

背景技术

当设计一种新的飞机时，几乎总要遇到如何选择其总体形式的问题。这实际上就是飞机概念设计阶段的开始，完全用解析的方法来选择飞机的形式是不可能的。但是在已有的方案和准备采用方案的范围内，从评价准则和满足给定的设计要求及战术技术要求的观点来看，可以建立起一定形式的求解最优方案的方法。

仿真技术应用于国防、民用开辟了应用的新天地。它以风险小，效率高，不受气候条件和空间的限制，大大降低研制成本和验证周期而得到广泛应用。

民用客机在投入运营前需取得适航证，即客机的各项指标须满足适航要求。因此，在客机设计过程中必须遵循民用飞机适航条例的各项要求，才能在研制过程中节约成本，优化性能。目前国内采用的适航标准为《中国民用航空规程(CCAR-25-R4)》，2011年11月7日，有关“B分部飞行”部分中主要从飞机的飞行性能和操稳特性等方面对民用客机的性能指标进行了限制。

利用计算机及仿真软件(如Matlab R2012a－Simulink)仿真是一个重要的环节，不仅能够缩短工程研制周期，而且大大节约验证飞行成本。

发明内容

为了在客机概念设计阶段，评估各项设计指标是否满足适航标准的要求，本发明设计了一种用于评估客机适航性的飞机数字虚拟飞行仿真计算系统。飞机数字虚拟飞行仿真计算系统采用数字虚拟飞行方法及时验证设计方案是否满足适航条例，是一种既可行又经济的研究方法。

本发明的飞机数字虚拟飞行仿真计算系统，该系统包括基于适航条款的考核任务数字化的子系统(100)、驾驶员模型的子系统(200)、飞机系统的子模型(300)及风扰动模型的子系统(400)；所述驾驶员模型子系统(200)包括纵向驾驶员模型单元(201)和横航向驾驶员模型单元(202)，所述飞机系统子模型(300)包括飞控系统模型单元(301)、飞机飞行动力学模型单元(302)和起落架模型单元(303)。

所述飞机数字虚拟飞行仿真计算系统仿真流程为：

(A)选择考核任务，初始化飞机高度、速度、航迹倾角、油门位置、重量、重心位置等信息；根据考核任务选择飞机构型(起飞、着陆、巡航)，初始化机场高度、跑道道面情况等信息，确定风扰具体数值，确定驾驶员操纵策略；

(B)驾驶员模型子系统(200)根据当前飞机飞行动力学模型单元(302)输入的飞机高度、速度、航迹角、姿态角及气动角等信息和基于适航条款的考核任务数字化子系统(100)输入的驾驶员操纵策略信息计算输出驾驶员对各个舵面及油门的操纵量信息；

(C)飞控系统模型单元(301)根据当前飞机飞行动力学模型单元(302)输入的飞机部分飞行状态信息和驾驶员模型子系统(200)输入的驾驶员对各个舵面及油门操纵量信息计算输出各个舵面的偏度及油门位置信息。起落架模型单元(303)根据当前飞机飞行动力学模型单元(302)输入的部分飞机飞行状态信息计算输出起落架作用于机体的力及力矩信息；

(D)飞机飞行动力学模型单元(302)根据飞控系统模型单元(301)输入的各个舵面的偏度及油门位置信息、起落架模型单元(303)输入的起落架作用于机体的力及力矩信息和风扰动模型子系统(400)输入的风扰信息计算输出飞机飞行状态信息；

(E)仿真结束，根据得到的飞机飞行运动变化信息即可评估飞机各项设计指标是否满足适航条例的要求。

本发明飞机数字虚拟飞行仿真计算系统的优点在于：

①本发明的飞机数字虚拟飞行仿真计算系统能够在飞机概念设计阶段评估其各项设计指标是否满足适航条例的要求，可以节约飞机设计成本。

②本发明的飞机数字虚拟飞行仿真计算系统采用数字虚拟飞行的方法开展客机典型飞行适航性的研究，能够满足精度要求，可以用来优化飞机性能、完善设计方案，对飞机的顺利投入运营具有重要的意义。

③本发明的飞机数字虚拟飞行仿真计算系统通过改变飞机系统的子模型，可以对不同飞机进行适航性研究，具有通用性。

④本发明的飞机数字虚拟飞行仿真计算系统可以用于评估《中国民用航空规程(CCAR-25-R4)》中的多数适航条例，具有广泛的适用性。

附图说明

图1是本发明的飞机数字虚拟飞行仿真计算系统结构框图。

图2是升降舵通道的驾驶员模型结构图。

图3是由Hosman等人改进的McRuer驾驶员模型结构框图。

图4A是油门通道的驾驶员模型结构图。

图4B是油门通道的开环操纵结构图。

图5是滚转通道的驾驶员模型结构图。

图6A是跟踪目标偏航姿态的驾驶员模型结构图。

图6B是跟踪目标侧滑角的驾驶员模型结构图。

图7是飞控系统的基本模型结构。

图8A是第k个起落架支柱参考系、机轮参考系及矢量正方向示意图。

图8B是第k各起落架的机轮受力示意图。

图9是半波突风模型示意图。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明做进一步的详细说明。

如图1所示，本发明的飞机数字虚拟飞行仿真计算系统，该系统包括基于适航条款的考核任务数字化的子系统100、驾驶员模型的子系统200、飞机系统的子模型300及风扰动模型的子系统400。

为了便于说明飞机驾驶员模型的子系统200及飞机系统的子模型300建模过程，引入地面参考系O_gx_gy_gz_g、机体参考系Ox_by_bz_b、气流参考系Ox_ay_az_a、航迹参考系Ox_ky_kz_k的概念。关于坐标系的建立(参见《航空飞行器飞行动力学》，方振平，2005年11月第1版，第16-22页。

地面参考系O_gx_gy_gz_g的定义为：原点O_g位于地面任意选定的固定点(如飞机起飞点)；O_gx_g轴指向地平面某任意选定方向；O_gz_g轴铅垂向下；O_gy_g轴垂直于O_gx_gz_g平面，按右手定则确定。

机体参考系Ox_by_bz_b的定义为：原点位于飞行器的质心；Ox_b轴在飞行器对称平面内，平行于机身轴线或机翼的平均气动弦线，指向前；Oz_b轴同样在对称平面内，垂直于Ox_b轴，指向下；Oy_b轴垂直于对称平面，指向右。

气流参考系Ox_ay_az_a的定义为：原点位于飞行器的质心；Ox_a轴始终指向飞行器的空速方向；Oz_a轴位于对称平面内，垂直于Ox_a指向下；Oy_a轴垂直于Ox_az_a平面，指向右。

航迹参考系Ox_ky_kz_k的定义为：原点位于飞行器的质心；Ox_k轴始终指向飞行器的地速方向；Oz_k轴位于包含Ox_k的铅垂平面内，垂直于Ox_k指向下；Oy_k轴垂直于Ox_kz_k平面，指向右。

为了便于理解本发明各单元建模过程，首先介绍建模过程中涉及的部分参数。

迎角α：飞机速度矢量V在飞机对称平面内的投影与机体轴Ox_b之间的夹角，规定正常飞行情况下，投影线在Ox_b上方时，α为正。

侧滑角β：飞机速度矢量V与飞机对称平面之间的夹角，规定速度矢量在对称面右方时，β为正。

航迹偏角χ：又称为航向角，即航迹轴Ox_k在水平面O_gx_gy_g上的投影与O_gx_g轴之间的夹角，规定航迹向右偏转时，χ为正。

航迹倾角γ：又称为爬升角/下滑角，即航迹轴Ox_k与水平面O_gx_gy_g之间的夹角，规定航迹向上倾斜时，γ为正。

滚转角φ：飞机对称平面与包含Ox_b轴的铅垂平面之间的夹角，规定飞机向右滚转时，φ为正。

俯仰角θ：机体轴Ox_b与水平面O_gx_gy_g之间的夹角，规定飞机头部上仰时，θ为正。

偏航角ψ：机体轴Ox_b在水平面O_gx_gy_g上的投影与O_gx_g轴之间的夹角，规定飞机右偏航时，ψ为正。

过载n：作用在飞机上的气动力与发动机推力的合力与飞机重量之比。

基于适航条款的考核任务数字化子系统100

在适航条款考核任务的数字化子系统中，本发明的飞机数字虚拟飞行仿真计算系统同时考察了飞机的设计特点和适航条款的要求，进而得出驾驶员在飞行中的操纵特点及操纵指令。本发明根据《中国民用航空规程(CCAR-25-R4)》中有关飞行性能和操稳特性的部分适航条款，设计了用于适航性评估的典型飞行任务，以及飞行任务对应的驾驶员操纵策略，从而实现了基于适航条款的考核任务数字化。飞行任务包括加速-停止距离评估、起飞距离与起飞滑跑距离评估、起飞爬升(单发失效)性能评估、复飞爬升性能评估、着陆距离评估、纵向操纵特性评估、航向和横向操纵特性评估、最小操纵速度计算、纵向静稳定性的演示评估、地面航向操稳特性评估。

(1)加速－停止距离评估

在本发明中，加速－停止距离评估飞行任务包括全发工作中断起飞和单发失效中断起飞两种情况。

全发工作中断起飞的飞行任务内容为：

(a)设置飞机以起飞构型静止在跑道上，踩住刹车，启动发动机后将油门杆推至起飞功率/推力位置，再松刹车。

(b)飞机加速滑跑至决断速度时依次采取减速措施，制动飞机直至完全停止。

在本发明加速－停止距离评估中，全发工作中断起飞的飞行任务的驾驶员操纵策略为：

δ_pc为油门指令，δ_p.NTO为起飞推力油门，δ_p.MFI为慢车推力油门，V为飞机速度矢量，V₁为决断速度；

δ_spc为扰流板指令，等于0表示无偏度，δ_spc.max为扰流板最大偏度；

δ_Pbc为刹车脚蹬指令，等于0表示无刹车，等于1表示最大刹车；

χ_c为航迹倾角指令。

单发失效中断起飞的飞行任务内容为：

(a)设置飞机以起飞构型静止在跑道上，踩住刹车，启动发动机后将油门杆推至起飞功率/推力位置，再松刹车。

(b)飞机加速滑跑至失效速度时将关键发动机油门迅速收到慢车推力，此后飞机继续加速至决断速度。

(c)空速达到决断速度时依次采取减速措施，制动飞机直至完全停止。在(b)、(c)过程中驾驶员随时修正因推力不对称等引起的滑行航向偏离。

在本发明加速－停止距离评估中，单发失效中断起飞的飞行任务的驾驶员操纵策略为：

δ_pc.EF为关键发动机油门指令，δ_{p.风车状态}表示设置关键发动机停机，V为飞机速度矢量，V_EF为失效速度，δ_pc.EW为正常工作发动机油门指令。

(2)起飞距离与起飞滑跑距离评估

在本发明中，起飞距离与起飞滑跑距离评估飞行任务包括全发工作起飞和单发失效起飞两种情况。

全发工作起飞的飞行任务内容为：

(a)设置飞机以起飞构型静止在跑道上，踩住刹车，启动发动机后将油门杆推至起飞功率/推力位置，再松刹车。

(b)飞机加速滑跑至抬前轮速度后，驾驶员逐渐施加拉杆力，飞机前轮抬起而进入两轮加速滑跑；继续加速至起飞离地速度后，飞机离地开始爬升。

(c)当飞机高于起飞平面35英尺时，在此期间飞机经过的水平距离的1.15倍即为全发工作状态下的起飞距离。

在本发明起飞距离与起飞滑跑距离评估中，全发工作起飞的飞行任务的驾驶员操纵策略为：

δ_pc为油门指令；δ_p.NTO为起飞推力油门；θ_c为俯仰角指令；θ_ref为飞机达到抬前轮速度V_R后的拉起俯仰角指令，一般取10°～15°；V_R为抬前轮速度；航迹偏角指令χ_c＝0，表示驾驶员操纵飞机平行于跑道滑跑起飞。

单发失效起飞的飞行任务内容为：

(a)设置飞机以起飞构型静止在跑道上，踩住刹车，启动发动机后将油门杆推至起飞功率/推力位置，再松刹车。

(b)飞机加速至失效速度时关键发动机失效，继续加速至决断速度时驾驶员意识到关键发动机失效并操纵方向舵平衡发动机失效产生的偏航力矩。

(c)飞机继续加速至抬前轮速度时驾驶员拉杆，达到离地速度时飞机离地，开始爬升，当飞机高于起飞平面35英尺时，此期间飞机经过的水平距离即为关键发动机失效情况下的起飞距离。

在本发明起飞距离与起飞滑跑距离评估中，单发失效起飞的飞行任务的驾驶员操纵策略为：

δ_pc.EF为关键发动机油门指令，δ_pc.EW为正常工作发动机油门指令；δ_{p.风车状态}表示设置关键发动机停机；V_EF为失效速度；航迹偏角指令χ_c＝0，在关键发动机失效时驾驶员及时操纵方向舵，纠正飞机航向。

(3)起飞爬升(单发失效)性能评估

在本发明中，起飞爬升(单发失效)性能评估的飞行任务内容为：

(a)设置飞机以起飞构型静止在跑道上，踩住刹车，启动发动机后将油门杆推至起飞功率/推力位置，再松刹车。

(b)飞机加速至失效速度时关键发动机失效，继续加速至决断速度时驾驶员意识到关键发动机失效并操纵方向舵平衡发动机失效产生的偏航力矩。

(c)飞机继续加速至抬前轮速度时驾驶员拉杆，达到离地速度时飞机离地，开始爬升，从飞机离地升空至35英尺高度后开始收起落架。

(d)继续爬升至高度大于400英尺时转平飞并开始收上襟翼，继续使用起飞推力或最大连续推力加速，直到速度达到爬升速度，此时襟翼已完全收上，飞机完成了航路形态的转变。

(e)此后飞机进入最大连续爬升段，继续爬升至离地面高度大于1500英尺或速度达到最后起飞速度为止，总起飞航迹取两点中较高者。

在起飞爬升(单发失效)性能评估中的驾驶员操纵策略为：

δ_p.MCT为最大连续推力油门指令；δ_flap.c为襟翼指令；δ_flap.TO、δ_flap.CR分别为起飞构型和巡航构型下的襟翼偏角；δ_gear为起落架指令；θ_ref1为拉杆抬头起飞时的俯仰角指令；θ_ref2为最终段爬升时的俯仰角指令；H_acc为离地高度。

(4)复飞爬升性能评估

本发明中，复飞爬升性能评估的飞行任务内容为：

(a)在试验高度之上足够高的高度上按着陆构型、起落架放下、全发对称推力的形态设置飞机，收油门到飞行慢车位，以进场速度下滑，逐渐接近至试验高度。

(b)驾驶员在试验高度决定复飞，平稳地推油门至复飞位，同时拉杆调整飞机姿态，使飞机进入稳定爬升的同时保持试验空速在进场速度，确定推油门至少8秒后的定常爬升梯度。

在复飞爬升性能评估中的驾驶员操纵策略为：

δ_pc为油门指令；δ_p.MFI是油门杆慢车位；δ_p.NTO是起飞推力油门；t是任务执行时间；是飞机到达试验高度驾驶员开始执行复飞的时刻；ΔT是飞机从下滑拉起到爬升的过渡时间，一般可取为8s；γ_c为航迹倾角指令；γ_app是慢车推力时的下滑角；γ_cl是飞机转入复飞时的初始目标爬升角；在到内γ_c线性增加，以模拟拉起过程；V_c为速度指令；V_REF为进场速度，在后随着速度调整恢复到V_REF，逐渐建立稳定爬升。

(5)着陆距离评估

在本发明中，着陆距离评估的飞行任务内容为：

(a)飞机以着陆构型沿给定的下滑道稳定进近，稳定空速并实现俯仰、滚转和偏航三轴操纵配平。稳定进近空速为基准失速速度的1.23倍；下滑轨迹角取为-3°。

(b)在主起落架机轮最低点离地10m左右驾驶员开始拉平操纵，即拉杆以增加机体的俯仰姿态，同时缓慢地收油门，使得发动机功率在接地时恰好到达慢车状态。

(c)飞机建立起着陆姿态，飞行速度进一步减小使得飞机飘落接地。主轮接地后逐渐松除拉杆力，迅速而平稳地将前轮放低至地面；依据跑道长度和道面情况采取刹车、打开扰流板等减速措施，飞机减速滑跑直至最终静止。

(d)在着陆滑跑阶段，若由于侧风干扰等因素导致飞机轨迹偏离跑道中心线，驾驶员应通过脚蹬控制方向舵和前轮偏转，以使飞机尽量沿跑道中心线滑行。

在着陆距离评估中的驾驶员操纵策略为：

δ_pc为油门指令；δ_p.trim是初始配平油门；δ_p.MFI是油门杆慢车位；H_拉平为开始拉平的高度，一般取10m；χ_c为航迹偏角指令；γ_c为航迹倾角指令；δ_spc为扰流板指令；δ_spc.max为扰流板最大偏度；δ_Pbc为刹车脚蹬指令；t是任务执行时间；t_td为飞机主轮触地时刻；ΔT₁和ΔT₂分别为从飞机触地到打开扰流板、刹车装置的延迟时间。

(6)纵向操纵特性评估

本发明中，纵向操纵特性的飞行任务内容为：

(a)实现飞机在指定速度的配平平飞。

(b)驾驶员先将油门由配平油门移动至最大连续推力状态，然后再拉杆，使飞机适当减速，直至失速速度，之后施加推杆指令，检验飞机机头能否下俯，并迅速恢复到初始配平速度。

在纵向操纵特性评估中的驾驶员操纵策略为：

δ_pc为油门指令；δ_p.trim为初始配平油门；δ_p.max为最大连续推力油门状态；t是任务执行时间；t_p为改变油门状态时刻；γ_c为航迹倾角指令指令；γ_climb为使飞机逐渐减速而建立的爬升角，t_V为飞机速度减速至基准失速速度的时刻。

(7)航向和横向操纵特性评估

本发明中，航向和横向操纵特性评估飞行任务分为航向操纵和横向操纵两部分。

航向操纵的飞行任务内容为：

(a)飞机在低空以最大连续推力状态保持1.3倍基准失速速度的速度配平飞行。

(b)右侧发动机失效后，驾驶员操纵升降舵继续保持飞行速度，同时操纵副翼和方向舵，实现滚转角不大于±5°的直线飞行。

(c)驾驶员操纵副翼和方向舵，检验飞机能否向工作发动机一侧偏航15°，并且机动过程中所产生的滚转角不应过大，如在±5°之间。

关键发动机失效设置为：

δ_p.left为左侧发动机油门，δ_p.right为右侧发动机油门，δ_p.max为最大连续推力状态，t是任务执行时间；t_E为右侧发动机停车时刻。

在航向和横向操纵特性评估中的驾驶员操纵策略为：

V_c为速度指令；V_SR0为基准失速速度；χ_{c_变化率}为航迹偏角变化率指令；t是任务执行时间；t_E为右侧发动机停车时刻；Δt为发动机失效后到驾驶员开始操纵飞机的滞后时间；t_stable.r为驾驶员实现飞机维持直线飞行后开始改变航向的时刻；δ_rc为方向舵指令；δ_rc.max为方向舵最大偏度。

横向操纵的飞行任务内容为：

(a)飞机以1.3倍基准失速速度配平平飞。

(b)利用驾驶员操纵模型施加较大的横向操纵，使飞机达到±30°的滚转角，计算滚转速率。检验滚转速率能否达到适航条款的要求。

驾驶员操纵策略为：

φ_c为滚转角指令；t是任务执行时间；t_a为驾驶员施加横向操纵的起始时刻。

(8)最小操纵速度计算

本发明中，最小操纵速度计算的飞行任务内容为：

(a)飞机以起飞构型起飞推力，保持1.13倍失速速度的定常爬升状态。

(b)关键发动机失效后，驾驶员同时操纵升降舵、副翼和方向舵，使飞机维持滚转角处于5°以内的直线飞行。

(c)操纵升降舵增大航迹倾角，使飞机逐渐减速，同时操纵副翼和方向舵继续维持稳定的直线飞行。

(d)随着飞机不断减速，滚转角逐渐向工作发动机一侧倾转，直至使用全偏方向舵刚刚可维持航向并且向工作发动机一侧倾斜的坡度为5°时停止减速，退出静态试飞；减速过程中若迎角达到失速迎角，也应立即退出静态试飞。滚转角达到5°时的空速即为静态空中最小操纵速度。

关键发动机失效设置为：

δ_p.left为左侧发动机油门；δ_p.right为右侧发动机油门；δ_p.max为最大连续推力状态；t_E为右侧发动机停车时刻。

在最小操纵速度计算中的驾驶员操纵策略为：

V_{c_变化率}为速度变化率指令；t_stable.e为飞机实现稳定直线飞行后驾驶员开始逐渐拉杆减速的时刻；χ_c为航迹偏角指令；δ_rc为方向舵指令；δ_rc.max为方向舵最大偏度；t_E为右侧发动机停车时刻；Δt为发动机失效到驾驶员采取措施的滞后时间。

(9)纵向静稳定性的演示评估

本发明中，纵向静稳定性的演示评估的飞行任务内容为：

(a)飞机以最大连续推力在指定速度定常爬升。

(b)任务1：由初始配平状态逐渐推杆，使飞机速度增加15％，记录杆指令和相应的速度。

(c)任务2：由初始配平状态逐渐拉杆，使飞机速度减小15％，记录杆指令和相应的速度。

(d)绘制杆指令-速度的曲线，判断其斜率是否为稳定的。

在纵向静稳定性的演示评估中的驾驶员模型指令为：

δ_ec为升降舵指令；t_{e_推}为驾驶员开始逐渐推杆的时刻；t_{e_拉}为驾驶员开始逐渐拉杆的时刻。

(10)地面航向操稳特性评估

本发明中，地面航向操稳特性评估飞行任务包括侧风着陆航向稳定性和地面滑行航向操纵性两部分。

侧风着陆航向稳定性的飞行任务内容为：

(a)飞机以最终着陆构型沿给定的下滑道稳定进近，稳定空速并实现俯仰、滚转和偏航三轴操纵配平。稳定进近空速约为1.23倍基准失速速度；下滑轨迹角为可取为－2.5～－3.5°。

(b)在主起落架机轮最低点离地10m左右驾驶员开始拉平操纵，即拉杆以增加机体的俯仰姿态，同时缓慢地收油门，使得发动机功率在接地时恰好到达慢车状态；在侧风着陆时，若稳定进近时机体存在偏流角，则需在改平过程后期中操纵方向舵减小或消除偏流角，同时依靠副翼操纵抵消侧风引起的漂移，其目的是减小主起落架在接地瞬间承受的侧向载荷。若侧风分量较大，接地时允许存在剩余的偏流角以保证接地前不致于机翼过渡倾斜(一般不超过5°)。

(c)飞机建立起着陆姿态，飞行速度进一步减小使得飞机飘落接地。主轮接地后逐渐松除拉杆力，迅速而平稳地将前轮放低至地面。依据跑道长度和道面情况选择自动刹车档位或柔和地施加稳定增加的脚蹬压力进行人工刹车。当存在强侧风时，飞机主起落架接地时飞机迎风侧机翼放低同时机体存在一定的偏流角。迎风侧主轮接地后，应利用方向舵操纵使机体与跑道中心线对齐；接地后，需要适当地迎风偏转副翼以保持机翼水平。

(d)在着陆滑跑阶段，驾驶员通过脚蹬控制方向舵和前轮偏转，以使飞机沿跑道中心线滑行；滑行速度降低至15m/s以下时可使用前轮转向手轮。

在地面航向操稳特性评估中的驾驶员操纵策略为：

δ_pc为油门指令；δ_p.trim是初始配平油门；δ_p.MFI是油门杆慢车位；H_拉平为开始拉平的高度，一般取10m；χ_c为航迹偏角指令；γ_c为航迹倾角指令；δ_spc为扰流板指令；δ_spc.max为扰流板最大偏度；δ_Pbc为刹车脚蹬指令；t_td为飞机主轮触地时刻；ΔT₁和ΔT₂分别为从飞机触地到打开扰流板、刹车装置的延迟时间。

地面滑行航向操纵性的飞行任务内容为：

(a)滑行道转弯任务在4D等级机场进行。起飞前飞机静止停在跑道上，机体纵轴线与跑道中心线对齐。踩住刹车，启动发动机直至转速稳定；释放刹车，前轮对准跑道中心线。

(b)飞机缓慢加速至参考速度后，驾驶员调整油门油门，维持稳定的滑行速度；

(c)沿直线滑行100m距离后，飞机进入弯道。转弯过程中，驾驶员通过前轮转向手柄操纵前轮偏转使飞机的前轮始终沿滑行道中心线滑行，

(d)完成135°滑行转弯后，驾驶员调整转向手轮，使飞机恢复直线滑行状态，离开弯道。

在地面滑行航向操纵性的飞行任务中的驾驶员操纵策略为：

式中：V_c为速度指令；V_ref为稳定滑行的参考速度，d_err为飞机质心距跑道中心线的距离。

驾驶员模型子系统200

本发明中，驾驶员模型子系统200包括纵向驾驶员模型单元201和横航向驾驶员模型单元202。该子系统根据当前飞机飞行动力学模型单元302输入的飞机高度、速度、航迹角、姿态角及气动角等信息和基于适航条款的考核任务数字化子系统100输入的驾驶员操纵策略信息计算输出驾驶员对各个舵面及油门的操纵量信息，完成适航性评估飞行任务的仿真计算。在本发明中，驾驶员模型子系统200可模拟驾驶员依据视觉信息和人体生理器官对运动感觉的反应，调节其自身的操纵策略与行为的过程，从而仿真计算结果的真实性和精确性。

纵向驾驶员模型单元201

纵向操纵的驾驶员模型包括水平安定面、升降舵、油门三个通道，此外，纵向的操纵舵面还包括襟翼、缝翼和扰流板等。

在水平安定面的操纵过程中，由于其配平偏度预先存储于计算机中，故水平安定面的操纵模型类似于阶跃输入，对于不同的飞行状态或构型状态，通过插值得到水平安定面的配平角，在一定的偏转速率限制下，实现水平安定面的偏转。水平安定面在不同飞行状态下的配平偏度可采用飞机水平直线飞行时的平衡方程通过迭代计算得到，数学模型描述为：

δ_H表示水平安定面的配平偏转角；

C_m0为全机零升力矩；

ΔC_mT为发动机推力引起的俯仰力矩系数；

C_Lα为全机升力线斜率；

C_mα为俯仰力矩系数对迎角的导数；

C_{L_trim}为全机配平升力系数；

为俯仰力矩系数对水平安定面偏转角的导数；

为水平安定面升力系数。

升降舵用于实现驾驶员对飞机航迹和飞行高度的控制。驾驶员通过飞机的航迹角(或高度，视不同的飞行任务有所不同)反馈，操纵升降舵以改变飞机的俯仰角，最终实现飞机航迹的变化。如图2所示，升降舵通道的驾驶员模型分内外环两个部分。其中，外环为指令跟踪控制器，其输入为飞机实际下滑角γ(高度)与下滑角(高度)指令γ_c之间的偏差；内环为俯仰角θ反馈控制。Y_pγ、Y_pθ分别为外环及内环驾驶员操纵模型，其结构均为一种由Hosman等人于2009年提出的改进的McRuer驾驶员模型。该模型除对驾驶员依据视觉信息调节其自身的操纵策略与行为进行建模外，还引入了人体生理器官对运动感觉(如转动加速度、过载等)的反应，其结构框图如图3所示。图中，H_scc为人体内耳前庭器官系统用于感知角运动变化的半规管(Semi-Circular Canals，SCC)模型，其数学描述为K_m为驾驶员运动感觉系统增益；H_eq与McRuer模型类似，其数学描述为式中，K_v为驾驶员视觉反应系统增益，T_L为驾驶员对操纵过程的预测而需要的超前补偿时间常数，约为0～1.0s，该值反映了驾驶员精神负荷的大小；T_I为中枢信息的传递和加工过程的时滞，约为0～1.0s，该值反映了驾驶员体力负荷的大小；驾驶员模型中的“限制”项和表示驾驶员对信息反应的神经传导时延，而H_nm(jω)表示人体的肌肉作动延迟，其数学描述为自然频率ω_n＝9.0rad/s,阻尼比ζ＝0.7的二阶环节升降舵通道最终输出为升降舵的舵面操纵量。

油门主要用来控制飞机的飞行速度。相比于升降舵操纵过程而言，驾驶员对油门的操纵较为简单，故油门通道的驾驶员模型仅采用简单的比例、延迟和惯性环节，其结构图4A所示。在某些飞行任务中直接规定了油门位置，属于开环操纵，则油门通道的结构图4B所示。

纵向驾驶员模型单元中的其它舵面，包括襟翼、缝翼和扰流板等，这些舵面的响应过程是一种离散操纵过程，但受到偏转速率的限制。因此，在本发明中，这些舵面的驾驶员模型采用一阶惯性环节代替。

横航向驾驶员模型单元202

横航向驾驶员模型包括滚转与偏航两个通道。

滚转通道包含一对副翼，以及辅助滚转的扰流板，用来实现驾驶员对飞机滚转姿态角的控制。此外，滚转通道的操纵还可用于保持和改变飞机的航迹。滚转通道驾驶员模型设计原理如图5所示，最外环是位置反馈，中间环是航迹反馈，这两环是指令跟踪控制器。最内环则是姿态反馈控制。各环路驾驶员操纵模型结构均为前述Hosman等人改进的McRuer驾驶员模型。该通道设计原理为：根据所需的飞机位置调整飞机的航迹、根据所需的飞机航迹调整飞机的姿态，而飞机的姿态角则由副翼和扰流板来实现控制。在某些飞行任务中，驾驶员并不需要跟踪航迹而只需改变姿态，此时的滚转通道的驾驶员模型则只需要内环即可，中环和外环的模型可删除，如滚转效能验证飞行任务。

偏航通道只有方向舵，用于驾驶员进行偏航操纵。驾驶员操纵方向舵可用来进行侧风配平和单发失效配平。当飞机遭遇大气扰动时，驾驶员操纵方向舵使飞机保持侧滑，或使机头指向空速方向，同时保持航迹速度方向不变。因此，根据目的不同，偏航通道的驾驶员模型可分为跟踪目标偏航姿态和侧滑角两种。跟踪目标偏航姿态的驾驶员模型结构如图6A所示，跟踪目标侧滑角的驾驶员模型结构如图6B所示。两个驾驶员模型分别为偏航姿态和侧滑角反馈控制，其结构为前述改进的McRuer驾驶员模型。该通道设计原理为分别根据目标值，操纵方向舵直接改变飞机的偏航姿态或者侧滑角。在某些直接规定了方向舵偏度的飞行任务中，驾驶员操纵行为蜕变为开环操纵，则偏航通道可采用一阶惯性环节代替。

飞机系统的子模型300

本发明中，飞机系统子模型300包括飞控系统模型单元301、飞机飞行动力学模型单元302和起落架模型单元303。在本发明中，通过构建飞机飞行动力学模型单元302实现飞机空中运动过程的精确模拟，结合起落架模型单元303实现飞机地面滑行和起飞降落过程的精确模拟，从而得到适航性评估飞行任务的仿真计算结果。

飞控系统模型单元301

在电传飞机中，驾驶员通过飞控系统才能实现对飞机的操纵。另外，为了提高民机的经济性和乘坐品质等，设计中常采用主动控制技术，如放宽静稳定性、机动载荷控制和突风减缓等。这些控制系统是在飞机最初设计阶段与气动布局、结构等同步进行设计的，包含了飞控系统和飞机本体的飞机系统的性能才是客机的最终性能表现。因此在适航条款的评估中，应对包括飞机本体和飞控系统的飞机系统进行评估。

本发明中，驾驶员通过飞控系统(Flight control system，FCS)操纵飞机。其基本过程为：首先，飞控系统通过操纵力传感器，即操纵杆、脚蹬及油门杆，将驾驶员输入的操纵力转换为电信号，并输入飞控计算机；然后，飞控计算机根据已设计好的控制律计算出各操纵面的偏度，生成电信号并将其输入到对应操纵面的执行器；最后，各操纵面开始偏转，使飞机达到期望的飞行姿态、航迹或位置。飞控系统的基本模型结构如图7所示。

飞机飞行动力学模型单元302

本发明中，飞机飞行动力学模型单元(302)根据飞控系统模型单元(301)输入的各个舵面的偏度及油门位置信息、起落架模型单元(303)输入的起落架(起落架的坐标系记为Ox_bky_bkz_bk)作用于机体的力及力矩信息和风扰动模型子系统(400)输入的风扰信息计算输出飞机飞行状态信息。

在地面参考系内，刚性机体的质心平移的动力学方程为：

为地面参考系下飞机的质心加速度；

m_b为机体质量；

g为重力加速度；

L_bg为地面参考系到机体参考系的转换矩阵；

为L_bg的逆矩阵；

L_ab为机体参考系到气流参考系的转换矩阵；

为L_ab的逆矩阵；

n_T为工作发动机台数；

T为单台发动机推力；

为发动机俯仰安装角；

F_xk,F_yk,F_zk为第k个起落架作用于机体的力分量；

D,C,L分别为沿气流参考系定义的气动阻力、侧力和升力分量；

对刚性机体的质心平移的动力学方程进行一次积分和二次积分即得到机体质心的速度和位移。

在机体参考系内，刚性机体的转动动力学方程为：

I_x,I_y,I_z为转动惯量；

I_zx为惯性积；

p_变化率,q_变化率,r_变化率为飞机滚转角速度的变化率，俯仰角速度的变化率，偏航角速度的变化率；

y_Ti,z_Ti为第i台发动机推力作用点坐标，当第i台发动机失效时，只需令其推力T为零，即可完成发动机失效时的力矩修正；

L,M,N为气动力矩在体轴系上的分量；

M_xk,M_yk,M_zk为第k个起落架作用于机体的力矩分量；

F_xk,F_yk,F_zk为第k个起落架作用于机体的力分量；

R_bk为起落架作用力到机体参考系力矩的转换矩阵，x_bk,y_bk,z_bk为起落架在机身上安装点在机体参考系中的坐标值。

描述飞机空间运动姿态的欧拉角关于时间的变化率与体轴系上的转动角速度之间的关系，即机体的姿态运动学方程为：

φ_变化率,θ_变化率,ψ_变化率为飞机滚转角的变化率，俯仰角的变化率，偏航角的变化率；通过对公式(20)进行一次积分即可得到飞机的运动姿态。

起落架模型单元303

本发明建立了完整地起落架运动模型，包括缓冲器运动模型303a、机轮轴线平动运动模型303b、机轮转动运动模型303c、缓冲器轴线力模型303d及轮胎作用力模型303e。在保证计算精度的前提下，为了降低计算的复杂程度，在起落架建模时做如下假设：

(a)将起落架支柱等效为悬臂梁，沿缓冲器轴向具有1个平动自由度，同时可沿航向和侧向发生弯曲变形，但不考虑支柱扭转变形。

(b)将起落架支柱末端的双机轮折算为单个机轮，机轮轴线参考点具有3个平动自由度，机轮沿轮轴具有1个转动自由度。

(c)机轮相对于地面的运动可能引起径向、纵向和侧向的非线性弹性变形，并在相应的方向上产生作用力。

为了便于表征起落架各部件受力，引入支柱参考系Ox_sky_skz_sk和机轮参考系Ox_wky_wkz_wk，k表示起落架的编号。

第k个起落架的支柱参考系Ox_sky_skz_sk的定义为：原点为该起落架在机身上的安装点，Oz_sk轴沿支柱轴向指向机轮，Ox_sk轴在与飞机纵向对称面平行的平面内指向机头。

第k个起落架的机轮参考系Ox_wky_wkz_wk的定义为：原点为该起落架的机轮轴线参考点，Ox_wkz_wk平面与机轮纵向对称面重合，Oz_wk轴正方向为竖直向下，Ox_wk轴水平向前。

起落架建模过程中的相关参考系和部分矢量的正方向的定义如图8所示。地面载荷首先经轮胎和轮毂传递至机轮轴线参考点(图中W点)，然后经起落架支柱传递至该起落架在机身上的安装点(图中A点)。

下面详细说明缓冲器运动模型、机轮轴线平动运动模型、机轮转动运动模型、缓冲器轴线力模型及轮胎作用力模型建模过程。

(303a)缓冲器运动模型

起落架安装点至机轮轴线参考点的位置向量，表示为：

L_bg为地面参考系到机体参考系的转换矩阵；

x，y，z为机体质心在地面参考系O_gx_gy_gz_g下的坐标取值；

x_k，y_k，z_k为第k个起落架的机轮轴线参考点在地面参考系O_gx_gy_gz_g下的坐标取值；

x_sk，y_sk，z_sk为第k个起落架安装点至机轮轴线参考点的位置向量的各个分量；

x_bk，y_bk，z_bk为第k个落架在机身上的安装点在机体参考系Ox_by_bz_b下的坐标取值。

对应的速度矢量：

为第k个起落架安装点至机轮轴线参考点的位置向量的速度矢量；

为机体质心位置的变化率；

第k个起落架的机轮轴线参考点位置的变化率；

L_bg为地面参考系到机体参考系的转换矩阵；

为L_bg关于时间的一阶导数矩阵。

在弹性悬臂梁起落架假设下，第k个起落架的支柱的航向和侧向弹性形变量以及轴向伸长量可表示为：

Δx_sk，Δy_sk，Δz_sk为第k个起落架支柱的航向和侧向弹性形变量以及轴向伸长量；

L_SBk为第k个起落架支柱参考系到机体参考系的转换矩阵，则有：

σ_k为简化计算过程定义的中间变量，σ_k＝tan^-1(tanφ_ksecθ_k)；

θ_k为第k个起落架的支柱前(后)倾斜角，其定义为：支柱参考系Ox_sky_skz_sk中Oz_sk在机体参考系Ox_bz_b平面内的投影与Oz_b的夹角，规定机轮在起落架安装点前方时θ_k为正；

φ_k为第k个起落架的支柱左(右)倾斜角，其定义为：支柱参考系Ox_sky_skz_sk中Oz_sk在机体参考系Oy_bz_b平面内的投影与Oz_b的夹角，规定沿机头方向，机轮在起落架安装点左侧时φ_k为负。

a_k为机轮轴线参考点相对于支柱中心线的纵向偏离，即稳定距；

b_k为机轮轴线参考点相对于支柱中心线的侧向偏离；

l_k为第k个起落架的支柱在缓冲器未压缩时的长度；

对公式(23)两端关于时间求导，得到航向和侧向弹性形变量的变化率以及轴向伸长量的变化率：

为第k个起落架支柱的航向和侧向弹性形变量的变化率以及轴向伸长量的变化率；

为第k个起落架安装点至机轮轴线参考点的位置向量的速度矢量。

s_k为第k个起落架的缓冲器支柱的运动行程(压缩量为正)，s_k＝-Δz_sk。缓冲器轴向力F_pk仅是支柱运动行程s_k和行程速率的函数，由此可确定F_pk。

起落架支柱将机轮受到地面载荷(以及机轮自身重力)传递至该起落架在机身上的安装点。第k个起落架传至机身的力和力矩分别为：

F_xk,F_yk,F_zk为第k个起落架作用于机体的力分量，以(负)机体参考系为参考；

为L_SBk的逆矩阵；

Δx_sk，Δy_sk，Δz_sk为第k个起落架支柱的航向和侧向弹性形变量以及轴向伸长量；

K_xk为第k个起落架支柱的航向刚度系数，K_xk＝3(EI)_xk/(l_k-s_k)³；

K_yk为第k个起落架支柱的侧向刚度系数，K_yk＝3(EI)_yk/(l_k-s_k)³；

EI为弯曲刚度，即弹性模量与静面矩之积；

s_k为第k个起落架的缓冲器支柱运动行程(压缩量为正)，s_k＝-Δz_sk；

为第k个起落架的缓冲器支柱行程的变化率；

M_xk,M_yk,M_zk为第k个起落架作用于机体的力矩分量，以机体参考系为参考；

R_sk为起落架支柱压缩时支柱作用力到力矩的转换矩阵，则有：

D_x,D_y,D_z为起落架支柱压缩时，作用力到安装点的相对力臂，

L_wg为地面参考系机轮坐标系到的转换矩阵，则有：

δ_k为第k个机轮的转向操纵角；

为L_wg的逆矩阵；

F_gyk为第k个起落架机轮受到的来自地面的侧向力；

r_ek为第k个起落架的机轮有效转动半径，

T_bk为施加于第k个起落架机轮的刹车力矩。

起落架支柱在机轮轴线参考点处作用于机轮的力为：

为第k个起落架支柱作用于机轮的力分量，以机体参考系为参考；

为第k个起落架支柱的航向和侧向弹性形变量的变化率以及轴向伸长量的变化率；

C_xk为第k个起落架支柱的航向阻尼系数，

C_yk为第k个起落架支柱的侧向阻尼系数，

ζ_k为第k个起落架的支柱结构阻尼比。

(303b)机轮轴线平动运动模型

第k个起落架的机轮轴线参考点的3自由度平动运动方程为：

m_k为第k个机轮的质量，即轮胎、轮毂以及刹车片等部件的质量；g为重力加速度；

为第k个起落架的机轮轴线参考点在地面参考系O_gx_gy_gz_g下位置的加速度；

F_gxk,F_gyk,F_gzk为第k个机轮受到的地面作用力分量，以(负)机轮坐标系为参考；

为第k个起落架支柱作用于机轮的力分量，以机体参考系为参考。

对公式(28)进行一次积分和二次积分即得到第k个起落架的机轮轴线参考点的速度和位移。

(303c)机轮转动运动模型

第k个起落架的机轮绕轮轴转动的运动方程为：

I_kω_{k_变化率}＝r_ekF_gxk-M_rk-T_bk (29)

I_k为第k个起落架的机轮转动惯量，包含轮胎、轮毂及刹车片等部件；

ω_{k_变化率}为第k个起落架的机轮转动角速度的变化率；

r_ek为第k个起落架的机轮有效转动半径；

F_gxk为机轮坐标系的x轴上第k个机轮受到的地面作用力分量；

M_rk为第k个起落架的机轮滚阻力矩；

T_bk为施加于第k个起落架的机轮的刹车力矩。

(303d)缓冲器轴线力模型

缓冲器的主要作用是吸收和耗散撞击产生的能量。由于具有较高的缓冲效率，油气式缓冲器在现代飞机上应用广泛。其工作原理如下：在起落架受到冲击力时，缓冲器支柱开始正行程运动，空气腔压缩将一部分动能转化为压缩弹性势能，同时，油液流过主油孔进人回油腔，当油液流过油孔时，形成较大的阻尼作用，将部分动能转化为热能消耗掉；当外力与缓冲力达到平衡时支柱进入反行程运动，压缩气体开始释放它所储蓄的能量，空气腔膨胀，油液从回油腔流出，从主油孔返回主油腔，此时回油孔上的游动活门盖住一些孔，增加了油孔的阻尼，使储蓄的能量基本上转化为热能传播到空气中去。研究表明，缓冲器吸收了飞机着陆撞击时约80％～90％的能量，其余能量由轮胎和机体结构吸收。

缓冲器沿轴向的缓冲力包括空气弹簧力、油液阻尼力以及缓冲支柱结构间的摩擦力。其中，在气腔受压缩视为绝热过程的假设下，可导出空气弹簧力的表达式：

F_a为空气弹簧力；

A_a为气腔有效压气面积；

p₀和V₀分别为空气腔初始压力和容积；

s为缓冲器行程；

p_atm为当地大气压力；

γ₀为气腔内气体的压缩多变指数，取值为1.1～1.4。

依据流体力学经典的局部压力损失理论，可导出油液阻尼力的计算公式：

F_h为油液阻尼力；

ρ_h为油液密度；

为主油腔正行程时的油液阻尼系数；

为主油腔反行程时的油液阻尼系数；

A_h为主油腔的有效压油面积；

A_d为主油腔的有效过流面积；

为回油腔正行程时的油液阻尼系数；

为回油腔反行程时的油液阻尼系数；

A_hL为回油腔的有效压油面积；

A_dL为回油腔的有效过流面积；

s_变化率为缓冲器行程的变化率。

缓冲器内部摩擦力由缓冲器的皮碗摩擦力和弯曲摩擦力组成，其绝对值相对于空气弹簧力和液压阻尼力较小，可忽略不计。

上述理论分析表明，缓冲器的空气弹簧力和摩擦力的数值大小仅与压缩行程s有关，而不受行程速率s_变化率的影响；油液阻尼力则是行程速率s_变化率的函数。

空气弹簧力和摩擦力合称为缓冲器静载荷，其与压缩行程之间的关系(静压缩曲线)可通过缓慢的加载试验测量得到。由于摩擦力的方向总是与s_变化率反向，因而缓冲器在正反行程中的静载特性不同，在形式上表现为静压缩曲线具有滞环非线性。

综上所述，第k个缓冲器的轴向缓冲力F_pk完全由自身压缩行程s_k及其变化率s_{k_变化率}决定，即F_pk＝f(s_k,s_{k_变化率})。

(303e)轮胎作用力模型

飞机在地面滑行过程中，机轮通过轮胎与跑道发生相互作用，其作用力的大小与机轮相对于跑道的运动状态以及道面情况密切相关。本发明中轮胎作用力包括径向作用力、纵向作用力、侧向作用力、自矫正力矩及滚阻力矩。

径向作用力可以表示为：

F_gzk＝f(d_zk,d_{zk_变化率}) (32)

F_gzk为第k个起落架机轮轮胎的径向作用力；

d_zk为第k个起落架机轮轮胎的径向压缩量；其中，d_zk＝r_norm,k-r_k，r_norm,k为第k个起落架的机轮轮胎的名义半径，r_k为第k个起落架机轮轮胎的滚动半径，H_RW为跑道海拔高度，r_k＝-(z_k+H_RW)；

d_{zk_变化率}为第k个起落架机轮轮胎的径向压缩量的变化率。

在理想气体等温压缩的假设下，轮胎径向压缩模型可等效成弹簧+阻尼系统，即径向作用力表示为：

F_z为轮胎径向作用力；

为轮胎等效径向刚度系数；

d_z为轮胎的径向压缩量；

为轮胎等效径向阻尼系数；

d_{z_变化率}为轮胎的径向压缩量的变化率。

轮胎纵向作用力即轮胎滑动摩擦阻力：

F_gxk＝μ_xkF_gzk (34)

F_gxk为第k个起落架机轮轮胎的纵向作用力；

μ_xk称为滑动摩擦阻力系数，该系数是轮胎纵向滑移率SR_xk的函数；

轮胎纵向滑移率定义为，轮胎触地点相对地面的水平速度与轮轴前进速度的比值，即

v_xk为第k个起落架机轮轮轴的前进速度；

r_k为第k个起落架机轮轮胎的半径；

ω_k为第k个起落架机轮轮胎的转动角速度。

轮胎侧向作用力与轮胎径向作用力的关系为：

F_gxk＝μ_xkF_gzk (35)

F_gxk为第k个起落架机轮轮胎的侧向作用力；

μ_yk称为轮胎侧向摩擦系数，该系数是轮胎侧向滑移率SR_yk(或侧偏角ψ_k)的函数，轮胎侧向滑移率定义为机轮的侧向速度与轮轴前进速度的比值。

弹性轮胎发生侧向变形时，不仅产生侧向力，而且伴随着抵抗变形的恢复力矩，即自矫正力矩。自矫正力矩也是轮胎侧向滑移率SR_yk(或侧偏角ψ_k)的函数。该偏航力矩对于飞机的地面偏航运动作用微弱，一般可忽略不计。

滚阻力矩计算公式为：

M_rk＝μ_rkr_kF_gzk (36)

M_rk为第k个起落架机轮轮胎的滚转力矩；

μ_rk为第k个起落架机轮轮胎的纯滚动摩擦系数；

r_k为第k个起落架机轮轮胎的半径；

F_gxk为第k个起落架机轮轮胎的侧向作用力。

需要注意，上述轮胎地面摩擦力的计算模型中，将轮胎的纵向滑移和侧向滑移分开考虑。事实上，轮胎的滑动摩擦力(又称地面结合力)是轮胎触地点相对于地面的联合滑移率以及滑行速度的函数。在给定滑行速度以及道面情况下，轮胎的最大地面结合力系数μ_max是一定的，该系数是由轮胎类型、充填压力、表面花纹以及道面情况等因素共同决定的。因而，在轮胎发生纵向和侧向联合滑移的情况下，轮胎纵向摩擦系数和侧向摩擦系数之间必须满足约束其中，μ_max,k为第k个起落架机轮轮胎纵向摩擦系数和侧向摩擦系数中的最大值，V_axle,k为第k个起落架的机轮轴线参考点的水平移动速率，可近似用飞机的滑行地速代替。

风扰动模型的子系统400

由于适航条款中对飞机在90°侧风中的操纵性有要求，因此需要建立侧风风扰动模型。在本发明中，通过构建风扰动模型的子系统400实现对存在侧风条件下飞机运动过程的精确模拟，从而完成适航性验证飞行任务中侧风着陆航向稳定性飞行任务的仿真计算。

本发明为了在虚拟飞行中模拟飞机逐渐进入风场的过程，考察飞机在定常侧风中的操纵性，拟采用(1-cosine)的半波突风模型来模拟定常侧风，半波突风模型如图9所示。图中d_m和分别为离散突风的最大风速位置和最大风速，其中最大风速即为适航条款中规定的侧风风速。半波长离散突风模型的数学表达式为：

V_W为定常侧风的风速；为离散突风的最大风速；d_m为离散突风的最大风速位置；x为地面参考系中x轴的坐标值。

本发明系统采用数字虚拟飞行方法，能够在客机概念设计阶段验证设计方案是否满足适航条例，评估各项设计指标是否满足适航条例的要求，借助数学仿真模型验证，并为客机总体设计提供优化参数。

Claims (8)

1.一种用于评估客机适航性的飞机数字虚拟飞行仿真计算系统，其特征在于：所述系统包括基于适航条款的考核任务数字化的子系统(100)、驾驶员模型的子系统(200)、飞机系统的子模型(300)以及风扰动模型的子系统(400)；所述驾驶员模型的子系统(200)包括纵向驾驶员模型单元(201)和横航向驾驶员模型单元(202)，所述飞机系统的子模型(300)包括飞控系统模型单元(301)、飞机飞行动力学模型单元(302)和起落架模型单元(303)；

使用所述系统的飞机数字虚拟飞行仿真计算步骤如下：

(A)选择考核任务，初始化飞机高度、速度、航迹倾角、油门位置、重量、重心位置信息，根据所述考核任务从飞机的起飞构型、着陆构型、巡航构型中选择一种构型，初始化机场高度、跑道道面情况，确定风扰具体数值，确定驾驶员操纵策略；

(B)驾驶员模型子系统(200)根据当前飞机飞行动力学模型单元(302)输入的飞机高度、速度、航迹角、姿态角及气动角信息和基于适航条款的考核任务数字化子系统(100)输入的驾驶员操纵策略信息计算输出驾驶员对各个舵面及油门的操纵量信息；

(C)飞控系统模型单元(301)根据当前飞机飞行动力学模型单元(302)输入的飞机部分飞行状态信息和驾驶员模型子系统(200)输入的驾驶员对各个舵面及油门操纵量信息计算输出各个舵面的偏度及油门位置信息，起落架模型单元(303)根据当前飞机飞行动力学模型单元(302)输入的部分飞机飞行状态信息计算输出起落架作用于机体的力及力矩信息；

(D)飞机飞行动力学模型单元(302)根据飞控系统模型单元(301)输入的各个舵面的偏度及油门位置信息、起落架模型单元(303)输入的起落架作用于机体的力及力矩信息和风扰动模型子系统(400)输入的风扰信息计算输出飞机飞行状态信息；

(E)仿真结束，根据得到的飞机飞行运动变化信息评估飞机各项设计指标是否满足适航条例的要求。

2.根据权利要求1所述的用于评估客机适航性的飞机数字虚拟飞行仿真计算系统，其特征在于：所述基于适航条款的考核任务数字化子系统(100)同时考察了飞机的设计特点和适航条款的要求，进而得出驾驶员在飞行中的操纵特点及操纵指令；即包括有加速-停止距离评估、起飞距离与起飞滑跑距离评估、起飞爬升性能评估、复飞爬升性能评估、着陆距离评估、纵向操纵特性评估、航向和横向操纵特性评估、最小操纵速度计算、纵向静稳定性的演示评估和地面航向操稳特性评估。

3.根据权利要求1所述的用于评估客机适航性的飞机数字虚拟飞行仿真计算系统，其特征在于：所述纵向驾驶员模型单元(201)包括水平安定面、升降舵、油门三个通道，以及纵向的操纵舵面还包括襟翼、缝翼和扰流板等；

在水平安定面的操纵过程中，由于其配平偏度预先存储于计算机中，故水平安定面的操纵模型类似于阶跃输入，对于不同的飞行状态或构型状态，通过插值得到水平安定面的配平角，在一定的偏转速率限制下，实现水平安定面的偏转；

升降舵通道用于实现驾驶员对飞机航迹和飞行高度的控制，其外环为指令跟踪控制器，其输入为飞机实际下滑角γ与下滑角指令γ_c之间的偏差；内环为俯仰角θ反馈控制；Y_pγ、Y_pθ分别为外环及内环驾驶员操纵模型，升降舵通道最终输出为升降舵的舵面操纵量；

油门通道用来控制飞机的飞行速度，在纵向静稳定性和地面航向操纵飞行任务中直接规定了油门位置，属于开环操纵；其它舵面，包括襟翼、缝翼和扰流板等的响应过程是一种离散操纵过程，但受到偏转速率的限制，这些舵面的驾驶员模型采用一阶惯性环节代替。

4.根据权利要求1所述的用于评估客机适航性的飞机数字虚拟飞行仿真计算系统，其特征在于：所述横航向驾驶员模型单元(202)包括滚转与偏航两个通道；

滚转通道包含一对副翼，以及辅助滚转的扰流板，用来实现驾驶员对飞机滚转姿态角的控制，还可用于保持和改变飞机的航迹，最外环是位置反馈，中间环是航迹反馈，这两环是指令跟踪控制器，最内环则是姿态反馈控制；

偏航通道只有方向舵，用于驾驶员进行偏航操纵，可用来进行侧风配平和单发失效配平，根据目的不同，偏航通道的驾驶员模型可分为跟踪目标偏航姿态和侧滑角两种，分别为偏航姿态和侧滑角反馈控制。

5.根据权利要求1所述的用于评估客机适航性的飞机数字虚拟飞行仿真计算系统，其特征在于：所述飞控系统模型单元(301)是在飞机最初设计阶段与气动布局、结构等同步进行设计的。

6.根据权利要求1所述的用于评估客机适航性的飞机数字虚拟飞行仿真计算系统，其特征在于：所述飞机飞行动力学模型单元(302)根据飞控系统模型单元(301)输入的各个舵面的偏度及油门位置信息、起落架模型单元(303)输入的起落架作用于机体的力及力矩信息和风扰动模型子系统(400)输入的风扰信息计算输出飞机飞行状态信息；

动力学模型的输入变量为F_xk,F_yk,F_zk、M_xk,M_yk,M_zk、M_xk,M_yk,M_zk、δ_H、δ_e、δ_p、δ_sp、δ_f、δ_s、δ_a、δ_r、V_wind，定义分别为：第k个起落架作用于机体的力分量，以(负)体轴系为参考，单位为N；第k个起落架作用于机体的力矩分量，以体轴系为参考，单位为N·m；水平安定面偏转角，单位为度升降舵偏转角，单位为度；油门位置；扰流板偏转角，单位为度；襟翼偏转角，单位为度；缝翼偏转角，单位为度；副翼偏转角，单位为度；方向舵偏转角，单位为度；

动力学模型的输出变量为α,β、p,q,r、φ,θ,ψ、x_g,y_g,z_g、χ,γ、V、n_x,n_y,n_z，定义分别为：飞机迎角及侧滑角，单位为rad；飞机滚转角/俯仰角/偏航角，单位为rad；飞机相对于惯性系的坐标；飞机航迹偏角及航迹倾角，单位为rad；飞机飞行速度，单位为m/s；飞机三轴过载。

7.根据权利要求1所述的用于评估客机适航性的飞机数字虚拟飞行仿真计算系统，其特征在于：所述起落架模型单元(303)建立了完整地起落架运动模型，包括缓冲器运动模型、机轮轴线平动运动模型、机轮转动运动模型、缓冲器轴线力模型及轮胎作用力模型，在保证计算精度的前提下，建模时做出如下假设以降低计算的复杂程度：

(a)将起落架支柱等效为悬臂梁，沿缓冲器轴向具有1个平动自由度，同时可沿航向和侧向发生弯曲变形，但不考虑支柱扭转变形；

(b)将起落架支柱末端的双机轮折算为单个机轮，机轮轴线参考点具有3个平动自由度，机轮沿轮轴具有1个转动自由度；

(c)机轮相对于地面的运动可能引起径向、纵向和侧向的非线性弹性变形，并在相应的方向上产生作用力。

8.根据权利要求1所述的用于评估客机适航性的飞机数字虚拟飞行仿真计算系统，其特征在于：所述风扰动模型的子系统(400)采用半波长离散突风模型来模拟定常侧风，从而在虚拟飞行中模拟飞机逐渐进入风场的过程，考察飞机在定常侧风中的操纵性。