CN109094816A - 一种测试飞机气动升力的方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种测试飞机气动升力的方法：1）确定飞行器模型；2）在起落架上设有压缩行程检测装置；3）在每个起落架上设置多组不同的且不超过其最大载荷值的压力，然后分别测定起落架压缩行程L，拟合出每个起落架压缩行程与载荷的关系式；5）测定被测飞行器的重量G并使飞行器在地面进行滑行测试，测定不同速度下对应的每个起落架的压缩行程L并记录，再利用拟合的L=f(x)计算出不同速度下整个飞行器的载荷X，再利用公式X=G‑F计算出相应的气动升力F；6）将得到的多组速度V与气动升力F测定值数据进行拟合，再使用关系式推算出起飞速度V1和飞机起飞所需的最小滑跑距离；本发明采用严谨而科学的分析实验方法高效准确的测定多种飞行器的起飞速率。

Description

一种测试飞机气动升力的方法

技术领域

本发明涉及飞机测试方法领域，具体是指一种测试飞机气动升力的方法。

背景技术

对每一种新型号飞机来说，它的起飞离地速度和滑跑距离都是其首飞前需要掌握的关键数据，这对保障新机首飞的安全和顺利进行至关重要。一般来说风洞飞机模型的吹风试验和理论计算都有一定的误差，因此新机的起飞离地速度到底多大、起飞滑跑距离到底多远仍然要通过首飞前大量的滑行试验来进行摸底和验证。

飞机的气动升力与其运动速度成正比，飞机起飞滑跑时随着速度的增大，飞机的升力也逐渐增加，当飞机升力(F)大于其重力(G)时，飞机即可离开地面飞上蓝天。目前还没有直接测试飞机在滑跑过程中受到气动升力的方法，一般是进行大量的低、中、高速的滑行，飞行员在滑行过程中操纵飞机来感受飞机动态以及在高速滑行时通过拉动驾驶杆，抬起飞机前轮等方法来评估飞机离地的时机和离地速度。这样的方法既增加大量的滑行次数，也还不能准确的给出飞机起飞速度和滑跑距离。

发明内容

本发明的目的在于提供一种能够通过精确高效地测定出飞行器气动升力值从而计算出起飞速度和滑跑距离的测定方法。

本发明通过下述技术方案实现：一种测试飞机气动升力的方法，所述测试方法的步骤为：

(1)确定被测试飞行器模型并测定飞行器每个起落架的额定载荷；

(2)在飞行器所有的起落架上均设有压缩行程检测装置，所述检测装置用来测定记录起落架支柱的压缩行程L；

(3)进行起落架受力测试：在每个起落架上设置多组不同的且不超过其最大载荷值的压力，然后分别测定并记录不同载荷下每个起落架的压缩行程L，相同载荷下进行三次读数取均值；

(4)根据起落架的压缩行程与载荷的基本关系式L＝Ax²+Bx+C，然后拟合出步骤(3)中每个起落架实际使用时最优压缩行程与载荷的关系式，所述的A和B参数值通过多项数据拟合所得；

(5)进行地面滑行实验：先设置好用来测定飞行器的速度V的仪器，然后测定被测飞行器的重量G和每个起落架质量g，然后使飞行器在地面沿直线且以不同速度进行滑行，测定不同速度下对应的每个起落架的压缩行程L并记录，再利用拟合的L＝f(x)计算出地面滑行实验时不同速度下的每个起落架的载荷x，然后将每个起落架的载荷相加得到整个飞行器的载荷X，再利用公式X＝G-F计算出相应的气动升力F，即得到多组速度V与气动升力F测定值；

(6)根据速度V与气动升力F的基本关系式F＝kV+c，将得到的多组速度V与气动升力F测定值数据进行拟合，即得到精确的F＝f(V)的关系式，再使用关系式推算出起飞速度V1和飞机起飞所需的最小滑跑距离。当F与G1相等时即得到起飞速度V1，再根据推起飞速度算出飞机起飞所需的最小滑跑距离。其中拟合一次函数关系式的方法为公知常识，也就是本领域技术人员常用的手段，所以本发明不再赘述其拟合原理。而所述的最小滑跑距离是通过得出的起飞速度值进行积分然后推导出得出的，而具体的积分方法也是公知常识，这里不再赘述。

首先本发明中的方法是通过测定飞行器的起落架减震器的升降行程来进一步计算出飞机升力，其原理为：飞行器在起飞滑跑过程中，其竖直方向上的受力为均作用在机身上的重力和升力，一旦升力与机身受到的重力大小相等时，飞行器即达到起飞的临界点，而此时的水平滑行速度即为起飞速度。而飞行器的起落架减震器的压缩行程即能够反映出整个飞行器的载荷变化量，通过实验计算出被测飞行器的不同载荷与起落架压缩行程之间的函数关系式，然后利用函数关系式在滑行实验中计算出不同速度值下飞行器的气动升力F，然后再通过多组速度V与气动升力F的数据值拟合出关系式，然后气动升力F等于飞行器重力时，此时通过拟合出的关系式算出的速率即为起飞速度，这样得到的起飞速度更加精确，而且不用重复多次进行滑行实验，也不用将飞机加速到临界值来模糊测定，提高了实验精度并减少了实验时间。

为更好的实现本发明，进一步地，所述步骤(3)中具体的实验方法为：

(3.1)首先在安装起落架前单独对每个起落架进行载荷测试，并确定每个起落架的最大载荷值；

(3.2)按照起落架的最大载荷范围设定至少8个等差递增的载荷值，取第一个载荷值为0，并安装用来测定起落架压缩行程L的压缩行程测定装置；

(3.3)然后按照每组相应的载荷值向起落架施加载荷，待起落架静止后便读取设置在起落架上的压缩行程测定装置的读数并记录，相同载荷下取三次压缩行程值并取平均值。

进一步地，所述步骤(3)中的压缩行程测定装置为电子尺。所述的电子尺的外壳固定在起落架的减震器上，而电子尺的电刷端头与减震器下端部固定，而电刷出口处与减震器油缸的出口处处在同一水平面，使得电子尺的伸长长度与减震器的伸长长度相等，使得电子尺的读数即为减震器的长度；而如果采用激光测距仪，便将小型激光发射器固定在减震器油缸上，而减震器中轴下端设有激光反射板，而激光发射器的读数即为减震器的伸长长度。

进一步地，所述步骤(5)中具体的实验方法为：

(5.1)先将被测飞行器上地磅称其重量并记录；

(5.2)然后将飞行器拖曳到测试跑道的起始位置，并安装好地面测速装置和压缩行程测定装置；

(5.3)在使飞行器保持在地面滑行状态下设定多组递增的等差速度值；

(5.4)启动飞行器进行滑跑，并根据测速装置的读数将飞行器加速到相应预设的速度值，保持速度值稳定后读取记录每个起落架的压缩行程，然后根据拟合的每个起落架的压缩行程与载荷关系式L＝f(x)算出所有起落架的载荷和X；

(5.5)再利用公式X＝G-F计算出相应的气动升力F并记录，即得多组气动升力F与速度V的数值。

进一步地，所述步骤(5)中的地面测速装置为GPS或北斗测速装置。采用GPS测速，则将GPS装置设置在机身上，通过无线传输的方式将GPS定位信号传输到控制器中进行分析，从而实时测出时速。而所述的GPS测速方法和装置均为现有技术，在本发明中只是用其测定时速，而本发明的技术要点也不在于此，故不再赘述其原理。

进一步地，所述步骤(5)中的地面测速装置为设置在地面的DME测距仪。所述的DME测距方法是在地面上固定有DME测距台，然后通过测量飞机相对于电台的速度来得到飞行器的速度。所述的DME测速方法和装置均为现有技术，在本发明中只是用其测定时速，而本发明的技术要点也不在于此，故也不再赘述其原理。

进一步地，所述步骤(3)中的压缩行程与载荷关系L＝f(x)是采用MATLAB软件中的cftool曲线拟合工具箱进行曲线拟合，并得出压缩行程与载荷的函数关系式。所述的MATLAB软件中cftool曲线拟合工具箱的为现有的拟合函数曲线的常规数学处理分析软件，其数学基础是最小二乘法曲线拟合原理。而具体原理过程均为现有技术，也是本领域技术人员常采用的方法，为公知常识，故也再赘述其原理。

进一步地，所述步骤(3)的起落架受力测试的环境温度范围为15-35℃。一般飞行器所采用的起落架减震装置为液压减震，若温度较低或较高会影响其减震效果，也会影响实验效果，所以为了使实验数据更加准确，便要控制实验的温度范围。根据被测起落架的减震器内部阻尼材质性能，分析得出当环境温度在15-35℃之间时其减震器的减震效果变化不大。

进一步地，所述步骤(5)中的地面滑行实验时的环境温度范围为15-35℃，地面风速小于2m/s。将地面风速控制在2m/s以下是减小试验误差，防止风大不能够稳定读数。而当地面风速高于2m/s后整个实验误差较大，得出的实验结果精度交底。

本发明与现有技术相比，具有以下优点及有益效果：

本发明采用严谨而科学的分析实验方法，然后使用多种实验工具，进行多组实验对比，最后通过数学建模的方法拟合出自变量和因变量之间的函数关系，能够达到高效准确的测定多种飞行器的起飞速率和最小起飞距离，避免了现有技术不能够精确测量的缺陷，也避免了现有技术必须要进行多次飞行实验才能得出结论的问题，不仅节省了成本，还加快了实验测试周期，为后续的试飞提供准确有效的实验数据。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，下面描述的实施例是示例性的，仅用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；也可以是直接相连，也可以是通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

实施例1：

本实施例的一种测试飞机气动升力的方法，所述测试方法的步骤为：

A、首先进行前期准备，先确定被测飞行器的机身重量和最大载重，本实施例中被测飞行器为一架新型无人固定翼机，其机身长度为8.48m，翼展为15.13m，高度2.1m，空重550kg，最大载重(起飞重量)为1200kg，其包括三个固定式起落架，机身前部为单独的前部起落架，机身中部为对称的一对固定式起落架。

B、然后确定被测飞行器所安装的每个起落架具体的型号，因为每个起落架在出厂前都会进行加载实验，通过实验即可得到每个起落架的最大载荷值，而且也会在起落架履历本中记录下每个起落架压缩行程与所受载荷的关系曲线，通过关系曲线可以确定压缩行程与所受载荷的基本关系式，而实验的所有起落架压缩行程与所受载荷的基本关系式均为L＝Ax²+Bx+C。所述被测飞行器的前置起落架的最大载荷为500kg，而两个对称设置的后置起落架的最大载荷均为700kg。

C、对每个起落架进行载荷实验，所述载荷为起落架轮胎接地点的垂向载荷，先将起落架竖直固定在地面，并在起落架上端施加压力模拟载荷，然后根据每个起落架的最大载荷，设定好每个起落架的实验载荷值，所述前置起落架设置有八个等差载荷值，并根据设定数值在起落架上施加载荷，施加载荷后待其稳定静止后测量其压缩行程L，同载荷值下测量三次压缩行程，然后取均值，而所得的三个起落架的数据值如下：

表一前置起落架

表二左侧后置起落架

表三右侧后置起落架

D、根据所测的数据，采用MATLAB软件中的polyfit函数进行曲线拟合；通过软件拟合所得的关于前置起落架的L₁＝0.0462x²-0.3436x+0.8292，其中拟合优度R²＝0.9957；左侧后置起落架L₂＝0.07x²-0.5339x+1.3682，其中拟合优度R²＝0.999；右侧后置起落架L₃＝0.1149x²-0.7948x+1.7189，其中拟合优度R²＝0.99。

E、现将准备测试场地，所述的测试跑道长度为3000m，然后选用GPS速度测定方法进行速度的实时测定，而数据通过无线传输的方式传送给测试台；将测试无人机先进行地磅称重，得到总重785kg，所述三个起落架质量为28kg，所得整个飞机机身重量为757kg；然后将测试的无人机拖曳到测试场地进行滑行测试，并在飞行器的三个起落架上分别设置有压缩行程测定装置，所述的压缩行程测定装置为激光测距仪，然后激光测距仪通过无线传输的方式将数据传输到测试台上，然后在使飞行器保持在地面滑行状态下设定八组等差速度值，第一个速度数值为20km/h，之后的数值依次递增10km/h；待每个速度值稳定后读取记录每个起落架的压缩行程，然后根据拟合的每个起落架的压缩行程与载荷关系式L＝f(x)算出所有起落架的载荷和X；再利用公式X＝G-F计算出相应的气动升力F并记录，即得八组气动升力F与速度V的数值；然后根据速度V与气动升力F的基本关系式F＝kV+c，将得到的八组速度V与气动升力F测定值数据进行拟合，即得到精确的F＝f(V)的关系式，再使用关系式推算出起飞速度V1和飞机起飞所需的最小滑跑距离。当F与G1相等时即得到起飞速度V1，再根据推起飞速度算出飞机起飞所需的最小滑跑距离。所述的八组气动升力F与速度V的数值如下表所示：

表四

根据上表数据拟合可得F＝0.0458V-0.0634，其中拟合优度R²＝0.9989。然后根据拟合出来的公式可计算出该无人机的起飞速度为V₁166.67km/h；最后通过得到的起飞速度可以为计算最小滑跑距离提供参考；

整个实验结束。

尽管已经示出和描述了本发明的实施例，本领域的普通技术人员可以理解：在不脱离本发明的原理和宗旨下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由权利要求及其等同物限定。

Claims (9)

1.一种测试飞机气动升力的方法，其特征在于：所述测试方法的步骤为：

（1）确定被测试飞行器模型并测定飞行器每个起落架的额定载荷；

（2）在飞行器所有的起落架上均设有压缩行程检测装置，所述检测装置用来测定记录起落架支柱的压缩行程L；

（3）进行起落架受力测试：在每个起落架上设置多组不同的且不超过其最大载荷值的压力，然后分别测定并记录不同载荷下每个起落架的压缩行程L，相同载荷下进行三次读数取均值；

（4）根据起落架的压缩行程与载荷的基本关系式L=Ax²+Bx+C，然后拟合出步骤（3）中每个起落架实际使用时最优压缩行程与载荷的关系式，所述的A和B参数值通过多项数据拟合所得；

（5）进行地面滑行实验：先设置好用来测定飞行器的速度V的仪器，然后测定被测飞行器的重量G和每个起落架质量g，然后使飞行器在地面沿直线且以不同速度进行滑行，测定不同速度下对应的每个起落架的压缩行程L并记录，再利用拟合的L=f(x)计算出地面滑行实验时不同速度下的每个起落架的载荷x，然后将每个起落架的载荷相加得到整个飞行器的载荷X，再利用公式X=G-F计算出相应的气动升力F，即得到多组速度V与气动升力F测定值；

（6）根据速度V与气动升力F的基本关系式F=kV+c，将得到的多组速度V与气动升力F测定值数据进行拟合，即得到精确的F=f（V）的关系式，再使用关系式推算出起飞速度V1和飞机起飞所需的最小滑跑距离。

2.根据权利要求1所述的一种测试飞机气动升力的方法，其特征在于：所述步骤（3）中具体的实验方法为：

（3.1）首先在安装起落架前单独对每个起落架进行载荷测试，并确定每个起落架的最大载荷值；

（3.2）按照起落架的最大载荷范围设定至少8个等差递增的载荷值，取第一个载荷值为0，并安装用来测定起落架压缩行程L的压缩行程测定装置；

（3.3）然后按照每组相应的载荷值向起落架施加载荷，待起落架静止后便读取设置在起落架上的压缩行程测定装置的读数并记录，相同载荷下取三次压缩行程值并取平均值。

3.根据权利要求1或2所述的一种测试飞机气动升力的方法，其特征在于：所述步骤（2）中的压缩行程测定装置为电子尺或激光测距仪。

4.根据权利要求1或2所述的一种测试飞机气动升力的方法，其特征在于：所述步骤（5）中具体的实验方法为：

（5.1）先将被测飞行器上地磅称其重量并记录；

（5.2）然后将飞行器拖曳到测试跑道的起始位置，并安装好地面测速装置和压缩行程测定装置；

（5.3）在使飞行器保持在地面滑行状态下设定多组递增的等差速度值；

（5.4）启动飞行器进行滑跑，并根据测速装置的读数将飞行器加速到相应预设的速度值，保持速度值稳定后读取记录每个起落架的压缩行程，然后根据拟合的每个起落架的压缩行程与载荷关系式L=f(x)算出所有起落架的载荷和X；

（5.5）再利用公式X=G-F计算出相应的气动升力F并记录，即得多组气动升力F与速度V的数值。

5.根据权利要求4所述的一种测试飞机气动升力的方法，其特征在于：所述步骤（5）中的地面测速装置为GPS或北斗测速装置。

6.根据权利要求4所述的一种测试飞机气动升力的方法，其特征在于：所述步骤（5）中的地面测速装置为设置在地面的DME测距仪。

7.根据权利要求1或2或5或6所述的一种测试飞机气动升力的方法，其特征在于：所述步骤（3）中的压缩行程与载荷关系L=f(x)是采用MATLAB软件中的cftool曲线拟合工具箱进行曲线拟合，并得出压缩行程与载荷的函数关系式。

8.根据权利要求1或2或5或6所述的一种测试飞机气动升力的方法，其特征在于：所述步骤（3）的起落架受力测试的环境温度范围为15-35℃。

9.根据权利要求1或2或5或6所述的一种测试飞机气动升力的方法，其特征在于：所述步骤（5）中的地面滑行实验时的环境温度范围为15-35℃，地面风速小于2m/s。