CN109711008A - 一种飞机重心包线计算方法 - Google Patents

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朱清华
陈建炜
申遂愿
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Abstract

本发明公开了一种飞机重心包线计算方法，包括：输入飞机的原始参数，给定装载情况和初始重心位置；根据飞机气动模型、起落架模型、发动机模型、全机飞行力学模型计算飞机的全机气动力和气动力矩，并完成配平；通过离散载荷重量和重心位置，判断飞机是否能正常巡航飞行以及正常起飞降落，得出安全飞行条件下的重量及重心关系，然后引入静稳定性裕度约束及飞机载荷较大情况下起飞及最小平飞速度下的机翼及平尾极限载荷约束，得出重心前后限值和飞机飞行重量的关系图。本发明通过对载荷重心坐标点进行离散化处理以及飞机的飞行过程和起降过程进行模拟，对飞机重心进行了较为精确的计算，且过程简单，计算方便。

Description

一种飞机重心包线计算方法
技术领域
本发明涉及一种飞机重心包线计算方法，属于航空包线计算技术领域。
背景技术
自莱特兄弟于1903年成功驾驶“飞行者”1号实现人类的飞行梦以来，飞机得到了飞速发展。飞机重心包线是指民用飞机的重心在所有飞行过程中的允许变化范围。重心与焦点的位置关系对全机安全性、飞行品质、性能及几何参数等方面有重要影响。在安全性方面，重心包线内的重心点应让飞机实现可操纵的安全飞行；在飞行品质方面，合理的重心可以提高民用飞机的可操纵性，从而提升全机运动特性；在性能方面，重心会影响民用飞机的起飞性能、巡航性能、着陆性能；在几何参数方面，重心范围主要影响民用飞机的平尾设计及总体气动布局。
当前关于飞机重心包线的研究主要集中在包线设计原则及一些约束条件，鲜有相关人员提出能较为准确计算飞机重心包线的方法。因此，现有的飞机重心包线研究中缺少一种较为精确的飞机重心包线计算方法。
发明内容
发明目的：为了克服现有技术中存在的不足，本发明提供一种飞机重心包线计算方法，通过离散载荷重量和重心位置，得出安全飞行条件下的重量及重心关系，然后引入静稳定性裕度等约束，得到较为精确的计算结果，过程简单，计算方便。
技术方案：为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：
一种飞机重心包线计算方法，包括以下步骤：
步骤一：输入飞机的原始参数(包括飞机的总体参数如飞机重量、机翼翼展、机翼面积等，飞机各气动部件的坐标及升阻特性参数等)和操纵范围限制量，给定装载情况和初始重心位置；
步骤二：根据飞机气动模型、起落架模型、发动机模型、全机飞行力学模型计算飞机的全机气动力和气动力矩，并完成配平；
步骤三：约束一：根据配平结果，判断配平得到的操纵量是否超出飞机操纵范围限制量；约束二：对该载荷情况下的飞机进行起飞过程模拟(这里的飞机起飞模拟过程只是判断起落架所受的载荷是否超出其极限载荷，即判断起落架是否会损坏)，判断起落架是否损坏；
如果满足上述任一约束(即约束内的判断结果为是)则输出飞行状态下重心位置的前限值或后限值，否则将装载物的重心坐标沿机体坐标系中X轴(只考虑X轴，即以质心为原点，指向机头中心)向前或向后增加一个步长值并返回步骤二；
步骤四：在飞机的最大滑行重量范围内取离散点，返回步骤一；
步骤五：根据上述循环结果，拟合得出重心前后限值和飞机飞行重量的关系图，即为飞机的重心包线。
本发明只考虑X轴，而不考虑Y、Z轴的原因是，飞机左右是对称的，重心一般都在纵向中心线上，即X轴。当飞机两侧机翼中的燃油不一样多时，飞机的燃油调控系统会让两侧的燃油趋于一致，即让重心移到纵向中心线上，这就是不考虑Y轴的理由。而飞机的Z轴即为垂直方向，一般变化极小，不予考虑。
进一步的，所述步骤三还引入约束三：判断是否未达到静稳定性裕度要求。
进一步的，所述步骤三还引入约束四：飞机载荷较大(飞机载荷大于最大起飞重量乘以0.8)情况下，判断起飞及最小平飞速度下的机翼及平尾载荷是否超过其极限载荷。
进一步的，所述步骤五采用线性拟合得出重心前后限值和飞机飞行重量的关系图。
有益效果：本发明提供的一种飞机重心包线计算方法，通过离散载荷重心和重量，判断飞机在此载荷条件下是否可正常飞行及正常起飞，引入静稳定性裕度约束及飞机载荷较大情况下起飞及最小平飞速度的机翼及平尾极限载荷约束，实现了重心包线的较为精确计算。应用表明，本发明的优点在于较为精确地计算了飞机的重心包线，且过程简单，计算方便。
附图说明
图1是本发明的流程示意图；
图2是本发明实施例计算得到的飞机重心包线图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作更进一步的说明。
如图1所示为一种飞机重心包线计算方法，包括以下步骤：
步骤一：输入飞机的原始参数和操纵范围限制量，给定装载情况和初始重心位置；
步骤二：根据飞机气动模型、起落架模型、发动机模型、全机飞行力学模型计算飞机的全机气动力和气动力矩，并完成配平；
步骤三：约束一：根据配平结果，判断配平得到的操纵量是否超出飞机操纵范围限制量；约束二：对该载荷情况下的飞机进行起飞过程模拟，判断起落架是否损坏；约束三：判断是否未达到静稳定性裕度要求；约束四：飞机载荷较大情况下，判断起飞及最小平飞速度下的机翼及平尾载荷是否超过其极限载荷；
如果满足上述任一约束(即约束内的判断结果为是)则输出飞行状态下重心位置的前限值或后限值，否则将装载物的重心坐标沿机体坐标系中X轴向前或向后增加一个步长值并返回步骤二；
步骤四：在飞机的最大滑行重量范围内取离散点，返回步骤一；
步骤五：根据上述循环结果，采用线性拟合得出重心前后限值和飞机飞行重量的关系图，即为飞机的重心包线。
现对某民用飞机重心包线计算过程进行计算过程说明：
1、采用系数累积法计算全机气动模型，其计算公式为：
上式中，从上到下依次为升力系数CL，俯仰力矩系数Cm，阻力系数CD，侧向力系数CY，滚转力矩系数Cl和偏航力矩系数Cn；下标p,q,r指关于x,y,z轴的速度；δh(其中h表示a,r,e)分别指副翼，方向舵，升降舵的偏转；l,m,n指关于x,y,z轴的力矩；α,β分别指迎角和侧滑角；L,D和Y指升力、阻力和侧向力；为动压，S为机翼总面积，为平均气动弦长，b为机翼展长。
2、对于起落架模型，起落架地面接触反应被计算为支持在地面上的飞机，并影响在地面运动的力。每个轮胎的摩擦力由低速爆发摩擦力、滚动摩擦力和制动摩擦力组成，计算公式为：
Ffriction＝VgCbreakout+CrollingFn
其中：Vg为地面速度，Cbreakout和Crolling分别为低速爆发摩擦力系数和制动摩擦力系数。制动摩擦力依赖于飞行员施加的制动力、制动摩擦力系数和飞机质量。基于弹簧/阻尼器模型和库仑摩擦定律，Ffriction可被分成两个部分：法向力和切向力，其计算公式为：
上式中，Fn和Ft分别表示法向力和切向力，k为弹簧刚度，u为压缩形变，b为弹簧阻尼，v为形变率，μ为摩擦系数。
3、对于发动机模型，根据输入的油门位置，飞行状态和大气数据，计算飞机在不同高度、速度和油门位置下的发动机推力。该模型主要根据发动机的使用说明书建立。
4、飞机的全机运动学方程如下：
上式中，从上到下左式分别表示三个方向的速度，角速度和欧拉角对时间的微分。
依据上述方程，对各个载荷状态下的飞机进行配平和起飞过程模拟后，即可得到该机的重心包线。如图2所示为某机重心包线计算结果(单独对起飞过程的包线作了虚线处理)。AF为该机飞行状态重心前限，BL为该机起飞状态下的重心前限，CN为该机起飞状态下的重心后限，DE为静稳定性裕度约束，OE为飞行状态重心后限，FG为低速及载荷重量较大状态下的平尾极限载荷约束，KM为低速及载荷重量较大状态下的机翼极限载荷约束，KJ为最大着陆重量，MO为最大起飞重量。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出：对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (4)

1.一种飞机重心包线计算方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一：输入飞机的原始参数和操纵范围限制量，给定装载情况和初始重心位置；
步骤二：根据飞机气动模型、起落架模型、发动机模型、全机飞行力学模型计算飞机的全机气动力和气动力矩，并完成配平；
步骤三：约束一：根据配平结果，判断配平得到的操纵量是否超出飞机操纵范围限制量；约束二：对该载荷情况下的飞机进行起飞过程模拟，判断起落架是否损坏；
如果满足任一约束则输出重心位置的前限值或后限值，否则将装载物的重心坐标沿机体坐标系中X轴向前或向后增加一个步长值并返回步骤二；
步骤四：在飞机的最大滑行重量范围内取离散点，返回步骤一；
步骤五：根据步骤四的循环结果，拟合得出重心前后限值和飞机飞行重量的关系图，即为飞机的重心包线。
2.根据权利要求1所述的一种飞机重心包线计算方法，其特征在于，所述步骤三还引入约束三：判断是否未达到静稳定性裕度要求。
3.根据权利要求2所述的一种飞机重心包线计算方法，其特征在于，所述步骤三还引入约束四：飞机载荷较大情况下，判断起飞及最小平飞速度下的机翼及平尾载荷是否超过其极限载荷。
4.根据权利要求1所述的一种飞机重心包线计算方法，其特征在于，所述步骤五采用线性拟合得出重心前后限值和飞机飞行重量的关系图。
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