CN110027728B - 通过空中飞行试验辨识飞机气动焦点的方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种通过空中飞行试验辨识飞机气动焦点的方法，包括如下步骤：S1：测量飞机的重量m；S2：联调测试系统；S3：通过飞行试验，获得辨识飞机气动焦点所需的参数辨识原始数据，其中，在获得参数辨识原始数据前需设定飞机平飞速度为V、设定飞机的盘旋坡度角为γ、初选的飞机的重心前限位置
Figure DDA0002030052430000011
和初选飞机的重心后限位置
Figure DDA0002030052430000012
S4：利用公式辨识出飞机的气动焦点。该通过空中飞行试验辨识飞机气动焦点的方法所需参数个数较少，易于实现，相较采用风洞试验辨识飞机气动焦点，能够获取飞机真实的气动焦点的相对位置。

Description

通过空中飞行试验辨识飞机气动焦点的方法
技术领域
本发明涉及航空领域，特别提供了一种通过空中飞行试验辨识飞机气动焦点的方法。
背景技术
目前飞机的气动焦点是通过CFD计算和风洞试验再经过后处理数据辨识所获得，由于飞行中飞机的机体与机翼的变形，会造成结果与实际飞行时的气动焦点有较大的误差，飞行试验是获取真实飞机准确气动特性参数的重要方法，是CFD计算与风洞试验气动特性相关性研究的基础。
目前电动飞机在设计过程中，由于电池能量密度发展的限制，大多采用大展弦比气动布局，带来的结果就是飞行中弹性变形较大，其气动焦点位置会发生较大的位移。焦点的真实性对飞机的重心位置分配具有至关重要的作用，若重心离焦点的位置过小，其稳定性将变差，因此，为了准确确定重心的前后限，获取真实气动焦点刻不容缓。
发明内容
鉴于此，本发明的目的在于提供一种通过空中飞行试验辨识飞机气动焦点的方法，以获取真实气动焦点的相对位置。
本发明提供的技术方案是：一种通过空中飞行试验辨识飞机气动焦点的方法，包括如下步骤：
S1：测量飞机的重量m；
S2：联调测试系统，其中，测试系统包括飞参记录仪、机载数据采集系统、地面数据处理系统和地面监视系统；
S3：通过飞行试验，获得辨识飞机气动焦点所需的参数辨识原始数据；
S31：初选飞机的重心前限位置
Figure GDA0002474815490000021
设定飞机平飞速度为V，测量飞机升降舵偏角度δ1；
S32：保持初选的飞机重心前限位置
Figure GDA0002474815490000022
以及设定的飞机平飞速度V不变，设定飞机的盘旋坡度角为γ，测量飞机升降舵偏角度δ2；
S33：初选飞机的重心后限位置
Figure GDA0002474815490000023
设定飞机平飞速度为V，其中，设定的飞机平飞速度V与S32步骤中的平飞速度V相同，测量飞机升降舵偏角度δ3；
S34：保持初选的飞机重心后限位置
Figure GDA0002474815490000024
以及设定的飞机平飞速度V不变，设定飞机的盘旋坡度角为γ，其中，设定的飞机的盘旋坡度角γ与S32步骤中的盘旋坡度角相同,测量飞机升降舵偏角度δ4；
S4：利用公式(1)辨识出飞机的气动焦点
Figure GDA0002474815490000025
式(1)中，
Figure GDA0002474815490000026
为飞机的气动焦点位置，
Figure GDA0002474815490000027
为飞机的俯仰阻尼导数，μ＝2m/ρSbA，表示飞机的相对密度，m表示飞机的重量，ρ表示大气密度，S表示机翼参考面积，bA表示飞机的平均气动弦长，ny＝1/cos(γ)，表示盘旋过载，γ表示设定的飞机的盘旋坡度角，Δδz1、Δδz2表示升降舵偏差值，Δδz1＝δ1-δ2，Δδz2＝δ3-δ4，
Figure GDA0002474815490000028
和
Figure GDA0002474815490000029
分别表示初选的飞机的重心前限位置和后限位置。
本发明提供的通过空中飞行试验辨识飞机气动焦点的方法简单可靠，能够准确辨识气动焦点的相对位置，能指导飞机的重心后限位置，对飞机的结构配置起到关键作用。
附图说明
下面结合附图及实施方式对本发明作进一步详细的说明：
图1为本发明提供的通过飞行试验辨识气动焦点的方法的流程图；
图2为RX1E飞机在飞行中测到的平飞速度和升降舵偏角；
图3为RX1E飞机在飞行中测到的盘旋坡度角，平飞速度和升降舵偏角。
具体实施方式
下面将结合具体的实施方案对本发明进行进一步的解释，但并不局限本发明。
如图1所示，本发明提供了一种通过空中飞行试验辨识飞机气动焦点的方法，包括如下步骤：
S1：测量飞机的重量m；
在进行飞机飞行试验前，对飞机的重量进行实际测量，称重前保证飞机为飞行试验时的技术状态，测量所用的仪器和设备，应在检定合格的有效期内，并有合格标识，称重的精度不低于：±0.1％，被称重量的范围应在称的最大量程的2/3左右；
S2：联调测试系统，其中，测试系统包括飞参记录仪、机载数据采集系统、地面数据处理系统和地面监视系统；
由飞参记录仪、机载数据采集系统(ADAS)、地面数据处理系统(GDAS)以及地面监视系统进行联调，检查各个记录设备的工作情况和匹配问题；
S3：通过飞行试验，获得辨识飞机气动焦点所需的参数辨识原始数据；
S31：初选飞机的重心前限位置
Figure GDA0002474815490000031
设定飞机平飞速度为V，测量飞机升降舵偏角度δ1；
S32：保持初选的飞机重心前限位置
Figure GDA0002474815490000041
以及设定的飞机平飞速度V不变，设定飞机的盘旋坡度角为γ，测量飞机升降舵偏角度δ2；
S33：初选飞机的重心后限位置
Figure GDA0002474815490000042
设定飞机平飞速度为V，其中，设定的飞机平飞速度V与S32步骤中的平飞速度V相同，测量飞机升降舵偏角度δ3；
S34：保持初选的飞机重心后限位置
Figure GDA0002474815490000043
以及设定的飞机平飞速度V不变，设定飞机的盘旋坡度角为γ，其中，设定的飞机的盘旋坡度角γ与S32步骤中的盘旋坡度角相同,测量飞机升降舵偏角度δ4；
S4：利用公式(1)辨识出飞机的气动焦点
Figure GDA0002474815490000044
式(1)中，
Figure GDA0002474815490000045
为飞机的气动焦点位置，
Figure GDA0002474815490000046
为飞机的俯仰阻尼导数，μ＝2m/ρSbA，表示飞机的相对密度，m表示飞机的重量，ρ表示大气密度，S表示机翼参考面积，bA表示飞机的平均气动弦长，ny＝1/cos(γ)，表示盘旋过载，γ表示设定的飞机的盘旋坡度角，Δδz1、Δδz2表示升降舵偏差值，Δδz1＝δ1-δ2，Δδz2＝δ3-δ4，
Figure GDA0002474815490000047
和
Figure GDA0002474815490000048
分别表示初选的飞机的重心前限位置和后限位置。
下面给出公式(1)的推导过程：
联立公式(2)至公式(7)，得到公式(8)
Figure GDA0002474815490000049
Figure GDA00024748154900000410
Figure GDA00024748154900000411
μ＝2m/ρSbA (5)
Δcy＝Δny·cypf＝(ny-1)·cypf (6)
ny＝1/cos(γ) (7)
Figure GDA0002474815490000051
公式(2)至公式(8)中，
Figure GDA0002474815490000052
为静稳定裕度，Δcy表示升力系数增量，
Figure GDA0002474815490000053
表示升降舵效率，Δδz表示升降舵偏差值，
Figure GDA0002474815490000054
表示俯仰阻尼导数，ωz表示俯仰角速度，bA表示飞机的平均气动弦长，V表示设定的飞机平飞速度，g表示重力加速度，ny表示盘旋过载，
Figure GDA0002474815490000055
表示飞机的重心位置，
Figure GDA0002474815490000056
表示飞机的气动焦点位置，m表示飞机的重量、S表示机翼参考面积、ρ表示大气密度，Δny表示过载增量，cypf表示飞机平飞时的升力系数，γ表示设定的飞机的盘旋坡度角。
将S31和S32步骤中初选的飞机的重心前限位置
Figure GDA0002474815490000057
飞机升降舵偏角度δ1和飞机升降舵偏角度δ2带入公式(8)，得
Figure GDA0002474815490000058
式中，Δδz1＝δ1-δ2；
将S33和S34步骤中初选的飞机的重心后限位置
Figure GDA0002474815490000059
飞机升降舵偏角度δ3和飞机升降舵偏角度δ4带入公式(8)，得
Figure GDA00024748154900000510
式中，Δδz2＝δ3-δ4；
联立公式(9)和(10)，即可得到公式(1)。
本发明提供的通过空中飞行试验辨识飞机气动焦点的方法，通过初选飞机重心的前限位置和重心的后限位置，设定盘旋坡度角γ，并计算在两位置处飞机平飞和盘旋状态的升降舵偏差值，利用公式
Figure GDA0002474815490000061
即可辨识飞机气动焦点，该方法所需参数个数较少，易于实现，相较采用风洞试验辨识飞机气动焦点，能够获取飞机真实的气动焦点。
下面给出RX1E飞机采用本发明提供的方法与采用风洞试验辨识飞机气动焦点的对比例：
图2为RX1E飞机在飞行中测到的平飞速度(单位为m/s)和升降舵偏角(单位为度)；图3为RX1E飞机在飞行中测到的盘旋坡度角(单位为角度)，平飞速度(单位为m/s)和升降舵偏角(单位为度)。
表1为采用本发明提供的方法及采用风洞试验辨识飞机气动焦点的结果对比
表1飞行试验焦点与风洞试验焦点对比
Figure GDA0002474815490000062
由于风洞试验模型为刚体，在风洞吹风过程中，全机变形量较小。而在实际飞行中，飞机为弹性体，其机翼、机身以及尾翼都有较大的变形，所以其焦点要比风洞试验的焦点靠前。飞机实际飞行时的焦点才是飞机真实的气动焦点。

Claims (1)

1.通过空中飞行试验辨识飞机气动焦点的方法，其特征在于，包括如下步骤：
S1：测量飞机的重量m；
S2：联调测试系统，其中，测试系统包括飞参记录仪、机载数据采集系统、地面数据处理系统和地面监视系统；
S3：通过飞行试验，获得辨识飞机气动焦点所需的参数辨识原始数据；
S31：初选飞机的重心前限位置
Figure FDA0002474815480000011
设定飞机平飞速度为V，测量飞机升降舵偏角度δ1；
S32：保持初选的飞机重心前限位置
Figure FDA0002474815480000012
以及设定的飞机平飞速度V不变，设定飞机的盘旋坡度角为γ，测量飞机升降舵偏角度δ2；
S33：初选飞机的重心后限位置
Figure FDA0002474815480000013
设定飞机平飞速度为V，其中，设定的飞机平飞速度V与S32步骤中的平飞速度V相同，测量飞机升降舵偏角度δ3；
S34：保持初选的飞机重心后限位置
Figure FDA0002474815480000014
以及设定的飞机平飞速度V不变，设定飞机的盘旋坡度角为γ，其中，设定的飞机的盘旋坡度角γ与S32步骤中的盘旋坡度角相同,测量飞机升降舵偏角度δ4；
S4：利用公式(1)辨识出飞机的气动焦点
Figure FDA0002474815480000015
式(1)中，
Figure FDA0002474815480000016
为飞机的气动焦点位置，
Figure FDA0002474815480000017
为飞机的俯仰阻尼导数，μ＝2m/ρSbA，表示飞机的相对密度，m表示飞机的重量，ρ表示大气密度，S表示机翼参考面积，bA表示飞机的平均气动弦长，ny＝1/cos(γ)，表示盘旋过载，γ表示设定的飞机的盘旋坡度角，Δδz1、Δδz2表示升降舵偏差值，Δδz1＝δ1-δ2，Δδz2＝δ3-δ4，
Figure FDA0002474815480000021
和
Figure FDA0002474815480000022
分别表示初选的飞机的重心前限位置和后限位置。
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