CN110414110A - 一种用于飞行失速状态下的飞机受力仿真方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种用于飞行失速状态下的飞机受力仿真方法，包括以下步骤：S1：建立飞机机体坐标系和地面惯性坐标系，并获取飞机空速、飞机加速度、姿态旋转矩阵和旋转角速度；S2：根据飞机空速、飞机加速度、姿态旋转矩阵和旋转角速度，计算得到飞机的攻角和侧滑角以及攻角随时间的攻角变化率；S3：根据攻角和攻角变化率，基于机翼的气流分离滞回特性计算气流分离标识；S4：根据气流分离标识计算修正后的升力系数和阻力系数，以对飞机气动力参数修正；S5：根据气流分离标识计算修正后的气动力矩系数，以对飞机气动力矩参数修正。本发明具有仿真展现深度尾旋飞行特性、仿真结果逼真的技术特点。

Description

一种用于飞行失速状态下的飞机受力仿真方法

技术领域

本发明属于飞行器仿真技术领域，尤其涉及一种用于飞行失速状态下的飞机受力仿真方法。

背景技术

当飞机前进时产生的升力小于飞机所受的重力时飞机就会下降或摔机，即飞机迎角大于临界角，出现大迎角飞机失速。

在现有的飞机仿真技术中存在着以下技术问题：不能完全计算仿真飞机在大迎角下的纵向和横测向气动导数的变化，多针对飞机局部机翼给出结果；其次，分析大迎角飞机气动力和力矩的变化多用于控制计算和实验分析，没有针对飞行仿真专用的计算方法；对于飞机在大迎角下失速的滞回特性，现有技术不能在飞行仿真中模拟实现，以至于飞机不能展现出深度尾旋的过失速飞行特性。

发明内容

本发明的技术目的是提供一种用于飞行失速状态下的飞机受力仿真方法，具有仿真展现深度尾旋飞行特性、仿真结果逼真的技术特点。

为解决上述问题，本发明的技术方案为：

一种用于飞行失速状态下的飞机受力仿真方法，包括以下步骤：

S1：建立飞机机体坐标系和地面惯性坐标系，并获取飞机空速、飞机加速度、姿态旋转矩阵和旋转角速度，所述飞机空速与所述飞机加速度均为在所述地面惯性坐标系中的参数值；

S2：根据所述飞机空速、所述飞机加速度、所述姿态旋转矩阵和所述旋转角速度，计算得到飞机的攻角和侧滑角以及所述攻角随时间的攻角变化率；

S3：根据所述攻角和所述攻角变化率，基于机翼的气流分离滞回特性计算气流分离标识；

S4：根据所述气流分离标识计算修正后的升力系数和阻力系数，以对飞机气动力参数修正；

S5：根据所述气流分离标识计算修正后的气动力矩系数，以对飞机气动力矩参数修正，所述气动力矩系数包括滚转力矩系数、俯仰力矩系数、偏航力矩系数。

根据本发明一实施例，获取所述飞机空速的具体包括以下步骤：

获取飞机在所述地面惯性坐标系中的飞机速度W_I与风速D_I，根据所述飞机速度W_I与所述风速D_I计算得到所述飞机空速V_I：

V_I＝W_I-D_I。

根据本发明一实施例，所述步骤S2中，所述攻角和所述侧滑角计算过程具体为：

根据所述飞机空速V_I和所述姿态旋转矩阵R_BI，计算所述飞机空速在所述飞机机体坐标系中x轴、y轴、z轴的分量U、v、w为:

V_b＝R_BIV_I＝[U,v,w]^T

其中，所述R_BI为所述地面惯性坐标系向所述飞机机体坐标系转换的旋转矩阵，所述V_b为所述飞机空速在所述飞机机体坐标系内的坐标；

根据所述分量U、所述分量v和所述分量w，计算所述攻角α和所述侧滑角β：

α＝atan2(w,U),β＝v/V

其中，所述V为所述飞机空速V_I的大小值，其值为V＝||V_I||，所述atan2(y，x)为四象限反正切函数。

根据本发明一实施例，所述步骤S2中，所述攻角变化率的计算过程具体为：

当所述飞机空速发生变化时，得到所述飞机空速在飞机机体坐标系中x轴、y轴、z轴的分量变化率为：

其中，表示所述飞机加速度，表示风速在所述地面惯性坐标系中的变化率，所述旋转角速度ω_BI为所述飞机机体坐标系相对于所述地面惯性坐标系的刚体角速度，所述ω_BI＝[p，q，r]^T，所述p为飞机滚转角速度，所述q为飞机俯仰角速度、所述r为飞机偏航角速度；

根据所述飞机空速在飞机机体坐标系中x轴、y轴、z轴的分量所述U、所述v、所述w和分量变化率所述所述所述计算得到所述攻角变化率

根据本发明一实施例，所述步骤S3具体包括以下步骤：

根据所述气流分离滞回特性：

计算得到所述气流分离标识γ_s；

其中，σ＞0为用于决定滞回环节相对于所述攻角变化的灵敏度的滞回特性参数，a为根据飞机特性设定的主机翼气流分离攻角，为所述攻角和所述攻角变化率的组合，τ₁为滞回环节的时间常数，τ₂为用于决定非定常空气动力在机体失速中的作用常数。

根据本发明一实施例，所述步骤S4具体包括以下步骤：

根据所述气流分离标识γ_s，计算升力损失参数r_s：

其中，k＞1为一个正比例系数；

根据所述升力损失参数r_s，计算修正后的所述升力系数CL^★：

CL^★＝r_sCL

其中，CL为飞机在正常状态下的升力系数；

根据所述气流分离标识γ_s，计算修正后的所述阻力系数CD^★：

CD^★＝CD+(1-γ_s)

其中，CD为飞机在正常状态下的阻力系数。

根据本发明一实施例，所述步骤S5中，所述滚转力矩系数的修正过程为：

建立辅助函数h(x,x₀)为：

h(x，x₀)＝k₁atan(k₂(x-x₀))+δX

其中，所述辅助函数h(x,x₀)用于提供一个在x₀附近的阶跃函数，x₀，δX，k₁,和k₂都是依据不同飞机设定的形状参数；

根据所述攻角α、所述侧滑角β、所述攻角变化率和所述气流分离标识γ_s，基于所述辅助函数h(x,x₀)计算修正后的所述滚转力矩系数Cl^★：

Cl_f ^★＝δCl_fn

其中，所述Cl_b为所述Cl随所述侧滑角β的导数，所述δCl_b为所述Cl_b的变化系数，所述Cl_da为所述Cl随副翼偏转角da的导数，所述δCl_da为所述Cl_da的变化系数，所述Cl_p为所述Cl随无量纲滚转角速度的导数，所述δCl_p为所述Cl_p的变化系数，所述k_p为一个正比例常数，所述Cl_r为所述Cl随无量纲偏航角速度的导数，所述δCl_r为所述Cl_r的变化系数，所述Cl_f为所述Cl的随机扰动系数，所述δCl_f为所述Cl_f的变化系数，所述n为一个零均值高斯单位方差的高斯白噪声，所述Cl_b、所述Cl_da、所述Cl_p、所述Cl_r、所述Cl_f均为飞机在正常状态时的参数值，所述Cl_b ^★、所述Cl_da ^★、所述Cl_p ^★、所述Cl_r ^★、所述Cl_f ^★均为飞机在失速状态时的修正参数值。

根据本发明一实施例，所述步骤S5中，所述俯仰力矩系数的修正过程为：

建立辅助函数h(x,x₀)为：

h(x，x₀)＝k₁atan(k₂(x-x₀))+δX

其中，所述辅助函数h(x,x₀)用于提供一个在x₀附近的阶跃函数，x₀，δX，k₁,和k₂都是依据不同飞机设定的形状参数；

根据所述攻角α、所述侧滑角β、所述攻角变化率和所述气流分离标识γ_s，基于所述辅助函数h(x,x₀)计算修正后的所述俯仰力矩系数Cm^★：

Cm_α ^★＝(1-γ_s)δCm_α+Cm_α

其中，所述Cm_α为所述Cm随所述攻角α的导数，所述δCm_α为所述Cm_α的变化系数,所述为所述Cm随所述攻角变化率的导数，所述为所述的变化系数，所述Cm_de为所述Cm随升降舵偏角de的导数,所述Cm_q为所述Cm随无量纲俯仰角速度的导数，所述δCm_q为所述Cm_q的变化系数，所述为飞机平均气动弦长，所述V为所述飞机空速的大小值，所述Cm_α、所述所述Cm_de、所述Cm_q均为飞机在正常状态时的参数值，所述Cm_q ^★、所述所述Cm_de ^★、所述Cm_q ^★均为飞机在失速状态时的修正参数值。

根据本发明一实施例，所述步骤S5中，所述偏航力矩系数的修正过程为：

建立辅助函数h(x,x₀)为：

h(x，x₀)＝k₁atan(k₂(x-x₀))+δX

其中，所述辅助函数h(x,x₀)用于提供一个在x₀附近的阶跃函数，x₀，δX，k₁,和k₂都是依据不同飞机设定的形状参数；

根据所述攻角α、所述侧滑角β、所述攻角变化率和所述气流分离标识γ_s，基于所述辅助函数h(x,x₀)计算修正后的所述偏航力矩系数CD^★：

Cn_dr ^★＝k_rCn_dr

其中，所述Cn_b为所述Cn随所述侧滑角β的导数，所述δCn_b为所述Cn_b的变化系数，所述k_p为一个正比例常数，所述Cn_p为所述Cn随无量纲滚转角速度的导数，所述δCn_p为所述Cn_p的变化系数，所述Cn_da为所述Cn随副翼偏转角da的导数，所述δCn_da为所述Cn_da的变化系数，所述Cn_r为所述Cn随无量纲偏航角速度的导数，所述δCn_r为所述Cn_r的变化系数，所述Cn_dr为所述Cn随方向舵偏角dr的导数，所述kr是介于0到1之间的的比例常数，所述Cn_dr、所述Cn_b、所述Cn_p、所述Cn_da、所述Cn_r均为飞机在正常状态时的参数值，所述Cn_dr ^★、所述Cn_b ^★、所述Cn_p ^★、所述Cn_da ^★、所述Cn_r ^★均为飞机在失速状态时的修正参数值。

本发明由于采用以上技术方案，使其与现有技术相比具有以下的优点和积极效果：

本发明提出一种计算常规气动布局的固定翼飞机在大迎角失速状态下，作用于飞机的力和力矩的仿真方法，通过根据飞机飞行侧滑角和攻角以及空速计算出飞机受到的空气作用力：考虑在失速过程中机翼气流分离的滞回特性，通过气流分离标识对飞机气动力参数修正和飞机气动力矩参数修正，使得飞机在过失速仿真中可以展现出如深度尾旋等特殊飞行特性；通过根据气流分离标识对飞机气动力参数修正，降低飞机升力系数同时提升飞机的阻力系数，以模拟飞机在失速状态下升力的损失的特性；通过根据气流分离标识对飞机气动力矩参数修正，降低飞机纵向的静稳定导数和阻尼，使得飞机在大迎角下展现出俯仰不稳定，同时，也降低飞机的横测向静稳定导数和阻尼，以模拟飞机在失速状态下不稳定的特性，达到了飞行失速状态的飞机受力仿真逼真的技术效果。

附图说明

图1为本发明的一种用于飞行失速状态下的飞机受力仿真方法的流程图；

图2为本发明的一种用于飞行失速状态下的飞机受力仿真方法的飞机机体坐标系与地面惯性坐标系示意图。

具体实施方式

以下结合附图和具体实施例对本发明提出的一种用于飞行失速状态下的飞机受力仿真方法作进一步详细说明。根据下面说明和权利要求书，本发明的优点和特征将更清楚。

参看图1，本实施例提供一种用于飞行失速状态下的飞机受力仿真方法，包括以下步骤：

S1：建立飞机机体坐标系和地面惯性坐标系，并获取飞机空速、飞机加速度、姿态旋转矩阵和旋转角速度，飞机空速与飞机加速度均为在地面惯性坐标系中的参数值；

S2：根据飞机空速、飞机加速度、姿态旋转矩阵和旋转角速度，计算得到飞机的攻角和侧滑角以及攻角随时间的攻角变化率；

S3：根据攻角和攻角变化率，基于机翼的气流分离滞回特性计算气流分离标识；

S4：根据气流分离标识计算修正后的升力系数和阻力系数，以对飞机气动力参数修正；

S5：根据气流分离标识计算修正后的气动力矩系数，以对飞机气动力矩参数修正，气动力矩系数包括滚转力矩系数、俯仰力矩系数、偏航力矩系数。

现对本实施例进行详细说明：

1)对本实施例中涉及的表示方式进行说明

本实施例采用的矢量在坐标系中表示方法如下：矢量A用符号表示，其在i系的坐标表示为A_i。矢量A在不同坐标系中的坐标不同。设有i系和j系，本实施例定义坐标系之间的旋转矩阵R_ij为：

A_j＝R_jiA_i

坐标系之间的旋转矩阵具有以下特性：

R_ijR_ji＝E

其中，E表示单位矩阵。在脚标之后再加上一个数表示坐标的元素，如A_j，2表示坐标A_j的第2个元素。在本实施例中，矢量和其坐标随时间的导数表示为相应符号上加“.”，即：

对于相对旋转运动的坐标系，本实施例中定义旋转的相对角速度。ω_ij表示i系相对于j系旋转的角速度。旋转角速度和坐标系的旋转矩阵时间的导数有如下的关系：

其中矩阵由矢量ω_ij在i系中的坐标组成：

同一个矢量在两个运动坐标系中随时间导数关系为：

本实施例中，令θ＝atan2(y,x)为四象限反正切函数，其定义为：

其对每个自变量的偏导数为：

2)本实施例中需要使用的坐标系的说明

具体地，步骤S1中，飞机机体坐标系为以飞机质心为原点，并沿飞机机体的向前方向、向右方向、向下方向建立三个坐标轴，飞机机体坐标系用于表示飞机姿态；地面惯性坐标系为以地面一点为原点，并沿北方向、东方向、向地面方向建立三个坐标轴，地面惯性坐标系用于表示飞机的绝对位置。

具体地，本实施例中一共需要使用2个坐标系：飞机机体坐标系和地面惯性坐标系，如图2所示，地面惯性坐标系给出飞机的绝对位置，用I系来表示，其原点OI为地面某一个点，以北东地方向为X_IY_IZ_I轴方向。飞机机体坐标系和飞机固连，原点OB在飞机质心，X_BY_BZ_B表示机体的前右下方向，表示飞机的位置和姿态，用B系来表示。

3)本实施例中步骤S2的过程说明

具体地，步骤S2中，攻角和侧滑角计算过程具体为：

具体地，用飞机相对于地面惯性系的速度在惯性系内的坐标为W_I。飞机所在局部空间中，将空气各部分相对于地面运动简化为同一个速度D_I。则飞机的空速在惯性系中的坐标V_I为：

V_I＝W_I-D_I

设飞机的空速矢量在机体坐标系内的坐标定义为V_b，飞机空速的大小定义为V＝||V_I||。根据飞机空速V_I，计算飞机空速在飞机机体坐标系中x轴、y轴、z轴的分量U、v、w为:

V_b＝R_BIV_I＝[U,v,w]^T

其中，R_BI为地面惯性坐标系向飞机机体坐标系转换的旋转矩阵，V_b为飞机空速在飞机机体坐标系内的坐标；

根据分量U、分量v和分量w，计算攻角α和侧滑角β：

α＝atan2(w,U),β＝v/V

其中，V为飞机空速V_I的大小值，其值为V＝||V_I||。

具体地，飞机机体坐标系相对于惯性系的刚体角速度为ω_BI＝[p，q，r]^T。当飞机空速发生变化时，得到飞机空速在飞机机体坐标系中x轴、y轴、z轴的分量变化率为：

式中，表示飞机在惯性系中的加速度，由飞行仿真求解器根据飞机动力学计算结果给出。表示风速在惯性坐标系中的变化律，由飞行仿真中的风扰动发生器给出。旋转角速度ω_BI为飞机机体坐标系相对于地面惯性坐标系的刚体角速度，ω_BI＝[p，q，r]^T，p为飞机滚转角速度，q为飞机俯仰角速度、r为飞机偏航角速度。

具体地，步骤S2中，攻角变化率的计算过程具体为：

根据攻角α，计算攻角变化率：

3)本实施例中步骤S3的过程说明

根据气流分离滞回特性：

计算得到气流分离标识γ_s；

其中，σ＞0为用于决定滞回环节相对于攻角变化的灵敏度的滞回特性参数，a为根据飞机特性设定的主机翼气流分离攻角，为攻角和攻角变化率的组合，τ₁为滞回环节的时间常数，τ₂为用于决定非定常空气动力在机体失速中的作用常数。

具体地，气流分离攻角分为正分离攻角α_sp＞0和负分离攻角α_np＞0：

需要指出的是，α_sp＞0和α_np＞0本身的值都为正数。本技术方案提出的滞回特性模型是一个由飞机攻角驱动的一阶惯性环节。当攻角和攻角变化律的组合超过给定的气流分离角a时，会快速逼近1，使得惯性环节输出γ_s迅速逼近0。反之，当攻角回归到失速攻角以下时，则逼近1，使得惯性环节输出缓慢恢复到1。滞回环节相对于攻角变化的灵敏读由参数σ决定。滞回环节的时间常数由τ₁决定。τ₂决定非定常空气动力在机体失速中的作用。对于常规气动布局的飞机，攻角的变化通常可以抵消一部分攻角本身过大造成的气流分离。然而，不同的飞机气动特征不同，根据不同飞机机翼的位置，τ₂可正可负。

4)本实施例中步骤S4的过程说明

在计算出分离量之后，算法利用γ_s作为控制量，来增加飞机阻力和削弱飞机的升力，模拟飞机在失速状态下升力的损失。

根据气流分离标识γ_s，计算升力损失参数r_s：

其中，k＞1为一个正比例系数；

令CL为飞机在正常状态下的升力系数，令带有★上标的为修正后气动参数。根据升力损失参数r_s，计算修正后的升力系数CL^★：

CL^★＝r_sCL

其中，CL为飞机在正常状态下的升力系数；

根据气流分离标识γ_s，计算修正后的阻力系数CD^★：

CD^★＝CD+(1-γ_s)

其中，CD为飞机在正常状态下的阻力系数。

5)本实施例中步骤S5的过程说明

建立辅助函数h(x,x₀)为：

h(x，x₀)＝k₁atan(k₂(x-x₀))+δX

其中，辅助函数h(x,x₀)用于提供一个在x₀附近的阶跃函数，x₀，δX，k₁,和k₂都是依据不同飞机设定的形状参数；

作用在飞机上的力矩由Cl、Cm和Cn即飞机的滚转、俯仰和偏航力矩系数决定。每一个系数都由以下几部分组成：

其中，和为飞机的无量纲角速度。

根据攻角α、侧滑角β、攻角变化率和气流分离标识γ_s，基于辅助函数h(x,x₀)计算修正后的滚转力矩系数Cl^★：

Cl_f ^★＝δCl_fn

其中，所述Cl_b为所述Cl随所述侧滑角β的导数，所述δCl_b为所述Cl_b的变化系数，所述Cl_da为所述Cl随副翼偏转角da的导数，所述δCl_da为所述δCl_da的变化系数，所述Cl_p为所述Cl随无量纲滚转角速度的导数，所述δCl_p为所述Cl_p的变化系数，所述k_p为一个正比例常数，所述Cl_r为所述Cl随无量纲偏航角速度的导数，所述δCl_r为所述Cl_r的变化系数，所述Cl_f为所述Cl的随机扰动系数，所述δCl_f为所述Cl_f的变化系数，所述n为一个零均值高斯单位方差的高斯白噪声，所述Cl_b、所述Cl_da、所述Cl_p、所述Cl_r、所述Cl_f均为飞机在正常状态时的参数值，所述Cl_b ^★、所述Cl_da ^★、所述Cl_p ^★、所述Cl_r ^★、所述Cl_f ^★均为飞机在失速状态时的修正参数值。

根据攻角α、侧滑角β、攻角变化率和气流分离标识γ_s，基于辅助函数h(x,x₀)计算修正后的俯仰力矩系数Cm^★：

Cm_α ^★＝(1-γ_s)δCm_α+Cm_α

其中，所述Cm_α为所述Cm随所述攻角α的导数，所述δCm_α为所述Cm_α的变化系数,所述为所述Cm随所述攻角变化率的导数，所述为所述的变化系数，所述Cm_de为所述Cm随升降舵偏角de的导数,所述Cm_q为所述Cm随无量纲俯仰角速度的导数，所述δCm_q为所述Cm_q的变化系数，所述为飞机平均气动弦长，所述V为所述飞机空速的大小值，所述Cm_α、所述所述Cm_de、所述Cm_q均为飞机在正常状态时的参数值，所述Cm_q ^★、所述所述Cm_de ^★、所述Cm_q ^★均为飞机在失速状态时的修正参数值。

根据攻角α、侧滑角β、攻角变化率和气流分离标识γ_s，基于辅助函数h(x,x₀)计算修正后的偏航力矩系数Cn^★：

Cn_dr ^★＝k_rCn_dr

其中，所述Cn_b为所述Cn随所述侧滑角β的导数，所述δCn_b为所述Cn_b的变化系数，所述k_p为一个正比例常数，所述Cn_p为所述Cn随无量纲滚转角速度的导数，所述δCn_p为所述Cn_p的变化系数，所述Cn_da为所述Cn随副翼偏转角da的导数，所述δCn_da为所述Cn_da的变化系数，所述Cn_r为所述Cn随无量纲偏航角速度的导数，所述δCn_r为所述Cn_r的变化系数，所述Cb_dr为所述Cn随方向舵偏角dr的导数，所述kr是介于0到1之间的的比例常数，所述Cn_dr、所述Cn_b、所述Cn_p、所述Cn_da、所述Cn_r均为飞机在正常状态时的参数值，所述Cn_dr ^★、所述Cn_b ^★、所述Cn_p ^★、所述Cn_da ^★、所述Cn_r ^★均为飞机在失速状态时的修正参数值。

本实施例提出一种计算常规气动布局的固定翼飞机在大迎角失速状态下，作用于飞机的力和力矩的仿真方法，通过根据飞机飞行侧滑角和攻角以及空速计算出飞机受到的空气作用力：考虑在失速过程中机翼气流分离的滞回特性，通过气流分离标识对飞机气动力参数修正和飞机气动力矩参数修正，使得飞机在过失速仿真中可以展现出如深度尾旋等特殊飞行特性；通过根据气流分离标识对飞机气动力参数修正，降低飞机升力系数同时提升飞机的阻力系数，以模拟飞机在失速状态下升力的损失的特性；通过根据气流分离标识对飞机气动力矩参数修正，降低飞机纵向的静稳定导数和阻尼，使得飞机在大迎角下展现出俯仰不稳定，同时，也降低飞机的横测向静稳定导数和阻尼，以模拟飞机在失速状态下不稳定的特性，达到了飞行失速状态的飞机受力仿真逼真的技术效果。

上面结合附图对本发明的实施方式作了详细说明，但是本发明并不限于上述实施方式。即使对本发明作出各种变化，倘若这些变化属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则仍落入在本发明的保护范围之中。

Claims (9)

1.一种用于飞行失速状态下的飞机受力仿真方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1：建立飞机机体坐标系和地面惯性坐标系，并获取飞机空速、飞机加速度、姿态旋转矩阵和旋转角速度，所述飞机空速与所述飞机加速度均为在所述地面惯性坐标系中的参数值；

S2：根据所述飞机空速、所述飞机加速度、所述姿态旋转矩阵和所述旋转角速度，计算得到飞机的攻角和侧滑角以及所述攻角随时间的攻角变化率；

S3：根据所述攻角和所述攻角变化率，基于机翼的气流分离滞回特性计算气流分离标识；

S4：根据所述气流分离标识计算修正后的升力系数和阻力系数，以对飞机气动力参数修正；

S5：根据所述气流分离标识计算修正后的气动力矩系数，以对飞机气动力矩参数修正，所述气动力矩系数包括滚转力矩系数、俯仰力矩系数、偏航力矩系数。

2.根据权利要求1所述的用于飞行失速状态下的飞机受力仿真方法，其特征在于，获取所述飞机空速的具体包括以下步骤：

获取飞机在所述地面惯性坐标系中的飞机速度W_I与风速D_I，根据所述飞机速度W_I与所述风速D_I计算得到所述飞机空速V_I：

V_I＝W_I-D_I。

3.根据权利要求2所述的用于飞行失速状态下的飞机受力仿真方法，其特征在于，所述步骤S2中，所述攻角和所述侧滑角计算过程具体为：

根据所述飞机空速V_I和所述姿态旋转矩阵R_BI，计算所述飞机空速在所述飞机机体坐标系中x轴、y轴、z轴的分量U、v、w为：

V_b＝R_BIV_I＝[U，v，w]^T

其中，所述R_BI为所述地面惯性坐标系向所述飞机机体坐标系转换的旋转矩阵，所述V_b为所述飞机空速在所述飞机机体坐标系内的坐标；

根据所述分量U、所述分量v和所述分量w，计算所述攻角α和所述侧滑角β：

α＝atan2(w，U)，β＝v/V

其中，所述V为所述飞机空速V_I的大小值，其值为V＝||V_I||，所述atan2(y，x)为四象限反正切函数。

4.根据权利要求3所述的用于飞行失速状态下的飞机受力仿真方法，其特征在于，所述步骤S2中，所述攻角变化率的计算过程具体为：

当所述飞机空速发生变化时，得到所述飞机空速在飞机机体坐标系中x轴、y轴、z轴的分量变化率为：

其中，表示所述飞机加速度，表示风速在所述地面惯性坐标系中的变化率，所述旋转角速度ω_BI为所述飞机机体坐标系相对于所述地面惯性坐标系的刚体角速度，所述ω_BI＝[p，q，r]^T，所述p为飞机滚转角速度，所述q为飞机俯仰角速度、所述r为飞机偏航角速度；

根据所述飞机空速在飞机机体坐标系中x轴、y轴、z轴的分量所述U、所述v、所述w和分量变化率所述所述所述计算得到所述攻角变化率

5.根据权利要求1-4任意一项所述的用于飞行失速状态下的飞机受力仿真方法，其特征在于，所述步骤S3具体包括以下步骤：

根据所述气流分离滞回特性：

计算得到所述气流分离标识γ_s；

其中，σ＞0为用于决定滞回环节相对于所述攻角变化的灵敏度的滞回特性参数，a为根据飞机特性设定的主机翼气流分离攻角，为所述攻角和所述攻角变化率的组合，τ₁为滞回环节的时间常数，τ₂为用于决定非定常空气动力在机体失速中的作用常数。

6.根据权利要求5所述的用于飞行失速状态下的飞机受力仿真方法，其特征在于，所述步骤S4具体包括以下步骤：

根据所述气流分离标识γ_s，计算升力损失参数r_s：

其中，k＞1为一个正比例系数；

根据所述升力损失参数r_s，计算修正后的所述升力系数CL^★：

CL^★＝r_sCL

其中，CL为飞机在正常状态下的升力系数；

根据所述气流分离标识γ_s，计算修正后的所述阻力系数CD^★：

CD^★＝CD+(1-γ_s)

其中，CD为飞机在正常状态下的阻力系数。

7.根据权利要求5所述的用于飞行失速状态下的飞机受力仿真方法，其特征在于，所述步骤S5中，所述滚转力矩系数的修正过程为：

建立辅助函数h(x，x₀)为：

h(x，x₀)＝k₁atan(k₂(x-x₀))+δX

其中，所述辅助函数h(x，x₀)用于提供一个在x₀附近的阶跃函数，x₀，δX，k₁，和k₂都是依据不同飞机设定的形状参数；

根据所述攻角α、所述侧滑角β、所述攻角变化率和所述气流分离标识γ_s，基于所述辅助函数h(x，x₀)计算修正后的所述滚转力矩系数Cl^★：

Cl_f ^★＝δCl_fn

其中，所述Cl_b为所述Cl随所述侧滑角β的导数，所述δCl_b为所述Cl_b的变化系数，所述Cl_da为所述Cl随副翼偏转角da的导数，所述δCl_da为所述Cl_da的变化系数，所述Cl_p为所述Cl随无量纲滚转角速度的导数，所述δCl_p为所述Cl_p的变化系数，所述k_p为一个正比例常数，所述Cl_r为所述Cl随无量纲偏航角速度的导数，所述δCl_r为所述Cl_r的变化系数，所述Cl_f为所述Cl的随机扰动系数，所述δCl_f为所述Cl_f的变化系数，所述n为一个零均值高斯单位方差的高斯白噪声，所述Cl_b、所述Cl_da、所述Cl_p、所述Cl_r、所述Cl_f均为飞机在正常状态时的参数值，所述Cl_b ^★、所述Cl_da ^★、所述Cl_p ^★、所述Cl_r ^★、所述Cl_f ^★均为飞机在失速状态时的修正参数值。

8.根据权利要求5所述的用于飞行失速状态下的飞机受力仿真方法，其特征在于，所述步骤S5中，所述俯仰力矩系数的修正过程为：

建立辅助函数h(x，x₀)为：

h(x，x₀)＝k₁atan(k₂(x-x₀))+δX

其中，所述辅助函数h(x，x₀)用于提供一个在x₀附近的阶跃函数，x₀，δX，k₁，和k₂都是依据不同飞机设定的形状参数；

根据所述攻角α、所述侧滑角β、所述攻角变化率和所述气流分离标识γ_s，基于所述辅助函数h(x，x₀)计算修正后的所述俯仰力矩系数Cm^★：

Cm_α ^★＝(1-γ_s)δCm_α+Cm_α

其中，所述Cm_α为所述Cm随所述攻角α的导数，所述δCm_α为所述Cm_α的变化系数，所述为所述Cm随所述攻角变化率的导数，所述为所述的变化系数，所述Cm_de为所述Cm随升降舵偏角de的导数，所述Cm_q为所述Cm随无量纲俯仰角速度的导数，所述δCm_q为所述Cm_q的变化系数，所述为飞机平均气动弦长，所述V为所述飞机空速的大小值，所述Cm_α、所述所述Cm_de、所述Cm_q均为飞机在正常状态时的参数值，所述Cm_q ^★、所述所述Cm_de ^★、所述Cm_q ^★均为飞机在失速状态时的修正参数值。

9.根据权利要求5所述的用于飞行失速状态下的飞机受力仿真方法，其特征在于，所述步骤S5中，所述偏航力矩系数的修正过程为：

建立辅助函数h(x，x₀)为：

h(x，x₀)＝k₁atan(k₂(x-x₀))+δX

其中，所述辅助函数h(x，x₀)用于提供一个在x₀附近的阶跃函数，x₀，δX，k₁，和k₂都是依据不同飞机设定的形状参数；

根据所述攻角α、所述侧滑角β、所述攻角变化率和所述气流分离标识γ_s，基于所述辅助函数h(x，x₀)计算修正后的所述偏航力矩系数Cn^★：

Cn_dr ^★＝k_rCn_dr

其中，所述Cn_b为所述Cn随所述侧滑角β的导数，所述δCn_b为所述Cn_b的变化系数，所述k_p为一个正比例常数，所述Cn_p为所述Cn随无量纲滚转角速度的导数，所述δCn_p为所述Cn_p的变化系数，所述Cn_da为所述Cn随副翼偏转角da的导数，所述δCn_da为所述Cn_da的变化系数，所述Cn_r为所述Cn随无量纲偏航角速度的导数，所述δCn_r为所述Cn_r的变化系数，所述Cn_dr为所述Cn随方向舵偏角dr的导数，所述kr是介于0到1之间的的比例常数，所述Cn_dr、所述Cn_b、所述Cn_p、所述Cn_da、所述Cn_r均为飞机在正常状态时的参数值，所述Cn_dr ^★、所述Cn_b ^★、所述Cn_p ^★、所述Cn_da ^★、所述Cn_r ^★均为飞机在失速状态时的修正参数值。