CN110598294A - 常规布局飞机飞行轨迹稳定性确定方法及装置 - Google Patents
常规布局飞机飞行轨迹稳定性确定方法及装置 Download PDFInfo
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Abstract
本申请提供了一种常规布局飞机飞行轨迹稳定性确定方法及装置，该方法包括：在给定飞行高度和飞行空速条件下，根据气流轴系中的方向合外力为零，确定飞机的稳态迎角；将稳态迎角代入俯仰力矩方程，基于俯仰力矩等于零的条件，确定飞机的稳态升降舵偏度；将稳态迎角和稳态升降舵偏度代入阻力平衡方程，确定飞机的稳态航迹倾角；根据不同的飞行空速，确定不同的稳态航迹倾角，并绘制航迹倾角和空速曲线；在航迹倾角和空速曲线上，求出不同飞行空速时的航迹倾角对空速的导数；根据不同飞行空速时的航迹倾角对空速的导数，确定飞机在不同飞行空速下的航迹稳定特性。
Description
技术领域
本申请涉及飞机技术领域，具体提供一种常规布局飞机飞行轨迹稳定性确定方法及装置。
背景技术
飞机飞行轨迹稳定性设计的合理与否直接影响飞机的飞行安全性和飞行操纵特性，特别是在飞机低空着陆进场(进舰)或低空特殊工作环境中飞行至关重要。飞机在低空着陆进场(进舰)或低空特殊工作环境中，飞机的飞行轨迹是不稳定的，飞行员操纵飞机具有盲目性，极大地增加了飞行操纵的负担。
发明内容
为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种常规布局飞机飞行轨迹稳定性确定方法及装置。
第一方面，本申请提供了一种常规布局飞机飞行轨迹稳定性确定方法，包括：在给定飞行高度和飞行空速条件下，根据气流轴系中的方向合外力为零，确定飞机的稳态迎角；将稳态迎角代入俯仰力矩方程，基于俯仰力矩等于零的条件，确定飞机的稳态升降舵偏度；将稳态迎角和稳态升降舵偏度代入阻力平衡方程，确定飞机的稳态航迹倾角；根据不同的飞行空速，确定不同的稳态航迹倾角，并绘制航迹倾角和空速曲线；在航迹倾角和空速曲线上，求出不同飞行空速时的航迹倾角对空速的导数；根据不同飞行空速时的航迹倾角对空速的导数，确定飞机在不同飞行空速下的航迹稳定特性。
在一些实施例中，根据不同飞行空速时的航迹倾角对空速的导数，确定飞机在不同飞行空速下的航迹稳定特性，包括：比较导数和0的大小；导数小于0的区域为飞行轨迹稳定区域；导数大于0的区域为不稳定区域。
在一些实施例中，还包括：根据导数和0的比较结果，确定飞行轨迹稳定的临界速度点。
在一些实施例中，在给定飞行高度和飞行空速条件下，根据气流轴系中的方向合外力为零，确定飞机的稳态迎角，包括：
根据飞行高度，计算飞机在所述飞行高度下的大气密度和重力加速度：
给定飞行空速，根据所述飞行空速和所述大气密度，计算飞机在该飞行空速下的动压：
根据所述飞行高度和所述飞行空速，计算此时所需的发动机推力：
P＝nP(H,V)
根据所述重力加速度、所述动压和所述发动机推力，计算所述稳态迎角：
其中，ρ为大气密度，g为重力加速度，H为飞行高度，V为飞行空速，m为飞机质量，为飞机的动压，S为机翼面积，P为发动机推力，n为发动机个数，P(H,V)为插值后得到的单台发动机所需推力，CL0为迎角为0时对应的升力系数，为发动机推力线与飞机水平构造线的夹角，为升力线斜率，α为稳态迎角。
在一些实施例中，将稳态迎角代入俯仰力矩方程，基于俯仰力矩等于零的条件，确定飞机的稳态升降舵偏度，包括：
根据飞行高度，计算飞机在所述飞行高度下的大气密度和重力加速度：
给定飞行空速，根据所述飞行空速和所述大气密度，计算飞机在该飞行空速下的动压：
给定稳态迎角，根据该稳态迎角计算飞机本体的俯仰力矩系数：
Cm＝Cm(α)
计算飞机稳态升降舵偏度：
其中，ρ为大气密度，g为重力加速度，H为飞行高度，V为飞行空速，为飞机的动压，S为机翼面积，P为发动机推力，为发动机推力线与飞机水平构造线的夹角，α为稳态迎角，Cm为俯仰力矩系数，fcz为插值函数(即对括号中的表达式进行插值求出δe)，Zt为发动机推力线作用点和重心之间的垂直距离，Xt为发动机推力线作用点和重心之间的纵向距离，为平均气动弦长。
在一些实施例中，飞机的稳态航迹倾角通过下式进行计算：
其中，asin为反正弦函数，CD为稳态迎角和升降舵偏度长生的阻力系数，P为发动机推力，α为稳态迎角，为发动机推力线与飞机水平构造线的夹角，为飞机的动压，S为机翼面积，g为重力加速度，m为飞机质量。
在一些实施例中，在航迹倾角和空速曲线上，求出不同飞行空速时的航迹倾角对空速的导数，包括：
通过下式计算不同飞行空速时的航迹倾角对空速的导数：
其中，V1、V2为飞行空速，γ1、γ2为航迹倾角，γV为导数。
第二方面，本申请提供了一种常规布局飞机飞行轨迹稳定性确定装置，包括：稳态迎角确定模块，用于在给定飞行高度和飞行空速条件下，根据气流轴系中的方向合外力为零，确定飞机的稳态迎角；稳态升降舵偏度确定模块，用于将稳态迎角代入俯仰力矩方程，基于俯仰力矩等于零的条件，确定飞机的稳态升降舵偏度；稳态航迹倾角确定模块，用于将稳态迎角和稳态升降舵偏度代入阻力平衡方程，确定飞机的稳态航迹倾角；曲线确定模块，用于根据不同的飞行空速，确定不同的稳态航迹倾角，并绘制航迹倾角和空速曲线；导数确定模块，用于在航迹倾角和空速曲线上，求出不同飞行空速时的航迹倾角对空速的导数；航迹特性确定模块，用于根据不同飞行空速时的航迹倾角对空速的导数，确定飞机在不同飞行空速下的航迹稳定特性。
在一些实施例中，所述航迹特性确定模块，包括：比较单元，用于比较导数和0的大小；稳定区域确定单元，用于将导数小于0的区域作为飞行轨迹稳定区域；不稳定区域确定单元，用于将导数大于0的区域作为不稳定区域。
在一些实施例中，还包括：临界速度确定模块，用于根据导数和0的比较结果，确定飞行轨迹稳定的临界速度点。
本申请实施例提供的常规布局飞机飞行轨迹稳定性确定方法及装置，能够快速、合理且完整地确定出常规布局飞机低空着陆进场或进舰时的飞行轨迹稳定特性，为辅助驾驶员的操纵决策、操纵方法提供了理论设计依据。
附图说明
图1是本申请实施例提供的常规布局飞机飞行轨迹稳定性确定方法的流程示意图；
图2是本申请实施例提供的不同飞行空速下的稳态迎角的曲线示意图；
图3是本申请实施例提供的不同飞行空速下的问题啊升降舵偏度的曲线示意图；
图4是本申请实施例提供的不同飞行空速下的稳态航迹倾角的曲线示意图；
图5是本申请实施例提供的不同飞行空速下的稳态航迹倾角对空速的导数的曲线示意图；
图6是本申请实施例提供的常规布局飞机飞行轨迹稳定性确定装置的结构示意图。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本申请作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释相关申请，而非对该申请的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分。
需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。
图1是本申请实施例提供的常规布局飞机飞行轨迹稳定性确定方法的流程示意图。
如图1所示，该方法包括以下步骤：
步骤101，在给定飞行高度和飞行空速条件下，根据气流轴系中的方向合外力为零，确定飞机的稳态迎角。
可选地，计算飞机的稳态迎角可以采用如下方法：
根据飞行高度，计算飞机在所述飞行高度下的大气密度和重力加速度：
给定飞行空速，根据所述飞行空速和所述大气密度，计算飞机在该飞行空速下的动压：
根据所述飞行高度和所述飞行空速，计算此时所需的发动机推力：
P＝nP(H,V)
根据所述重力加速度、所述动压和所述发动机推力，计算所述稳态迎角：
其中，ρ为大气密度，g为重力加速度，H为飞行高度，V为飞行空速，m为飞机质量，为飞机的动压，S为机翼面积，P为发动机推力，n为发动机个数，P(H,V)为插值后得到的单台发动机所需推力，CL0为迎角为0时对应的升力系数，为发动机推力线与飞机水平构造线的夹角，为升力线斜率，α为稳态迎角。
步骤102，将稳态迎角代入俯仰力矩方程，基于俯仰力矩等于零的条件，确定飞机的稳态升降舵偏度。
可选地，计算飞机的稳态升降舵偏度可以采用如下方法：
根据飞行高度，计算飞机在所述飞行高度下的大气密度和重力加速度：
给定飞行空速，根据所述飞行空速和所述大气密度，计算飞机在该飞行空速下的动压：
给定稳态迎角，根据该稳态迎角计算飞机本体的俯仰力矩系数：
Cm＝Cm(α)
计算飞机稳态升降舵偏度：
其中，ρ为大气密度，g为重力加速度，H为飞行高度，V为飞行空速，为飞机的动压，S为机翼面积，P为发动机推力，为发动机推力线与飞机水平构造线的夹角，α为稳态迎角，Cm为俯仰力矩系数，fcz为插值函数(即对括号中的表达式进行插值求出δe)，Zt为发动机推力线作用点和重心之间的垂直距离，Xt为发动机推力线作用点和重心之间的纵向距离，为平均气动弦长。
步骤103，将稳态迎角和稳态升降舵偏度代入阻力平衡方程，确定飞机的稳态航迹倾角。
可选地，计算飞机的问题啊航迹倾角可以采用如下公式：
其中，asin为反正弦函数，CD为稳态迎角和升降舵偏度长生的阻力系数，P为发动机推力，α为稳态迎角，为发动机推力线与飞机水平构造线的夹角，为飞机的动压，S为机翼面积，g为重力加速度，m为飞机质量。
步骤104，根据不同的飞行空速，确定不同的稳态航迹倾角，并绘制航迹倾角和空速曲线。
步骤105，在航迹倾角和空速曲线上，求出不同飞行空速时的航迹倾角对空速的导数。
可选地，不同飞行空速时的航迹倾角对空速的导数可以采用如下公式计算：
其中，V1、V2为飞行空速，γ1、γ2为航迹倾角，γV为导数。
步骤106，根据不同飞行空速时的航迹倾角对空速的导数，确定飞机在不同飞行空速下的航迹稳定特性。
可选地，确定飞机在不同飞行空速下的航迹稳定特性可以采用如下方法：
比较导数和0的大小；
导数小于0的区域为飞行轨迹稳定区域；
导数大于0的区域为不稳定区域。
在一些实施例中，常规布局飞机飞行轨迹稳定性确定方法还包括如下步骤：
根据导数和0的比较结果，确定飞行轨迹稳定的临界速度点。
下面结合一个具体的示例来对本申请实施例提供的常规布局飞机飞行轨迹确定方法来进行详细的说明。
某型飞机重量m＝100000kg，飞行高度H＝300m，机翼面积S＝250m2，平均气动弦长升力线斜率迎角为0时对应的升力系数CL0＝1.55，发动机推力根据飞行空速和高度进行插值求解，发动机推力线作用点和重心之间的垂直距离Zt＝0.5m，发动机推力线作用点和重心之间的纵向距离Xt＝0.3m，飞行空速选取范围200km/h～300km/h。
根据上述的方法计算飞机不同飞行空速下的稳态迎角，结果如图2所示。
计算飞机不同飞行空速下的问题啊升降舵偏度，计算结果如图3所示。
计算飞机不同飞行空速下的稳态航迹倾角，计算结果如图4所示。
计算飞机不同飞行空速下的航迹倾角随飞行空速的导数，计算结果如图5所示。
图6是本申请实施例提供的常规布局飞机飞行轨迹稳定性确定装置的结构示意图。
如图6所示，常规布局飞机飞行轨迹稳定性确定装置包括：
稳态迎角确定模块601，用于在给定飞行高度和飞行空速条件下，根据气流轴系中的方向合外力为零，确定飞机的稳态迎角。
稳态升降舵偏度确定模块602，用于将稳态迎角代入俯仰力矩方程，基于俯仰力矩等于零的条件，确定飞机的稳态升降舵偏度。
稳态航迹倾角确定模块603，用于将稳态迎角和稳态升降舵偏度代入阻力平衡方程，确定飞机的稳态航迹倾角。
曲线确定模块604，用于根据不同的飞行空速，确定不同的稳态航迹倾角，并绘制航迹倾角和空速曲线。
导数确定模块605，用于在航迹倾角和空速曲线上，求出不同飞行空速时的航迹倾角对空速的导数。
航迹特性确定模块606，用于根据不同飞行空速时的航迹倾角对空速的导数，确定飞机在不同飞行空速下的航迹稳定特性。
在一些实施例中，航迹特性确定模块606包括：
比较单元，用于比较导数和0的大小。
稳定区域确定单元，用于将导数小于0的区域作为飞行轨迹稳定区域。
不稳定区域确定单元，用于将导数大于0的区域作为不稳定区域。
在一些实施例中，该装置还包括：临界速度确定模块，用于根据导数和0的比较结果，确定飞行轨迹稳定的临界速度点。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为了描述的方便和简洁，上述描述的系统、模块和单元的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。应理解，本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到各种等效的修改或替换，这些修改或替换都应涵盖在本申请的保护范围之内。
Claims (10)
1.一种常规布局飞机飞行轨迹稳定性确定方法，其特征在于，包括：
在给定飞行高度和飞行空速条件下，根据气流轴系中的方向合外力为零，确定飞机的稳态迎角；
将稳态迎角代入俯仰力矩方程，基于俯仰力矩等于零的条件，确定飞机的稳态升降舵偏度；
将稳态迎角和稳态升降舵偏度代入阻力平衡方程，确定飞机的稳态航迹倾角；
根据不同的飞行空速，确定不同的稳态航迹倾角，并绘制航迹倾角和空速曲线；
在航迹倾角和空速曲线上，求出不同飞行空速时的航迹倾角对空速的导数；
根据不同飞行空速时的航迹倾角对空速的导数，确定飞机在不同飞行空速下的航迹稳定特性。
2.根据权利要求1所述的常规布局飞机飞行轨迹稳定性确定方法，其特征在于，根据不同飞行空速时的航迹倾角对空速的导数，确定飞机在不同飞行空速下的航迹稳定特性，包括：
比较导数和0的大小；
导数小于0的区域为飞行轨迹稳定区域；
导数大于0的区域为不稳定区域。
3.根据权利要求2所述的常规布局飞机飞行轨迹稳定性确定方法，其特征在于，还包括：
根据导数和0的比较结果，确定飞行轨迹稳定的临界速度点。
4.根据权利要求1所述的常规布局飞机飞行轨迹稳定性确定方法，其特征在于，在给定飞行高度和飞行空速条件下，根据气流轴系中的方向合外力为零，确定飞机的稳态迎角，包括：
根据飞行高度，计算飞机在所述飞行高度下的大气密度和重力加速度：
给定飞行空速，根据所述飞行空速和所述大气密度，计算飞机在该飞行空速下的动压：
根据所述飞行高度和所述飞行空速，计算此时所需的发动机推力：
P＝nP(H,V)
根据所述重力加速度、所述动压和所述发动机推力，计算所述稳态迎角：
其中，ρ为大气密度，g为重力加速度，H为飞行高度，V为飞行空速，m为飞机质量，为飞机的动压，S为机翼面积，P为发动机推力，n为发动机个数，P(H,V)为插值后得到的单台发动机所需推力，CL0为迎角为0时对应的升力系数，为发动机推力线与飞机水平构造线的夹角，为升力线斜率，α为稳态迎角。
5.根据权利要求1所述的常规布局飞机飞行轨迹稳定性确定方法，其特征在于，将稳态迎角代入俯仰力矩方程，基于俯仰力矩等于零的条件，确定飞机的稳态升降舵偏度，包括：
根据飞行高度，计算飞机在所述飞行高度下的大气密度和重力加速度：
给定飞行空速，根据所述飞行空速和所述大气密度，计算飞机在该飞行空速下的动压：
给定稳态迎角，根据该稳态迎角计算飞机本体的俯仰力矩系数：
Cm＝Cm(α)
计算飞机稳态升降舵偏度：
其中，ρ为大气密度，g为重力加速度，H为飞行高度，V为飞行空速，为飞机的动压，S为机翼面积，P为发动机推力，为发动机推力线与飞机水平构造线的夹角，α为稳态迎角，Cm为俯仰力矩系数，fcz为插值函数(即对括号中的表达式进行插值求出δe)，Zt为发动机推力线作用点和重心之间的垂直距离，Xt为发动机推力线作用点和重心之间的纵向距离，为平均气动弦长。
6.根据权利要求1所述的常规布局飞机飞行轨迹稳定性确定方法，其特征在于，飞机的稳态航迹倾角通过下式进行计算：
其中，asin为反正弦函数，CD为稳态迎角和升降舵偏度长生的阻力系数，P为发动机推力，α为稳态迎角，为发动机推力线与飞机水平构造线的夹角，为飞机的动压，S为机翼面积，g为重力加速度，m为飞机质量。
7.根据权利要求1所述的常规布局飞机飞行轨迹稳定性确定方法，其特征在于，在航迹倾角和空速曲线上，求出不同飞行空速时的航迹倾角对空速的导数，包括：
通过下式计算不同飞行空速时的航迹倾角对空速的导数：
其中，V1、V2为飞行空速，γ1、γ2为航迹倾角，γV为导数。
8.一种常规布局飞机飞行轨迹稳定性确定装置，其特征在于，包括：
稳态迎角确定模块，用于在给定飞行高度和飞行空速条件下，根据气流轴系中的方向合外力为零，确定飞机的稳态迎角；
稳态升降舵偏度确定模块，用于将稳态迎角代入俯仰力矩方程，基于俯仰力矩等于零的条件，确定飞机的稳态升降舵偏度；
稳态航迹倾角确定模块，用于将稳态迎角和稳态升降舵偏度代入阻力平衡方程，确定飞机的稳态航迹倾角；
曲线确定模块，用于根据不同的飞行空速，确定不同的稳态航迹倾角，并绘制航迹倾角和空速曲线；
导数确定模块，用于在航迹倾角和空速曲线上，求出不同飞行空速时的航迹倾角对空速的导数；
航迹特性确定模块，用于根据不同飞行空速时的航迹倾角对空速的导数，确定飞机在不同飞行空速下的航迹稳定特性。
9.根据权利要求8所述的常规布局飞机飞行轨迹稳定性确定装置，其特征在于，所述航迹特性确定模块，包括：
比较单元，用于比较导数和0的大小；
稳定区域确定单元，用于将导数小于0的区域作为飞行轨迹稳定区域；
不稳定区域确定单元，用于将导数大于0的区域作为不稳定区域。
10.根据权利要求9所述的常规布局飞机飞行轨迹稳定性确定装置，其特征在于，还包括：
临界速度确定模块，用于根据导数和0的比较结果，确定飞行轨迹稳定的临界速度点。
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