CN110816874A - 一种通过地面滑行试验辨识双发飞机平衡极曲线的方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种通过地面滑行试验辨识双发飞机平衡极曲线的方法，忽略发动机转速变化而引起的进气畸变的变化量；试验的跑道水平，迎角与俯仰角大小相同；选取2个不同俯仰角的滑行状态点分别进行双发在不同转速下的同步加/减速以及异步加/减速的滑行试验，通过加/减速运动图线计算得到加/减速度；从而计算得到型阻和升致阻力因子，拟合得到飞机平衡极曲线CD‑CL。本发明克服了发动机台架试验数据的不准确性，得到真实飞机的平衡极曲线，同时，节省空中飞行试验费用，降低首飞的试飞风险。本发明在不利用发动机台架试验数据的基础上，辨识出飞机的平衡极曲线，为后续首飞试飞规划的合理制定建立基础，具有较好的实用性。

Description

一种通过地面滑行试验辨识双发飞机平衡极曲线的方法

技术领域

本发明属于飞机测试的技术领域，具体涉及一种通过地面滑行试验辨识双发飞机平衡极曲线的方法。

背景技术

目前，公知的飞机平衡极曲线数据是通过风洞试验得到的，并且对试验数据进行一定修正获得。风洞试验是由风洞模型的气动特性修正后获得真实飞机的气动特性，这之间要通过相似性、干扰修正等环节，因此要获得真实飞机的气动参数还比较困难，虽然现在对风洞试验数据的洞壁干扰修正和雷诺数修正等方面已有较成熟的方法，但其修正结果的准确性仍然需要进一步提高。

另外，由于飞机试制过程中，飞机表面质量，制造误差和制造超差等因素的影响，修正后的风洞试验数据和飞机在真实试飞过程中的气动特性也存在差异。飞行试验可以直接获取真实飞机在真实大气环境中的气动特性，是获取真实飞机准确气动参数的重要途径，也是风洞试验与飞行相关性研究的基础。

目前，许多专家学者，均选取飞机飞行试验的数据，对真实飞机的气动数据进行辨识研究。例如，杨媚等人采用模态激励的方式，进行了飞机气动导数的辨识并验证了部分气动导数(杨媚,王启,何康乐.无人机飞行试验参数辨识研究[J].飞行力学,2017(4).)。李寒冰等通过逐步回归法和最小二乘法，对飞机纵向和横侧向的气动参数进行辨识，并对比了该方法的正确性(李寒冰,吴大卫.一种无人机气动参数辨识的实现方法[J].飞行力学,2014,32(2):183-188.)。齐万涛等考虑飞机质量特性数据变化大的特点，提出了一种成熟的气动特性参数的辨识算法(齐万涛,吕新波,钱炜祺.调整试飞阶段的某型飞机气动参数辨识实现方法[J].科学技术与工程,2015,15(16):222-225.)。

然而，现有技术仍存在以下不足：

1)通过风洞试验修正，得到飞机平衡极曲线，与真实飞机存在差异；

2)通过试飞数据辨识飞机平衡极曲线，均是建立在发动机台架试验数据的基础上，台架数据是否准确直接影响了飞机平衡极曲线辨识的正确性。

3)空中飞行试验费用高昂且风险较大；

4)特别是，新研飞机在首飞之前，就需要掌握飞机的气动特性，尤其是飞机平衡极曲线，以合理的制定飞行策略和任务规划，降低试飞风险。

发明内容

本发明的目的在于提供一种通过地面滑行试验辨识双发飞机平衡极曲线的方法，以克服发动机台架试验数据的不准确性，得到真实飞机的平衡极曲线，同时，节省空中飞行试验费用，降低首飞的试飞风险。

本发明主要通过以下技术方案实现：一种通过地面滑行试验辨识双发飞机平衡极曲线的方法，忽略发动机转速变化而引起的进气畸变的变化量；试验的跑道水平，迎角与俯仰角大小相同；选取2个不同俯仰角的滑行状态点分别进行双发在不同转速下的同步加/减速以及异步加/减速的滑行试验，通过加/减速运动曲线计算得到加/减速度；从而计算得到型阻和升致阻力因子，拟合得到飞机平衡极曲线CD-CL。

为了更好的实现本发明，进一步的，在重量m，俯仰角为θ₁下进行双发同步加/减速滑行试验，双发转速为n1；在重量m，俯仰角为θ₂下进行双发异步加/减速滑行试验，且一发转速为n1，另一发关车；在重量m，俯仰角为θ₂下进行双发同步加/减速滑行试验，且双发转速为n1。

为了更好的实现本发明，进一步的，滑行试验中加/减速运动的计算公式如下：

L+N＝G (1)

T-D-f＝ma (2)

f＝μN (5)

其中，L为飞机的升力，N为飞机轮胎的支撑力，G为飞机的重力，T为两个发动机的总推力，D为飞机的阻力，f为飞机受到的摩擦力，m为飞机的质量，a为飞机的加/减速度，ρ为密度，V为速度，S为参考面积，CL为升力系数，CD为阻力系数。

为了更好的实现本发明，进一步的，所述加/减速度计算公式如下：

其中，选取速度为V的滑行状态点作为不同发动机状态的基准速度，进而得到基准速度区间的加/减速度。

为了更好的实现本发明，进一步的，所述型阻、升致阻力因子的计算公式如下：

2T_n1-D_i-f_i＝ma_i (14)

L_i+N_i＝G_i (17)

f_i＝μN_i (18)

通过方程(14)～(18)，可得：

结合式(20)，

CD_i＝CD₀+A·CL_i ² (20)

其中，i＝1和3，可得

其中，T_n1为发动机转速n1对应的推力，

D_i为不同状态下的气动阻力，

f_i为不同状态下的摩擦阻力，

a_i为不同状态下的加速度，

CD_i为不同状态下的阻力系数，

CD₀为型阻，A为升致阻力因子，

CL_i为不同状态下的升力系数，

L_i为不同状态下的气动升力，

ρ为密度，V为速度，S为参考面积，

N_i为不同状态下的飞机轮胎的支撑力，

G_i为不同状态下的飞机的重力，

μ为跑道的摩擦系数，根据国军标，μ为0.0335。

为了更好的实现本发明，进一步的，所述发动机的推力的计算公式如下：

2T_n1-D-f＝ma₁ (7)

T_n1+T_关车–D-f＝ma₂ (8)

f＝F (9)

其中，a₁，a₂为滑行过程中的加速度，

T_n1为左发动机转速n1对应的推力，

T_关车为右发动机关车后的推力，发动机关车后存在溢流阻力，

D为该滑行状态下的气动阻力，

f为该滑行状态下的摩擦阻力，

F为该滑行状态下的阻力即气动阻力和摩擦阻力的合力；

在相同重量和相同速度时，2种转速状态下的气动阻力和摩擦阻力相同，即：

2T_n1-F＝ma₁ (10)

T_n1+T_关车–F＝ma₂ (11)

通过方程(7)-(11)，可得：

T_n1–T_关车＝m(a₁–a₂) (12)

其中，T_关车为发动机关车后的推力，即溢流阻力，此时，溢流阻力相对于发动机的推力T_n1仅占据小量，认为T_关车的推力为0，方程(12)化简为T_n1≈m(a₁–a₂) (13)

此时，得到了转速n1对应的推力，即T_n1。

为了更好的实现本发明，进一步的，根据不同俯仰角下的加速度图，求数值平均得到不同俯仰角对应的平均加速度。

为了更好的实现本发明，进一步的，通过改变速度，重复滑行试验可以辨识出不同速度的飞机平衡曲线。

为了得到辨识出相同高度，不同速度下飞机平衡极曲线。可选取不同速度区间，按照飞行试验试飞方法和试飞数据分析方法的方法进行试飞测试和分析计算。可以得到相同高度和不同速度情况下的飞机平衡极曲线CD-CL。

本发明的有益效果：

(1)本发明克服了发动机台架试验数据的不准确性，得到真实飞机的平衡极曲线，同时，节省空中飞行试验费用，降低首飞的试飞风险。

(2)本发明在不利用发动机台架试验数据的基础上，辨识出飞机的平衡极曲线，为后续首飞试飞规划的合理制定建立基础，具有较好的实用性。

(3)本发明通过辨识得到飞机的平衡极曲线，能够准确掌握该飞机的性能。从而，制定合理的试飞规划，降低因气动数据不准确而导致的首飞风险。

(4)本发明利用地面滑行试验进行，极大的节约了人力和财力。同时，为后续试飞规划的合理制定提供了数据支撑，保证试飞架次的顺利进行，缩短了新机试飞的周期，有利于产品更快的进入市场和占领市场。

附图说明

图1为本发明的流程图；

图2为滑行加/减速的力学模型；

图3为双发同步在转速n1与俯仰角θ₁工况下的加/减速运动曲线图；

图4为双发异步在一发转速n1、另一发关车、俯仰角θ₁工况下的加/减速运动曲线图；

图5为双发同步在转速n1与俯仰角θ₂工况下的加/减速运动曲线图；

图6为不同状态下的加速度曲线图；

图7为发动机最大状态推力曲线图；

图8为不同俯仰角状态下的加速度曲线图；

图9为平衡极曲线CD-CL图。

具体实施方式

实施例1：

一种通过地面滑行试验辨识双发飞机平衡极曲线的方法，忽略发动机转速变化而引起的进气畸变的变化量；试验的跑道水平，迎角与俯仰角大小相同；如图1所示，选取2个不同俯仰角的滑行状态点分别进行双发在不同转速下的同步加/减速以及异步加/减速的滑行试验，通过加/减速运动图线计算得到加/减速度；从而计算得到型阻和升致阻力因子，如图9所示，拟合得到飞机平衡极曲线CD-CL。为了使飞机平衡极曲线的修正量方便求解，选取2个不同俯仰角的滑行状态点进行测试。

本发明克服了发动机台架试验数据的不准确性，得到真实飞机的平衡极曲线，同时，节省空中飞行试验费用，降低首飞的试飞风险。本发明在不利用发动机台架试验数据的基础上，辨识出飞机的平衡极曲线，为后续首飞试飞规划的合理制定建立基础，具有较好的实用性。

实施例2：

本实施例是在实施例1的基础上进行优化，如图1所示，本发明包括以下步骤：

1)选取工况，即重量、速度和俯仰角；

2)在2种不同俯仰角下，分别进行双发在不同转速下的同步加/减速以及双发异步的加/减速多种不同状态的滑行试验；

3)计算不同滑行过程中，相同速度区间的加/减速度；

4)通过不同状态的滑行过程，分别求解阻力系数、升致阻力因子和型阻，辨识出该工况(速度点)下的飞机平衡极曲线；

5)改变速度，重复2)～4)的步骤，辨识出不同速度的飞机平衡极曲线。

如表1所示，选取两个状态点，进行不同发动机转速状态下的飞机滑行试验。在重量m，俯仰角为θ₁下进行双发同步加/减速滑行试验，双发转速为n1；在重量m，俯仰角为θ₂下进行双发异步加/减速滑行试验，且一发转速为n1，另一发关车；在重量m，俯仰角为θ₂下进行双发同步加/减速滑行试验，且双发转速为n1。

表1 3种不同转速状态点

依据表1的重量、俯仰角和转速状态点，进行滑行试验：1)重量m，俯仰角保持θ₁，双发同步加/减速(双发转速n1)；2)重量m，俯仰角保持θ₁，双发异步加/减速(一发转速n1，另一发关车)；3)重量m，俯仰角保持θ₂，双发同步加/减速(双发转速n1)。

本实施例的其他部分与实施例1相同，故不再赘述。

实施例3：

本实施例是在实施例1或2的基础上进行优化，如图2所示，滑行试验中加/减速运动的计算公式如下：

L+N＝G (1)

T-D-f＝ma (2)

f＝μN (5)

其中，L为飞机的升力，N为飞机轮胎的支撑力，G为飞机的重力，T为两个发动机的总推力，D为飞机的阻力，f为飞机受到的摩擦力，m为飞机的质量，a为飞机的加/减速度，ρ为密度，V为速度，S为参考面积，CL为升力系数，CD为阻力系数。

本实施例的其他部分与上述实施例1或2相同，故不再赘述。

实施例4：

本实施例是在实施例1-3任一项的基础上进行优化，3种不同的状态点的加/减速运动过程见图3、图4和图5。通过该加/减速运动图线，选取速度为V的滑行状态点作为3种不同发动机状态的基准速度，得到3种情况下，该基准速度区间的加/减速度，通过该加/减速过程，可得每种情况的加/减速度，具体的方程如下：

运用上述方法，得到不同状态滑行的飞机加/减速度，见表2。

表2 3种不同转速状态下的加/减速度

本实施例的其他部分与上述实施例1-3任一项相同，故不再赘述。

实施例5：

本实施例是在实施例1-4任一项的基础上进行优化，在上述滑行试验状态下，根据俯仰角保持相同(θ₁)的2种滑行试验方法以及加/减速度数据的分析，可列方程组：

2T_n1-D-f＝ma₁ (7)

T_n1+T_关车–D-f＝ma₂ (8)

D-f＝F (9)

其中，a₁,a₂为滑行过程中的加速度，T_n1为左发动机转速n1对应的推力，T_关车为右发动机关车后的推力(发动机关车后存在溢流阻力)，D为该滑行状态下的气动阻力，f为该滑行状态下的摩擦阻力，F为该滑行状态下的阻力即气动阻力和摩擦阻力的合力。在相同重量和相同速度时，2种转速状态下的气动阻力和摩擦阻力是相同，可合为一项。即：

2T_n1-F＝ma₁ (10)

T_n1+T_关车–F＝ma₂ (11)

通过上述方程组，可得

T_n1–T_关车＝m(a₁–a₂) (12)

其中，T_关车为发动机关车后的推力(即溢流阻力)，此时，溢流阻力相对于发动机的推力T_n1仅占据小量，仅约占1％～2％。因此，认为T_关车的推力为0，方程(12)化简为T_n1≈m(a₁–a₂) (13)

此时，得到了转速n1对应的推力，即T_n1。

本实施例的其他部分与上述实施例1-4任一项相同，故不再赘述。

实施例6：

本实施例是在实施例1-5任一项的基础上进行优化，在上述滑行试验状态下，根据转速相同，不同俯仰角的2种状态的滑行试验方法以及相同速度区间的加/减速度数据分析，联立方程(1)～(5)，可列方程组：

2T_n1-D_i-f_i＝ma_i (14)

L_i+N_i＝G_i (17)

f_i＝μN_i (18)

其中，i＝1和3。T_n1为发动机转速n1对应的推力，D_i为不同状态下的气动阻力，f_i为不同状态下的摩擦阻力，a_i为不同状态下的加速度，CD_i为不同状态下的阻力系数，CD₀为型阻，A为升致阻力因子，CL_i为不同状态下的升力系数(滑行过程中，保持俯仰角不变，根据设计参考，可知俯仰角不变时，升力系数CL相同，不同俯仰角的升力系数，见表3)，L_i为不同状态下的气动升力，ρ为密度，V为速度，S为参考面积，N_i为不同状态下的飞机轮胎的支撑力，G_i为不同状态下的飞机的重力，μ为跑道的摩擦系数(根据国军标，取0.0335)。

表3不同俯仰角的升力系数

俯仰角	升力系数CL
		θ<sub>1</sub>	0.55
θ<sub>2</sub>	0.4

通过上述方程组(14)～(18)，可得

结合式(20)，

CD_i＝CD₀+A·CL_i ² (20)

其中，i＝1和3。可得

结合式(19)(21)和(22)，求得的CD₀和A，拟合得到飞机平衡极曲线CD-CL。

本实施例的其他部分与上述实施例1-5任一项相同，故不再赘述。

实施例7：

一种通过地面滑行试验辨识双发飞机平衡极曲线的方法，以某型机的多次滑行试验结果为例，机场高度约500m，飞机的重量为2108kg，滑行速度(IAS)为100km/h，进行上述的滑行试验，加速度结果如图6所示。

以式(13)进行分析计算，得到的T_最大的推力如图7所示。同时，相同状态下的台架推力也同样给出，可以看出：试验推力多次结果略有波动，与相同状态的台架推力差仅为4％～7％。取多组状态下的试验推力平均值为该状态下的发动机推力，即337kg。

如图8所示，给出了不同俯仰角下的加速度图，求数值平均得到不同俯仰角对应的平均加速度。结合式(19)(21)和(22)，求得的CD₀和A，拟合得到飞机平衡极曲线CD-CL，如图9所示。

本发明克服了发动机台架试验数据的不准确性，得到真实飞机的平衡极曲线，同时，节省空中飞行试验费用，降低首飞的试飞风险。本发明在不利用发动机台架试验数据的基础上，辨识出飞机的平衡极曲线，为后续首飞试飞规划的合理制定建立基础，具有较好的实用性。

以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明做任何形式上的限制，凡是依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化，均落入本发明的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种通过地面滑行试验辨识双发飞机平衡极曲线的方法，其特征在于，忽略发动机转速变化而引起的进气畸变的变化量；试验的跑道水平，迎角与俯仰角大小相同；选取2个不同俯仰角的滑行状态点分别进行双发在不同转速下的同步加/减速以及异步加/减速的滑行试验，通过加/减速运动曲线计算得到加/减速度；从而计算得到型阻和升致阻力因子，拟合得到飞机平衡极曲线CD-CL。

2.根据权利要求1所述的一种通过地面滑行试验辨识双发飞机平衡极曲线的方法，其特征在于，在重量m，俯仰角为θ₁下进行双发同步加/减速滑行试验，双发转速为n1；在重量m，俯仰角为θ₂下进行双发异步加/减速滑行试验，且一发转速为n1，另一发关车；在重量m，俯仰角为θ₂下进行双发同步加/减速滑行试验，且双发转速为n1。

3.根据权利要求1或2所述的一种通过地面滑行试验辨识双发飞机平衡极曲线的方法，其特征在于，所述型阻、升致阻力因子的计算公式如下：

2T_n1-D_i-f_i＝ma_i (14)

L_i+N_i＝G_i (17)

f_i＝μN_i (18)

通过方程(14)～(18)，可得：

结合式(20)，

CD_i＝CD₀+A·CL_i ² (20)

其中，i＝1和3，可得

其中，T_n1为发动机转速n1对应的推力，

D_i为不同状态下的气动阻力，

f_i为不同状态下的摩擦阻力，

a_i为不同状态下的加速度，

CD_i为不同状态下的阻力系数，

CD₀为型阻，A为升致阻力因子，

CL_i为不同状态下的升力系数，

L_i为不同状态下的气动升力，

ρ为密度，V为速度，S为参考面积，

N_i为不同状态下的飞机轮胎的支撑力，

G_i为不同状态下的飞机的重力，

μ为跑道的摩擦系数，根据国军标，μ为0.0335。

4.根据权利要求3所述的一种通过地面滑行试验辨识双发飞机平衡极曲线的方法，其特征在于，所述发动机的推力的计算公式如下：

2T_n1-D-f＝ma₁ (7)

T_n1+T_关车–D-f＝ma₂ (8)

D-f＝F (9)

其中，a₁，a₂为滑行过程中的加速度，

T_n1为左发动机转速n1对应的推力，

T_关车为右发动机关车后的推力，发动机关车后存在溢流阻力，

D为该滑行状态下的气动阻力，

f为该滑行状态下的摩擦阻力，

F为该滑行状态下的阻力即气动阻力和摩擦阻力的合力；

在相同重量和相同速度时，2种转速状态下的气动阻力和摩擦阻力相同，即：

2T_n1-F＝ma₁ (10)

T_n1+T_关车–F＝ma₂ (11)

通过方程(7)-(11)，可得：

T_n1–T_关车＝m(a₁–a₂) (12)

其中，T_关车为发动机关车后的推力，即溢流阻力，此时，溢流阻力相对于发动机的推力T_n1仅占据小量，认为T_关车的推力为0，方程(12)化简为T_n1≈m(a₁–a₂) (13)

此时，得到了转速n1对应的推力，即T_n1。

5.根据权利要求3所述的一种通过地面滑行试验辨识双发飞机平衡极曲线的方法，其特征在于，滑行试验中加/减速运动的力学模型如下：

L+N＝G (1)

T-D-f＝ma (2)

f＝μN (5)

其中，L为飞机的升力，N为飞机轮胎的支撑力，G为飞机的重力，T为两个发动机的总推力，D为飞机的阻力，f为飞机受到的摩擦力，m为飞机的质量，a为飞机的加/减速度，ρ为密度，V为速度，S为参考面积，CL为升力系数，CD为阻力系数。

6.根据权利要求1、2、4、5任一项所述的一种通过地面滑行试验辨识双发飞机平衡极曲线的方法，其特征在于，所述加/减速度计算公式如下：

其中，选取速度为V的滑行状态点作为不同发动机状态的基准速度，进而得到基准速度区间的加/减速度。

7.根据权利要求1所述的一种通过地面滑行试验辨识双发飞机平衡极曲线的方法，其特征在于，根据不同俯仰角下的加速度图，求数值平均得到不同俯仰角对应的平均加速度。

8.根据权利要求1所述的一种通过地面滑行试验辨识双发飞机平衡极曲线的方法，其特征在于，通过改变速度，重复滑行试验可以辨识出不同速度的飞机平衡曲线。

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