CN111767609B - 一种基于试飞数据标准重量下爬升率的修正方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种基于试飞数据标准重量下爬升率的修正方法，包括以下步骤：a、计算爬升率，在相同高度、不同重量的情况下，计算相同平飞速度下的爬升率；b、爬升过程的力学模型，包括爬升过程的力学模型、计算平均升致阻力因子和修正至标准重量；S1、所述爬升过程的力学模型的方程组S2、所述计算平均升致阻力因子，分别计算平均升致阻力因子，通过求解标准重量的爬升率，提供真实准确的性能指标，基于试飞数据，对飞机和发动机整体考虑（飞/发一体）考虑，同时，不依赖于发动机的台架数据和飞机的风洞试验数据，因此，该方法能更加准确真实的反应目标飞机重量下的爬升率。

Description

一种基于试飞数据标准重量下爬升率的修正方法
技术领域
本发明属于航空技术领域，具体涉及一种基于试飞数据标准重量下爬升率的修正方法。
背景技术
飞机的爬升性能，对飞机的最大爬升率、升限和航时航程等性能有重要的影响，直接关系到飞机重大性能指标的可达性，特别地，在调整试飞阶段，整个飞机的状态还在调整，需要对前期试飞数据的分析，以确定飞机状态的调整方向，预测飞机的性能，并提出合理的性能指标，然而，在调整试飞阶段，由于飞机投产时间的约束、试飞成本的制约、飞行架次数量的限制，飞机各高度的爬升率不足以覆盖所有的飞机重量点，并且，不同的飞机重量对飞机的爬升特性有不同的影响，因此，在试飞过程中，为了得到不同飞机重量下的爬升特性，合理地提出后续性能指标，需针对前期的试飞数据，进行不同重量的修正，从而，为准确地预测飞机性能指标提供重要的数据基础。
目前，不同重量情况下，飞机的爬升性能仅依靠发动机的台架数据和飞机风洞试验的气动数据进行计算和分析，然而，真实的飞机在发动机推力和飞机阻力等方面与理论数据(发动机的台架试验数据和飞机的风洞试验数据)均存在差异，由于发动机的安装、进发匹配等原因，会引起发动机的推力损失；飞机的制造和安装公差、表面质量等原因，也会造成飞机阻力增量的变化，因此，仅依靠飞机理论数据，不足以获得不同重量下真实飞机的爬升率，使得试飞人员不能对后续的试飞规划进行合理地制定，设计人员不能给出飞机真实准确的性能指标。
发明内容
为了解决上述问题，本发明提供一种基于试飞数据标准重量下爬升率的修正方法，能够更加准确真实的反应目标飞机重量下的爬升率，对飞机后续的持续试飞以及性能指标的完成有积极的意义和深远的影响。
本发明是通过以下技术方案实现的。
一种基于试飞数据标准重量下爬升率的修正方法，其特征在于：包括以下步骤：
a、计算爬升率，在相同高度、不同重量的情况下，计算相同平飞速度下的爬升率，公式如下：
Figure GDA0003115015290000021
其中，△H为该高度值±200m，△T为爬升高度区间所需的时间，Vy为高度下的爬升率；
b、爬升过程的力学模型，包括爬升过程的力学模型、计算平均升致阻力因子和修正至标准重量,步骤如下：
S1、所述爬升过程的力学模型的方程组如下：
Figure GDA0003115015290000022
T＝D (3)
Figure GDA0003115015290000023
Figure GDA0003115015290000024
CD＝CD0+A·CL2 (6)
Figure GDA0003115015290000025
其中，L为飞机的升力，G为飞机的重力，T为发动机的推力，D为飞机的阻力，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，CD0为型阻，A为升致阻力因子，
Figure GDA00031150152900000210
为航迹角，Vy为爬升率；
S2、所述计算平均升致阻力因子的公式如下，结合公式(2)～(7)：
Figure GDA0003115015290000026
结合公式(8)，取两个飞机重量G1和G2，分别计算平均升致阻力因子，公式如下：
Figure GDA0003115015290000027
Figure GDA0003115015290000028
由公式(9)和(10)求解得到：
Figure GDA0003115015290000029
两两计算得到升致阻力因子A求平均数，得到
Figure GDA00031150152900000211
S3、所述修正至标准重量的计算公式如下：
Figure GDA0003115015290000031
其中，
Figure GDA0003115015290000032
为平均升致阻力因子，G’和Vy’分别为已知重量和该重量对应的爬升率。
步骤a中，所述相同高度、不同重量下形成重量-爬升率矩阵，即G-Vy。
本发明带来的有益效果有。
1、通过求解标准重量的爬升率，提供真实准确的性能指标，基于试飞数据，对飞机和发动机整体考虑(飞/发一体)考虑，同时，不依赖于发动机的台架数据和飞机的风洞试验数据，因此，该方法能更加准确真实的反应目标飞机重量下的爬升率，对飞机后续的持续试飞以及性能指标的完成有积极的意义和深远的影响。
附图说明
图1是本发明中均升致阻力因子计算表格示意图。
图2是本发明中标准重量G的爬升率求解表格示意图。
图3是本发明中相同高度、不同速度下的G-Vy表格示意图。
图4是本发明中高度、速度全包线的G-Vy表格示意图。
具体实施方式
实施例1
一种基于试飞数据标准重量下爬升率的修正方法，包括以下步骤：
a、计算爬升率，在相同高度、不同重量的情况下，计算相同平飞速度下的爬升率，公式如下：
Figure GDA0003115015290000033
其中，△H为该高度值±200m，△T为爬升高度区间所需的时间，Vy为高度下的爬升率；
b、爬升过程的力学模型，包括爬升过程的力学模型、计算平均升致阻力因子和修正至标准重量,步骤如下：
S1、所述爬升过程的力学模型的方程组如下：
Figure GDA0003115015290000034
T＝D (3)
Figure GDA0003115015290000041
Figure GDA0003115015290000042
CD＝CD0+A·CL2 (6)
Figure GDA0003115015290000043
其中，L为飞机的升力，G为飞机的重力，T为发动机的推力，D为飞机的阻力，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，CD0为型阻，A为升致阻力因子，
Figure GDA00031150152900000410
为航迹角，Vy为爬升率；
S2、所述计算平均升致阻力因子的公式如下，结合公式(2)～(7)：
Figure GDA00031150152900000411
结合公式(8)，取两个飞机重量G1和G2，分别计算平均升致阻力因子，公式如下：
Figure GDA0003115015290000044
Figure GDA0003115015290000045
由公式(9)和(10)求解得到：
Figure GDA0003115015290000046
其中，仅A为未知数，将其他已知参数带入方程式，可得A；
如图1所示，为了消除个体误差，选取多组重量下的试飞数据，两两计算得到多个升致阻力因子A，求平均数，得到
Figure GDA0003115015290000047
S3、所述修正至标准重量的计算公式如下：
Figure GDA0003115015290000048
其中，
Figure GDA0003115015290000049
为平均升致阻力因子，G’和Vy’分别为已知重量和该重量对应的爬升率，如图2所示，能够通过该方程式，求解出标准重量G对应的爬升率Vy；
c、全包线的爬升率，在相同高度、不同速度的情况下，如图3所示，为了得到辨识出相同高度，不同速度下重量-爬升率函数,可在不同速度的情况下，按照1节、2节和3节的方法进行试飞数据的统计和分析计算,可以得到相同高度和不同速度情况下的重量-爬升率函数；
全包线范围的情况下，如图4所示，为了得到辨识出全包线范围(即不同高度，不同速度)内的重量-爬升率函数。在不同高度下，按照4.1节的方法进行试飞数据的统计和分析计算，得到高度-速度全包线范围内的重量-爬升率函数。
步骤a中，所述相同高度、不同重量下形成重量-爬升率矩阵，即G-Vy。
通过求解标准重量的爬升率，提供真实准确的性能指标，基于试飞数据，对飞机和发动机整体考虑(飞/发一体)考虑，同时，不依赖于发动机的台架数据和飞机的风洞试验数据，因此，该方法能更加准确真实的反应目标飞机重量下的爬升率，对飞机后续的持续试飞以及性能指标的完成有积极的意义和深远的影响。
以上所述实施例仅表达了本申请的具体实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对本申请保护范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请技术方案构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本申请的保护范围。

Claims (2)

1.一种基于试飞数据标准重量下爬升率的修正方法，其特征在于：包括以下步骤：
a、计算爬升率，在相同高度、不同重量的情况下，计算相同平飞速度下的爬升率，公式如下：
Figure FDA0003115015280000011
其中，△H为该高度值±200m，△T为爬升高度区间所需的时间，Vy为高度下的爬升率；
b、爬升过程的力学模型，包括爬升过程的力学模型、计算平均升致阻力因子和修正至标准重量,步骤如下：
S1、所述爬升过程的力学模型的方程组如下：
Figure FDA0003115015280000012
T＝D (3)
Figure FDA0003115015280000013
Figure FDA0003115015280000014
CD＝CD0+A·CL2 (6)
Figure FDA0003115015280000015
其中，L为飞机的升力，G为飞机的重力，T为发动机的推力，D为飞机的阻力，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，CD0为型阻，A为升致阻力因子，
Figure FDA0003115015280000016
为航迹角，Vy为爬升率；
S2、所述计算平均升致阻力因子的公式如下，结合公式(2)～(7)：
Figure FDA0003115015280000017
结合公式(8)，取两个飞机重量G1和G2，分别计算平均升致阻力因子，公式如下：
Figure FDA0003115015280000018
Figure FDA0003115015280000019
由公式(9)和(10)求解得到：
Figure FDA0003115015280000021
两两计算得到升致阻力因子A求平均数，得到
Figure FDA0003115015280000022
S3、所述修正至标准重量的计算公式如下：
Figure FDA0003115015280000023
其中，
Figure FDA0003115015280000024
为平均升致阻力因子，G’和Vy’分别为已知重量和该重量对应的爬升率。
2.如权利要求1所述的一种基于试飞数据标准重量下爬升率的修正方法，其特征在于：步骤a中，所述相同高度、不同重量下形成重量-爬升率矩阵，即G-Vy。
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