CN112683446B - 一种飞机实时重心位置估计方法 - Google Patents
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Abstract
本发明属于飞机飞行控制系统设计技术领域，公开了一种飞机重心位置实时估计的方法，保证获取准确的重心位置信息。基于已有机载传感器信息，利用力矩平衡关系，通过合理简化、必要保护环节设置，获得了实时重心位置的估计值，可支持主动重心控制功能实现，进而改善飞机巡航阶段的性能。
Description
技术领域
本发明属于飞机飞行控制系统设计技术领域，尤其涉及一种飞机实时重心位置估计方法。
背景技术
众所周知，焦点与重心的距离表征飞机的静稳定裕度，与全机稳定性和操纵性、飞行阻力等性能密切相关。飞机在飞行过程中，由于构型(起落架、增升装置收放)、速度、姿态改变及燃油消耗、武器投放等因素，气动焦点和重心都会发生相应的变化。为实现重心与焦点位置的合理匹配，20世纪80年代提出了“主动重心控制”技术概念，即通过管理飞机燃油或其他设备主动地调节飞机的重心位置，达到提高飞行性能、降低燃油消耗，实现应急控制等目的，并在军民用飞机领域取得了成功应用。开展主动重心控制系统设计，需要获得飞机实时的重心位置信息，且对其精度有较高要求，精确估计实时重心位置成为需要解决的关键问题。
飞机研发过程中，一般通过复杂的离线“称重”方式获取重心位置信息，但这种方式所获取的重心位置仅仅是特定工况(构型、装载)条件下的“静态”、“离散”位置，不满足主动重心控制使用需求。
已取得应用的重心位置估计方法(空客公司)主要还是依靠离线“称重”获得的飞机零燃油总重、零燃油重心，借助大量的机载传感器实时测量飞机各个油箱中燃油信息(重量、重心)，根据用静力矩平衡原理实时计算飞机重心位置。该方法的优点是原理简单、通用性强(适用于各型飞机)，缺点是需要大量、精确的重量数据，而这些数据的测量、计算过程中的固有误差不可避免，使得估计精度受到影响，此外由于需要额外配置精度极高的各种类型传感器，工程代价大。
专利(4949269)提出了一种纵向重心位置估计方法，根据飞机焦点位置xF、水平安定面偏转角度iH信息来实时估计纵向重心位置。由于该方法仅适用于配置了水平安定面的飞机，因此推广应用存在局限。
发明内容
本发明的目的是提出一种飞机纵向重心位置的实时估计方法，用于支持主动重心控制技术的工程化应用，优化全机巡航阶段的性能。该方法不约束飞机的布局形式、舵面配置情况，基于已有机载传感器信息、离线气动力数据，无需额外安装任何机载传感器，研制成本低。
为达到上述目的，本发明采用如下技术方案予以实现。
一种飞机实时重心位置估计方法，其特征在于，所述方法包括：
S1，获取飞机迎角α、飞机马赫数Ma，计算获得机身机翼的俯仰力矩系数分量Cm(α)；
S2，获取飞机俯仰角速度q，根据飞机迎角α、马赫数Ma、俯仰角速度q计算获得俯仰阻尼力矩系数Cm(q)；
S3，获取俯仰操纵力矩系数，根据飞机迎角α、马赫数Ma，以及各操纵面偏转角度信息δi，计算所有操纵面偏转引起的俯仰操纵力矩系数之和∑Cm(δi)；
S4,俯仰力矩系数分量Cm(α)俯仰阻尼力矩系数Cm(q)俯仰操纵力矩系数之和∑Cm(δi)，计算俯仰合力矩系数∑Cm；
S5，获取飞机当前法向过载nz、飞机重量m、飞机动压信号Qc、重力加速度g(9.81m/s2)、机翼参考面积Sw，计算飞机的升力系数CL；
S6，根据俯仰合力矩系数∑Cm、飞机的升力系数CL计算飞机重心到力矩参考点的距离；
S7，根据所述飞机重心到力矩参考点的距离、力矩参考点Xcg0，得到飞机实时重心位置。
本发明技术方案的特点和进一步的改进为：
(1)S1具体为：获取飞机大气数据系统提供的飞机迎角α、飞机马赫数Ma，通过第一插值表Cm(α,Ma)计算获得机身机翼的俯仰力矩系数分量Cm(α)。
(2)S2具体为：获取飞机俯仰角速度q，根据飞机迎角α、马赫数Ma、俯仰角速度q通过第二插值表Cm(α,Ma,q)获得俯仰阻尼力矩系数Cm(q)。
(3)S3具体为：获取俯仰操纵力矩系数，根据飞机迎角α、马赫数Ma，以及各操纵面偏转角度信息δi，通过第三插值表Cm(α,Ma,δi)获得所有操纵面偏转引起的俯仰操纵力矩系数之和∑Cm(δi)。
(4)S5中，飞机的升力系数
(5)S6中，飞机重心到力矩参考点的距离为-∑Cm×cA/CL，。cA为飞机的平均气动力弦长。
(6)S7中，飞机实时重心位置为飞机重心到力矩参考点的距离与力矩参考点的位置Xcg0的和。
(7)所述第一插值表、第二插值表、第三插值表通过离线风洞试验得到。
(8)在S5之后且在S6之前，所述方法还包括：对飞机的升力系数进行限幅，且限幅的下限必须为大于零的数，限幅的上限为飞机最大升力系数值。
(9)S7之后，所述方法还包括：对飞机实时重心位置进行限幅，所述限幅的上下限为飞机重心的使用范围。
本发明针对飞机实时重心位置难以测量困难的问题，基于已有机载传感器信息，利用力矩平衡关系，通过合理简化、必要保护环节设置，获得了实时重心位置的估计值，可支持主动重心控制功能实现，进而改善飞机巡航阶段的性能。该方法无需增加任何硬件成本，估计值的精度“可设计”(根据试飞数据调整插值表格)，工程适用。
附图说明
图1为本发明实施例提供的一种飞机实时重心位置估计方法的流程示意图。
具体实施方式
下面结合说明书附图对本发明作进一步详细描述。
本发明实施例提供一种飞机实时重心位置估计方法，如图1所示，所述方法包括：
(1)根据飞机大气数据系统提供的迎角α、马赫数Ma信息，通过插值表Cm(α,Ma)计算获得机身机翼的俯仰力矩系数分量Cm(α)；
(2)计算俯仰阻尼力矩系数Cm(q)：根据飞机迎角α、马赫数Ma、俯仰角速度q通过插值表Cm(α,Ma,q)计算获得；
(3)获取俯仰操纵力矩系数：根据飞机迎角α、马赫数Ma，以及来自飞控系统的各操纵面偏转角度信息δi，通过插值表Cm(α,Ma,δi)计算，获得所有操纵面偏转引起的俯仰力矩系数之和∑Cm(δi)；
(4)将(1)、(2)、(3)步计算获得力矩系数分量求和，获得∑Cm：
∑Cm＝Cm(α)+Cm(q)+∑Cm(δi)
(5)根据当前法向过载nz、飞机重量m、动压Qc信号以及重力加速度g(9.81m/s2)，结合机翼参考面积Sw，计算飞机的升力系数CL：
计算获得的CL经限幅环节进行保护，其中下限LimCLD必须为大于零的数，上限LimCLU取飞机最大升力系数值。
(6)将第(4)、(5)步的计算结果相除之后乘以飞机的平均气动力弦长cA，获得-∑Cm×cA/CL；
(7)将第(6)步的计算结果同力矩参考点(气动数据的参考位置)的位置Xcg0求和，并将计算结果进行限幅输出保护，限幅环节的上下限LimCgD、LimCgU为飞机重心使用范围。
本发明针对飞机实时重心位置难以测量困难的问题，基于已有机载传感器信息，利用力矩平衡关系，通过合理简化、必要保护环节设置，获得了实时重心位置的估计值，可支持主动重心控制功能实现，进而改善飞机巡航阶段的性能。该方法无需增加任何硬件成本，估计值的精度“可设计”(根据试飞数据调整插值表格)，工程适用。
以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明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发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
Claims (7)
1.一种飞机实时重心位置估计方法，其特征在于，所述方法包括：
S1，获取飞机迎角α、飞机马赫数Ma，通过离线风洞试验得到第一插值表，根据第一插值表计算获得机身机翼的俯仰力矩系数分量Cm(α)；
S2，获取飞机俯仰角速度q，根据飞机迎角α、马赫数Ma、俯仰角速度q，通过离线风洞试验得到第二插值表Cm(α,Ma,q)，根据第二插值表计算获得俯仰阻尼力矩系数Cm(q)；
S3，获取俯仰操纵力矩系数，根据飞机迎角α、马赫数Ma，以及各操纵面偏转角度信息δi，通过离线风洞试验得到第三插值表Cm(α,Ma,δi)，根据第三插值表计算所有操纵面偏转引起的俯仰操纵力矩系数之和∑Cm(δi)；
S4,将俯仰力矩系数分量Cm(α)、俯仰阻尼力矩系数Cm(q)、俯仰操纵力矩系数之和∑Cm(δi)求和，计算俯仰合力矩系数∑Cm；
S5，获取飞机当前法向过载nz、飞机重量m、飞机动压信号Qc、重力加速度g、机翼参考面积Sw，计算飞机的升力系数CL；
S6，根据俯仰合力矩系数∑Cm、飞机的升力系数CL计算飞机重心到力矩参考点的距离；
S7，根据所述飞机重心到力矩参考点的距离、力矩参考点Xcg0，得到飞机实时重心位置。
2.根据权利要求1所述的一种飞机实时重心位置估计方法，其特征在于，S1具体为：获取飞机大气数据系统提供的飞机迎角α、飞机马赫数Ma，通过第一插值表Cm(α,Ma)计算获得机身机翼的俯仰力矩系数分量Cm(α)。
3.根据权利要求1所述的一种飞机实时重心位置估计方法，其特征在于，S5中，飞机的升力系数
4.根据权利要求3所述的一种飞机实时重心位置估计方法，其特征在于，S6中，飞机重心到力矩参考点的距离为-∑Cm×cA/CL，cA为飞机的平均气动力弦长。
5.根据权利要求4所述的一种飞机实时重心位置估计方法，其特征在于，
S7中，飞机实时重心位置为飞机重心到力矩参考点的距离与力矩参考点的位置Xcg0的和。
6.根据权利要求1所述的一种飞机实时重心位置估计方法，其特征在于，
在S5之后且在S6之前，所述方法还包括：对飞机的升力系数进行限幅，且限幅的下限必须为大于零的数，限幅的上限为飞机最大升力系数值。
7.根据权利要求1所述的一种飞机实时重心位置估计方法，其特征在于，S7之后，所述方法还包括：对飞机实时重心位置进行限幅，所述限幅的上下限为飞机重心的使用范围。
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