CN113295882A - 一种直升机空速确定方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种直升机空速确定方法，包括S1，构建空速计算模型的各类公式；S2，建立空速计算模型；S3，应用空速计算模型；由此能够利用惯性导航设备测量的过载数据、直升机旋翼的前倾角指令、发动机的功率输出等工作参数确定直升机飞行空速。本发明的直升机空速确定方法中，若直升机装有空速管，空速管有效时该方法可以为空速管提供备份校验，提高系统可靠性；在空速管无效的工作状态可提供对空速测量能力的延伸，由于本发明不受旋翼下洗气流限制，空速大小的测量范围向下延伸到1m/s的量级，可以完全确定360°水平气流方向范围，侧滑角没有测量范围限制，甚至倒飞的情形也可适用，可大幅度提升空速和侧滑角测量的能力和范围。

Description

一种直升机空速确定方法

技术领域

本发明涉及飞行器导航定位技术领域，具体而言，涉及一种直升机空速确定方法。

背景技术

直升机飞行时确定空速及侧滑角状态是很重要的。根据任务需要选择合适的飞行空速，以经济速度可实现最大续航时间，以有利速度巡航可实现最大航程；顺风飞行时实际空速可能接近0，长时间保持该状态会导致发动机持续大功率工作而大幅度增加油耗及散热负担，而飞行空速超过最大速度边界则有可能威胁飞行安全。直升机在大侧风状态飞行时空速和地速可以相差很大，而其航向与飞行速度方向是可以独立控制的，这种情况下可能产生很大的侧滑角，带来大的飞行阻力，也增加了横侧向操纵的负担。准确测量侧滑角，则可提供直升机为自动消除侧滑功能提供输入。

现有方法是安装空速管来完成空速和侧滑角的测量。在部分有人直升机机型上，还安装了倾斜仪，以小球在竖直安装的圆弧滑槽中的位置来辅助飞行员确定直升机的侧滑状态。在较小的速度，由于受到旋翼下洗气流的严重影响，空速管无法对真实空速和侧滑角进行测量；侧滑角超过一定范围时，空速管同样无法给出有效的空速和侧滑角测量值。在结冰或其他原因导致空速管测量孔堵塞时，会导致空速管失效。倾斜仪仅用于为飞行员提供参考，不能为自动控制系统提供控制输入。

发明内容

本发明旨在提供一种直升机空速确定方法，以解决上述现有方法存在的问题。

本发明提供的一种直升机空速确定方法，包括如下步骤：

S1，构建空速计算模型的各类公式：

S11，在直升机体轴系内建立x、y、z方向的质心动力学方程(1)；

S12，根据z方向的质心动力学方程，得到主旋翼拉力与法向过载的关系公式(2)；

S13，按主旋翼消耗功率占发动机总功率的比例为确定值，并根据尾桨力臂，得到尾桨推力的计算公式(3)；

S14，根据x、y方向的质心动力学方程，得到x、y方向的阻力计算公式(4)；

S15，建立x、y方向的阻力与侧滑角及飞行表速的关系公式(5)；

S16，建立直升机的飞行表速与空速的关系公式(6)；

S2，建立空速计算模型：

S21，通过试验或理论计算确定主旋翼消耗功率在发动机总功率中的占比；

S22，在直升机上安装空速管，开展不同空速和侧滑角状态的飞行试验，积累飞行数据；

S23，按式(2)计算飞行数据中对应状态的主旋翼拉力；

S24，按式(3)计算飞行数据中对应状态的尾桨推力；

S25，按式(4)计算飞行数据中对应状态的x、y方向阻力；

S26，用最小二乘法求取式(5)的待定系数，使带入所有飞行数据的总偏差最小，由此确定x、y方向的阻力与侧滑角及飞行表速的关系公式(5)；

S3，应用空速计算模型：

S31，飞行中实时测量直升机旋翼前倾角指令，侧倾角指令，直升机的前向、右向和法向过载；

S32，按式(2)计算飞行数据中对应状态的主旋翼拉力；

S33，按式(3)计算飞行数据中对应状态的尾桨推力；

S34，按式(4)计算飞行数据中对应状态的x、y向阻力；

S35，使用建立空速估计模型时确定的x、y方向的阻力与侧滑角及飞行表速的关系公式(5)计算侧滑角和飞行表速；

S36，按式(6)计算直升机飞行的空速。

进一步的，步骤S1中在直升机体轴系内建立x、y、z方向的质心动力学方程(1)为：

其中，T为主旋翼的拉力；A₁为主旋翼的侧倾角指令；B₁为主旋翼的前倾角指令；δ为桨轴安装角，以向后倒为正；F_x,b、F_y,b、F_z,b分别为含平尾的机身在直升机体轴系3个方向的气动力；T_T为尾桨推力；θ_b为机体俯仰角；φ_b为机体滚转角；G为直升机当前重量；n_x、n_y、n_z分别为直升机的前向、右向和法向过载，其中，法向过载n_z向上为正。

进一步的，步骤S12中所述主旋翼拉力与法向过载的关系公式(2)为：

进一步的，步骤S13中所述尾桨推力的计算公式(3)为：

其中，n为旋翼转速，P为发动机实时功率，L_T为尾桨力臂，k₁为主旋翼消耗功率在发动机总功率中的占比。

进一步的，步骤S14中所述x、y方向的阻力计算公式(4)为：

进一步的，步骤S15中所述x、y方向的阻力与侧滑角的关系公式(5)为：

其中，函数F通过理论模型或经验确定，包含待定系数；β为侧滑角；

为飞行表速。

进一步的，步骤S16中所述飞行表速与空速的关系公式(6)为：

其中，ρ₀为标准大气海平面密度，ρ为当前飞行高度大气密度。

综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：

1、本发明的直升机空速确定方法中，若直升机装有空速管，空速管有效时该方法可以为空速管提供备份校验，提高系统可靠性；在空速管无效的工作状态可提供对空速测量能力的延伸，由于本发明不受旋翼下洗气流限制，空速大小的测量范围向下延伸到1m/s的量级，可以完全确定360°水平气流方向范围，侧滑角没有测量范围限制，甚至倒飞的情形也可适用，可大幅度提升空速和侧滑角测量的能力和范围。

2、本发明也可独立使用替代空速管的功能，减少直升机系统的成本和复杂性。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本发明的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他相关的附图。

图1为本发明实施例的直升机空速确定方法的流程图。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。

因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

实施例

如图1所示，本实施例提出一种直升机空速确定方法，包括如下步骤：

S1，构建空速计算模型的各类公式：

S11，在直升机体轴系内建立x、y、z方向(x前向，y右向，z法向)的质心动力学方程(1)：

其中，T为主旋翼的拉力；A₁为主旋翼的侧倾角指令；B₁为主旋翼的前倾角指令；δ为桨轴安装角，以向后倒为正；F_x,b、F_y,b、F_z,b分别为含平尾的机身在直升机体轴系3个方向的气动力；T_T为尾桨推力；θ_b为机体俯仰角；φ_b为机体滚转角；G为直升机当前重量；n_x、n_y、n_z分别为直升机的前向、右向和法向过载，其中，法向过载n_z向上为正。

S12，根据z方向的质心动力学方程，得到主旋翼拉力与法向过载的关系公式(2)：

其中，F_z,b远小于全机重力，可忽略。

S13，按主旋翼消耗功率占发动机总功率的比例为确定值，并根据尾桨力臂，得到尾桨推力的计算公式(3)：

其中，n为旋翼转速，P为发动机实时功率，L_T为尾桨力臂，k₁为主旋翼消耗功率在发动机总功率中的占比。

S14，根据x、y方向的质心动力学方程，得到x、y方向的阻力计算公式(4)：

S15，建立x、y方向的阻力与侧滑角及飞行表速的关系公式(5)：

其中，函数F通过理论模型或经验确定，包含待定系数；β为侧滑角；

为飞行表速；

S16，建立直升机的飞行表速与空速的关系公式(6)：

其中，ρ₀为标准大气海平面密度，ρ为当前飞行高度大气密度。

S2，建立空速计算模型：

S21，通过试验或理论计算确定主旋翼消耗功率在发动机总功率中的占比；

S22，在直升机上安装空速管，开展不同空速和侧滑角状态的飞行试验，积累飞行数据；

S23，按式(2)计算飞行数据中对应状态的主旋翼拉力T；

S24，按式(3)计算飞行数据中对应状态的尾桨推力T_T；

S25，按式(4)计算飞行数据中对应状态的x、y向阻力D_x、D_y；

S26，用最小二乘法求取式(5)的待定系数，使带入所有飞行数据的总偏差最小，由此确定x、y方向的阻力与侧滑角及飞行表速的关系公式(5)；例如：函数F可定义为：

其中，F_x和F_y分别为关于D_x和D_y的3次或更高次多项式(取决于对拟合精度的期望)。

S3，应用空速计算模型：

S31，飞行中实时测量直升机主旋翼的前倾角指令B₁、侧倾角指令A₁、直升机的前向、右向和法向过载n_x、n_y、n_z；

S32，按式(2)计算飞行数据中对应状态的主旋翼拉力T；

S33，按式(3)计算飞行数据中对应状态的尾桨推力T_T；

S34，按式(4)计算飞行数据中对应状态的x、y向阻力D_x、D_y；

S35，使用建立空速估计模型时确定的确定x、y方向的阻力与侧滑角及飞行表速的关系公式(5)计算侧滑角β和飞行表速

S36，按式(6)计算直升机飞行的空速V。

直升机安装有空速管时，式(6)中当前飞行高度大气密度ρ在空速管有效时采用空速管测量值，其计算的空速V和侧滑角β为空速管提供校验；在空速管无效时，使用空速管有效时的最后测量数据计算实际大气与标准大气的偏离值，用直升机测量的海拔高度修正与标准大气的偏离后给出标准大气海平面密度ρ₀，此时计算的空速V和侧滑角β作为空速管的备份和空速管测量能力范围外的延伸。

直升机未安装空速管时，用直升机测量的海拔高度计算式(6)中当前飞行高度大气密度ρ，可以采用起飞点的测量数据修正与标准大气的偏离。其计算结果可以取代空速管。

通过上述可知，本发明的直升机空速确定方法中，若直升机装有空速管，空速管有效时该方法可以为空速管提供备份校验，提高系统可靠性；在空速管无效的工作状态可提供对空速测量能力的延伸，由于本发明不受旋翼下洗气流限制，空速大小的测量范围向下延伸到1m/s的量级，可以完全确定360°水平气流方向范围，侧滑角没有测量范围限制，甚至倒飞的情形也可适用，可大幅度提升空速和侧滑角测量的能力和范围。同时，本发明也可独立使用替代空速管的功能，减少直升机系统的成本和复杂性。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种直升机空速确定方法，其特征在于，包括如下步骤：

S1，构建空速计算模型的各类公式：

S11，在直升机体轴系内建立x、y、z方向的质心动力学方程(1)；

S12，根据z方向的质心动力学方程，得到主旋翼拉力与法向过载的关系公式(2)；

S13，按主旋翼消耗功率占发动机总功率的比例为确定值，并根据尾桨力臂，得到尾桨推力的计算公式(3)；

S14，根据x、y方向的质心动力学方程，得到x、y方向的阻力计算公式(4)；

S15，建立x、y方向的阻力与侧滑角及飞行表速的关系公式(5)；

S16，建立直升机的飞行表速与空速的关系公式(6)；

S2，建立空速计算模型：

S21，通过试验或理论计算确定主旋翼消耗功率在发动机总功率中的占比；

S22，在直升机上安装空速管，开展不同空速和侧滑角状态的飞行试验，积累飞行数据；

S23，按式(2)计算飞行数据中对应状态的主旋翼拉力；

S24，按式(3)计算飞行数据中对应状态的尾桨推力；

S25，按式(4)计算飞行数据中对应状态的x、y方向阻力；

S26，用最小二乘法求取式(5)的待定系数，使带入所有飞行数据的总偏差最小，由此确定x、y方向的阻力与侧滑角及飞行表速的关系公式(5)；

S3，应用空速计算模型：

S31，飞行中实时测量直升机旋翼前倾角指令，侧倾角指令，直升机的前向、右向和法向过载；

S32，按式(2)计算飞行数据中对应状态的主旋翼拉力；

S33，按式(3)计算飞行数据中对应状态的尾桨推力；

S34，按式(4)计算飞行数据中对应状态的x、y向阻力；

S35，使用建立空速估计模型时确定的x、y方向的阻力与侧滑角及飞行表速的关系公式(5)计算侧滑角和飞行表速；

S36，按式(6)计算直升机飞行的空速。

2.根据权利要求1所述的直升机空速确定方法，其特征在于，步骤S1中在直升机体轴系内建立x、y、z方向的质心动力学方程(1)为：

其中，T为主旋翼的拉力；A₁为主旋翼的侧倾角指令；B₁为主旋翼的前倾角指令；δ为桨轴安装角，以向后倒为正；F_x,b、F_y,b、F_z,b分别为含平尾的机身在直升机体轴系3个方向的气动力；T_T为尾桨推力；θ_b为机体俯仰角；φ_b为机体滚转角；G为直升机当前重量；n_x、n_y、n_z分别为直升机的前向、右向和法向过载，其中，法向过载n_z向上为正。

3.根据权利要求2所述的直升机空速确定方法，其特征在于，步骤S12中所述主旋翼拉力与法向过载的关系公式(2)为：

4.根据权利要求3所述的直升机空速确定方法，其特征在于，步骤S13中所述尾桨推力的计算公式(3)为：

其中，n为旋翼转速，P为发动机实时功率，L_T为尾桨力臂，k₁为主旋翼消耗功率在发动机总功率中的占比。

5.根据权利要求4所述的直升机空速确定方法，其特征在于，步骤S14中所述x、y方向的阻力计算公式(4)为：

6.根据权利要求5所述的直升机空速确定方法，其特征在于，步骤S15中所述x、y方向的阻力与侧滑角的关系公式(5)为：

其中，函数F通过理论模型或经验确定，包含待定系数；β为侧滑角；

为飞行表速。

7.根据权利要求6所述的直升机空速确定方法，其特征在于，步骤S16中所述飞行表速与空速的关系公式(6)为：

其中，ρ₀为标准大气海平面密度，ρ为当前飞行高度大气密度。

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