CN114638181A - 一种校正飞机起飞性能模型的方法 - Google Patents

Abstract

本公开实施例是关于一种校正飞机起飞性能模型的方法。该校正飞机起飞性能模型的方法包括：按照发动机运行策略，飞机在任意重量下，预设最大试验速度，使飞机分别进行加减速滑行试验，并分别计算该过程中飞机的飞行参数；根据所述飞行参数计算所述飞机在对应所述加减速滑行试验过程中的起飞性能数据；根据所述起飞性能数据对所述飞机起飞性能模型进行校正。本公开实施例通过计算飞机在目标机场的起飞性能数据，校正起飞性能模型，获得飞机在目标机场更准确的起飞性能。

Description

一种校正飞机起飞性能模型的方法

技术领域

本公开实施例涉及飞机性能设计和飞机保障技术领域，尤其涉及一种校正飞机起飞性能模型的方法。

背景技术

起飞性能模型包括动力数据、机场条件数据等等。当飞机部署到某一机场使用一个阶段，起飞性能模型和设计值存在差异，使得理论计算和实际飞行之间存在误差。航空发动机作为一种复杂的产品，每台发动机的性能数据存在一定的差异。随着用户的持续使用，发动机的部件会出现磨损和变形，发动机的性能将出现衰减。飞机与跑道的摩擦力系数受多种因素影响，包括跑道的材质、纹路，飞机的轮胎和起落装置等等。

目前，对现役的军用运输飞机，起飞性能模型的校正工作深度不足。首先运输飞机起飞推重比明显弱于战斗机，起飞场长更长，因此起飞性能需要更多关注；其次部队和主机所往往直接关注观察、记录、分析起飞性能结果，对飞行性能的计算模型关注较少；最后部队和主机所关注发动机起飞状态的推力变化，对影响起飞性能的其他因素关注较少。

因此，有必要改善上述相关技术方案中存在的一个或者多个问题。

需要注意的是，本部分旨在为权利要求书中陈述的本公开的技术方案提供背景或上下文。此处的描述不因为包括在本部分中就承认是现有技术。

发明内容

本公开实施例的目的在于提供一种校正飞机起飞性能模型的方法，进而至少在一定程度上克服由于相关技术的限制和缺陷而导致的一个或者多个问题。

根据本公开实施例，提供一种校正飞机起飞性能模型的方法，包括：

按照发动机运行策略，飞机在任意重量下，预设最大试验速度，使飞机分别进行加减速滑行试验，并分别计算该过程中飞机的飞行参数；

根据所述飞行参数计算所述飞机在对应所述加减速滑行试验过程中的起飞性能数据；

根据所述起飞性能数据对所述飞机起飞性能模型进行校正。

本公开的一实施例中，所述发动机运行策略包括：

按照三种发动机运行策略，对一个四发飞机进行试验，所述四发飞机的内、外侧发动机对称设置，且对称的两台发动机上设置相同的工作状态。

本公开的一实施例中，所述起飞性能数据包括：

与所述三种发动机运行策略相对应的第一起飞性能数据、第二起飞性能数据及所述第三起飞性能数据。

本公开的一实施例中，所述三种发动机运行策略中，第一种试验包括：

将四发飞机的四台发动机均设置为起飞状态，所述飞机松开减速装置，使所述飞机加速至所述最大试验速度，并计算所述飞机在该过程中的第一起飞性能数据。

本公开的一实施例中，所述三种发动机运行策略中，第二种试验包括：

将所述四发飞机的发动机中两台设置为起飞状态，另外两台设置为慢车状态，飞机松开所述减速装置，使所述飞机加速至所述最大试验速度，并计算所述飞机在该过程中的第二起飞性能数据。

本公开的一实施例中，所述三种发动机运行策略中，第三种试验包括：

将所述四发飞机的发动机均设置为慢车状态，飞机松开所述减速装置，使所述飞机加速至最大慢车速度，再将所述发动机均设置为起飞状态，使所述飞机加速至所述最大试验速度，最后将所述发动机均设置为慢车状态，使所述飞机减速至所述最大慢车速度，并计算所述飞机在该过程中的第三起飞性能数据。

本公开的一实施例中，所述第三种试验过程包括：

计算所述四发飞机加速至所述最大慢车速度与从最大试验速度减速至所述最大慢车速度过程中的飞机参数。

本公开的一实施例中，所述最大慢车速度为，四台所述发动机均在慢车状态下能达到的最大速度。

本公开的一实施例中，计算所述起飞性能数据过程包括：

根据飞机的滑行速度、发动机转速、飞机的质量、迎角、减速装置的数据，计算所述飞机的飞行参数，再通过所述飞行参数获得所述起飞性能数据。

本公开的一实施例中，所述飞行参数包括：

滑跑过程中飞机的加速度、滑跑过程中飞机的重量、飞机在滑跑过程中的升力、飞机在滑跑过程中的阻力、滑跑过程中发动机装机总推力；

所述起飞性能数据包括：

发动机起飞状态瞬时的推力、发动机慢车状态瞬时的推力及飞机与跑道的滚动摩擦力系数。

本公开的实施例提供的技术方案可以包括以下有益效果：

本公开的实施例中，通过上述校正飞机起飞性能模型的方法，计算飞机在目标机场的起飞性能数据，校正起飞性能模型，获得飞机在目标机场更准确的起飞性能。

附图说明

此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本公开的实施例，并与说明书一起用于解释本公开的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本公开的一些实施例，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的附图。

图1示出本公开校正飞机起飞性能模型的方法步骤图；

图2（a）示出本公开实施例中第一种试验发动机的运行策略流程图；

图2（b）示出本公开实施例中第二种试验发动机的运行策略流程图；

图2（c）示出本公开实施例中第三种试验发动机的运行策略流程图；

图3示出本公开实施例中第一种试验中各项参数变化结果示意图；

图4示出本公开实施例中第二种试验中各项参数变化结果示意图；

图5示出本公开实施例中第三种试验中各项参数变化结果示意图。

具体实施方式

现在将参考附图更全面地描述示例实施方式。然而，示例实施方式能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的范例；相反，提供这些实施方式使得本公开将更加全面和完整，并将示例实施方式的构思全面地传达给本领域的技术人员。所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施方式中。

此外，附图仅为本公开实施例的示意性图解，并非一定是按比例绘制。图中相同的附图标记表示相同或类似的部分，因而将省略对它们的重复描述。附图中所示的一些方框图是功能实体，不一定必须与物理或逻辑上独立的实体相对应。

本示例实施方式中首先提供了一种校正飞机起飞性能模型的方法。参考图1中所示，该校正飞机起飞性能模型的方法可以包括：步骤S101~步骤S103。

步骤S101：按照预设种发动机运行策略，飞机在任意重量下，预设最大试验速度，使飞机分别进行加减速滑行试验，并分别计算该过程中飞机的飞行参数；

步骤S102：根据所述飞行参数计算所述飞机在对应所述加减速滑行试验过程中的起飞性能数据；

步骤S103：根据所述起飞性能数据对所述飞机起飞性能模型进行校正。

通过上述校正飞机起飞性能模型的方法，计算飞机在目标机场的起飞性能数据，校正起飞性能模型，获得飞机在目标机场更准确的起飞性能。

下面，将参考图1至图5对本示例实施方式中的上述校正飞机起飞性能模型的方法的各个步骤进行更详细的说明。

步骤S101：按照预设种发动机运行策略，飞机在任意重量下，预设最大试验速度，使飞机分别进行加减速滑行试验，并分别计算该过程中飞机的飞行参数。

具体的，试验对象为一架四发运输机，一条跑道，如图2（a）、图2（b）、图2（c）所示，采用三种发动机运行策略对四发运输机进行试验，所述飞机的内、外侧发动机对称设置，且对称的两台发动机上设置相同的工作状态。

第一种试验中，发动机采用图2（a）所示运行策略，将四台发动机均设置为起飞状态，使飞机从松刹车（减速装置）加速到V_{max_试验}，获取飞机在试验过程中的发动机转速、减速装置等参数随时间的变化结果，即图3，获取飞机速度在[0，V_{max_试验}]之间的飞机飞行参数结果，飞行参数具体包括滑跑过程中飞机的加速度、滑跑过程中飞机的重量、飞机在滑跑过程中的升力、飞机在滑跑过程中的阻力、滑跑过程中发动机装机总推力等。

第二种试验中，发动机采用图2（b）所示运行策略，将两台发动机设置为起飞状态，两台发动机设置为慢车状态，使飞机从松刹车加速到V_{max_试验}，获取飞机在试验过程中的发动机转速、减速装置、等参数随时间的变化结果，即图4，获取飞机速度在[0，V_{max_试验}]之间的飞机飞行参数结果，飞行参数具体包括滑跑过程中飞机的加速度、滑跑过程中飞机的重量、飞机在滑跑过程中的升力、飞机在滑跑过程中的阻力、滑跑过程中发动机装机总推力等。

第三种试验中，发动机采用图2（c）所示运行策略，将四台发动机均设置为慢车状态，使飞机从松刹车加速到V_{max_慢车}；然后将四台发动机设置为起飞状态，使飞机从V_{max_慢车}加速到V_{max_试验}；最后把四台发动机的状态调整为慢车状态，使飞机的速度减速到V_{max_慢车}。取飞机在试验过程中的发动机转速、减速装置、等参数随时间的变化结果，即图5，通过其中①段和②段结合，获取飞机速度在[0，V_{max_试验}]之间的飞机飞行参数结果，飞行参数具体包括滑跑过程中飞机的加速度、滑跑过程中飞机的重量、飞机在滑跑过程中的升力、飞机在滑跑过程中的阻力、滑跑过程中发动机装机总推力等。

步骤S102：根据所述飞行参数计算所述飞机在对应所述加减速滑行试验过程中的起飞性能数据。

具体的，在跑道坡度接近于0°的情况下，力学模型可以简化如下：

其中，F_总为滑跑过程中 发动机装机总推力，

为飞机起落装置与跑道的滚动摩擦力系数,W为滑跑过程中飞机的 重量，m为滑跑过程中飞机的质量，L为飞机在滑跑过程中的升力，D为飞机在滑跑过程中的 阻力，a为滑跑过程中飞机的加速度，a可以通过机载传感器或机场的测量设备获取数值。

飞机滑跑过程中的质量m通过使用空机重量、装载重量、燃油重量等信息计算，飞 机滑跑过程中的重量

根据W=mg计算，g为重力加速度。

飞机滑跑过程中的升力计算公式为：

其中，

为大气密度，V为飞 机滑行过程中飞机瞬时的速度，S为机翼参考面积，CL为飞机滑行过程中的升力系数。

、V可以通过机载传感器或机场的测量设备获取数值。CL可以通过飞机滑跑过 程中的迎角结合气动特性数据集获取。

飞机滑跑过程中的阻力计算公式为：

其中，CD为飞机滑行过程中的阻力系数，CD可以通过飞机滑跑过程中的迎角结合气动特性数据集获取。

根据三种试验的飞参数据，结合力学模型，组合构成3阶线性方程组如下：

其中， F_起飞为发动机起飞状态瞬时的推力，F_慢车为发动机慢车状态瞬时的推力。

步骤S103：根据所述起飞性能数据对所述飞机起飞性能模型进行校正。

具体的，用下标y=1、2、3代表3种滑行过程，设定地面试验研究的速度数组，[V_y,1,V_y,2,…,V_y,i,V_y,i+1,…V_y,n]，其中V_y,1=0m/s，V_y,n= V_{max_试验}。

将第一个速度下的飞参代入方程组（4）。将方程组（4）转化为以下形式，通过计算3阶线性方程组获得结果。

采用同样的方法，获取每个速度下的结果，见表1。

表1 地面滑跑试验飞参数据计算获得的结果

将表1中的F_起飞、F_慢车和

的数组代入起飞性能计算软件，修正理论计算的条件，校 正起飞性能的模型。

每一架飞机的发动机性能和理论模型存在差异，另外飞机和跑道的地面摩擦力系数和理论参数也存在差异，所以飞机在部署机场的起飞性能模型和理论模型有所不同，自然性能计算结果和时间结果也不完全相同。

通过上述校正飞机起飞性能模型的方法，本发明获取了影响起飞性能的发动机推力数据和地面摩擦力数据，提供了校正起飞性能计算模型的方法；本发明将四发运输机对称两台发动机上设置相同的工作状态，有效消除推力不对称带来的配平阻力，保持试验的气动构型不变，简化了力学模型，提高了试验数据的精度；本发明采用三阶线性方程的方式处理三种地面试验的飞参结果，对三种试验中的飞机重量没有严格要求。在不影响飞机安全的前提下，试验重量可以任意选择。本发明可以根据机场的环境、飞机状态，对单架飞机的起飞性能进行“定制”计算；本发明中使用到的飞参数据基于机载或机场常规的传感器，不需要安装额外的测量装置。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本公开的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例进行接合和组合。

本领域技术人员在考虑说明书及实践这里公开的发明后，将容易想到本公开的其它实施方案。本申请旨在涵盖本公开的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本公开的一般性原理并包括本公开未公开的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。说明书和实施例仅被视为示例性的，本公开的真正范围和精神由所附的权利要求指出。

Claims (10)

1.一种校正飞机起飞性能模型的方法，其特征在于，包括：

按照发动机运行策略，飞机在任意重量下，预设最大试验速度，使飞机分别进行加减速滑行试验，并分别计算该过程中飞机的飞行参数；

根据所述飞行参数计算所述飞机在对应所述加减速滑行试验过程中的起飞性能数据；

根据所述起飞性能数据对所述飞机起飞性能模型进行校正。

2.根据权利要求1所述校正飞机起飞性能模型的方法，其特征在于，所述发动机运行策略包括：

按照三种发动机运行策略，对一个四发飞机进行试验，所述四发飞机的内、外侧发动机对称设置，且对称的两台发动机上设置相同的工作状态。

3.根据权利要求2所述校正飞机起飞性能模型的方法，其特征在于，所述起飞性能数据包括：

与所述三种发动机运行策略相对应的第一起飞性能数据、第二起飞性能数据及所述第三起飞性能数据。

4.根据权利要求3所述校正飞机起飞性能模型的方法，其特征在于，所述三种发动机运行策略中，第一种试验包括：

将四发飞机的四台发动机均设置为起飞状态，所述飞机松开减速装置，使所述飞机加速至所述最大试验速度，并计算所述飞机在该过程中的第一起飞性能数据。

5.根据权利要求3所述校正飞机起飞性能模型的方法，其特征在于，所述三种发动机运行策略中，第二种试验包括：

将所述四发飞机的发动机中两台设置为起飞状态，另外两台设置为慢车状态，飞机松开所述减速装置，使所述飞机加速至所述最大试验速度，并计算所述飞机在该过程中的第二起飞性能数据。

6.根据权利要求3所述校正飞机起飞性能模型的方法，其特征在于，所述三种发动机运行策略中，第三种试验包括：

将所述四发飞机的发动机均设置为慢车状态，飞机松开所述减速装置，使所述飞机加速至最大慢车速度，再将所述发动机均设置为起飞状态，使所述飞机加速至所述最大试验速度，最后将所述发动机均设置为慢车状态，使所述飞机减速至所述最大慢车速度，并计算所述飞机在该过程中的第三起飞性能数据。

7.根据权利要求6所述校正飞机起飞性能模型的方法，其特征在于，所述第三种试验过程包括：

计算所述四发飞机加速至所述最大慢车速度与从最大试验速度减速至所述最大慢车速度过程中的飞机参数。

8.根据权利要求6所述校正飞机起飞性能模型的方法，其特征在于，所述最大慢车速度为，四台所述发动机均在慢车状态下能达到的最大速度。

9.根据权利要求1所述校正飞机起飞性能模型的方法，其特征在于，计算所述起飞性能数据步骤包括：

根据飞机的滑行速度、发动机转速、飞机的质量、迎角、减速装置的数据，计算所述飞机的飞行参数，再通过所述飞行参数获得所述起飞性能数据。

10.根据权利要求1所述校正飞机起飞性能模型的方法，其特征在于，所述飞行参数包括：

滑跑过程中飞机的加速度、滑跑过程中飞机的重量、飞机在滑跑过程中的升力、飞机在滑跑过程中的阻力、滑跑过程中发动机装机总推力；

所述起飞性能数据包括：

发动机起飞状态瞬时的推力、发动机慢车状态瞬时的推力及飞机与跑道的滚动摩擦力系数。

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