CN114647892A - 一种基于试飞数据的标定重量下耦合机动性能的修正方法 - Google Patents

Abstract

本发明提出了一种基于试飞数据的标定重量下耦合机动性能的修正方法，基于试飞数据，对飞机和发动机整体考虑，首先选取耦合机动的高度和速度，获取不同滚转角下的耦合机动性能数据，其次根据不同滚转角状态求出升致阻力因子，并结合耦合机动性能的函数关系，得到标定重量的耦合机动性能，然后改变速度，求出相同高度，不同速度下，标定重量的耦合机动性能；改变高度，求出相同速度，不同高度下，标定重量的耦合机动性能；最后获得全包线范围内的耦合机动性能，完成对飞机重量‑耦合机动性能的修正，解决了发动机台架推力和风洞试验气动数据与获得真实飞机的特性存在的差异性和飞机理论数据不足以获得不同重量下真实飞机的耦合机动性能的问题。

Description

一种基于试飞数据的标定重量下耦合机动性能的修正方法

技术领域

本发明涉及航空技术领域，具体地说，涉及一种基于试飞数据的标定重量下耦合机动性能的修正方法。

背景技术

飞机的耦合机动性能对于飞机的实际使用有重要的影响，直接关系到飞机的操作性，重大指标的可达性。对于极限载荷下的耦合机动能力的预测准确性更是关系到飞机的实际飞行安全性。在实际的飞行中，由于空域调配、应急情况等因素，耦合机动(如盘旋爬升和盘旋下降)时常会出现，特别是，在飞行空域内飞机较多时，真实飞机的耦合机动能力将对其它飞机的飞行产生影响。然而，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，飞机各工况下的耦合机动性能不足以覆盖所有的飞机重量点，因此，在飞行过程中，为了得到不同飞机重量下的耦合机动性能，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，飞机的耦合机动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耦合机动性能，使得试飞人员不能对后续的试飞规划进行合理地制定，设计人员不能提出真实飞机准确的性能指标。

发明内容

为解决现有技术中发动机台架推力和风洞试验气动数据与获得真实飞机的特性存在的差异性和飞机理论数据不足以获得不同重量下真实飞机的耦合机动性能的问题，本发明提出了一种基于试飞数据的标定重量下耦合机动性能的修正方法，基于试飞数据，对飞机和发动机整体考虑，首先选取耦合机动的高度和速度，获取不同滚转角下的耦合机动性能数据，其次根据不同滚转角状态求出升致阻力因子，并结合耦合机动性能的函数关系，得到标定重量的耦合机动性能，然后改变速度，求出相同高度，不同速度下，标定重量的耦合机动性能；改变高度，求出相同速度，不同高度下，标定重量的耦合机动性能；最后获得全包线范围内的耦合机动性能，完成对飞机重量-耦合机动性能的修正。

本发明具体内容如下：

本发明提出一种基于试飞数据的标定重量下耦合机动性能的修正方法，包括以下步骤：

步骤1：选取n个滚轮角，建立n个耦合机动动作，计算出相同高度、相同速度、相同重量的飞机的滚转角、机动率和耦合机动动作的过载；

步骤2：根据计算出的滚转角、机动率和耦合机动动作的过载，建立耦合机动性能的力学模型；

步骤3：在建立的耦合机动性能的力学模型中，计算出不同滚转角下的耦合机动性能数据，得到耦合机动性能的函数关系；

步骤4：根据耦合机动性能的函数关系，利用不同滚转角状态，计算出升致阻力因子；

步骤5：根据飞机的基准重量和标定重量，结合耦合机动性能的函数关系，得到标定重量的耦合机动性能；

步骤6：改变速度，得到相同高度不同速度下标定重量的耦合机动性能；改变高度，得到相同速度不同高度下标定重量的耦合机动性能；

步骤7：将相同高度不同速度下标定重量的耦合机动性能与相同速度不同高度下标定重量的耦合机动性能进行统计和分析计算，得到全包线范围内的标定重量的耦合机动性能，完成对飞机重量-耦合机动性能的修正。

为了更好地实现本发明，进一步地，所述步骤1的具体操作为：在相同高度、相同速度和相同重量的情况下，选取n个不同的滚转角，建立n个耦合机动盘旋爬升动作，获取飞机的滚转角和爬升率V_y为：

其中，△H为该高度值±100m，△T为爬升该高度区间所需的时间；

获取的飞机的耦合盘旋爬升动作的过载n_f为：

其中，△T_i为数据采集时间间隔，△n_fi为数据采集间隔的过载。

为了更好地实现本发明，进一步地，所述步骤2建立耦合机动性能的力学模型的具体操作为：

L cosφ＝G cosθ

T＝D+G sinθ

CD＝CD₀+A·CL²

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，φ为滚转角，θ为上升角，n_f为法向过载，V_y为爬升率。

为了更好地实现本发明，进一步地，步骤3中所述耦合机动性能的函数关系为：

其中，V_y为飞机的爬升率，V为速度，G为飞机的重量，T为发动机推力，ρ为密度，S为参考面积，CD₀为型阻，A为升致阻力因子，n_f为法向过载。

为了更好地实现本发明，进一步地，所述步骤4的具体操作为：结合耦合机动性能的函数关系，设置不同的滚转角得到升致阻力因子A为：

其中，V_y1为滚转角为φ₁时的飞机的爬升率，V_y2为滚转角为φ₂时的飞机的爬升率，V为速度，G为飞机的重量，ρ为密度，S为参考面积，n_f1为滚转角为φ₁时的法向过载，n_f2为滚转角为φ₂时的法向过载。

为了更好地实现本发明，更进一步地，步骤5中所述标定重量的耦合机动性能为：

其中，G_base为基准重量，G_aim为标定重量，Vy_base为基准重量下的飞机的爬升率，n_fbase为基准重量下的飞机盘旋动作的过载，ρ为密度，S为参考面积，V为速度，Vy_aim为标定重量下的飞机的爬升率，n_faim为标定重量下的飞机盘旋动作的过载；

根据建立的耦合机动性能的力学模型与标定重量的耦合机动性能可得：

其中，n_faim为标定重量下的飞机盘旋动作的过载，Vy_aim为标定重量下的飞机的爬升率，V为速度，φ_aim为标定重量下的飞机的滚转角。

本发明具有以下有益效果：

(1)本发明提出的一种基于试飞数据的标定重量下耦合机动性能的修正方法，对飞机和发动机整体即飞/发一体考虑，基于飞机前期的试飞数据，进行不同重量的修正，为准确地预测飞机性能指标提供重要的数据基础；

(2)本发明提出的一种基于试飞数据的标定重量下耦合机动性能的修正方法，不依赖于发动机的台架数据和飞机的风洞试验数据，能更加准确真实的反应目标飞机重量下的耦合机动性能，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为标定重量的耦合机动性能修正流程示意图。

具体实施方式

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，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，应当理解，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例，因此不应被看作是对保护范围的限定。基于本发明中的实施例，本领域普通技术工作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。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；也可以是直接相连，也可以是通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

实施例1：

本实施例提出一种基于试飞数据的标定重量下耦合机动性能的修正方法，如图1所示，包括以下步骤：

步骤1：选取n个滚轮角，建立n个耦合机动动作，计算出相同高度、相同速度、相同重量的飞机的滚转角、机动率和耦合机动动作的过载；

步骤2：根据计算出的滚转角、机动率和耦合机动动作的过载，建立耦合机动性能的力学模型；

步骤3：在建立的耦合机动性能的力学模型中，计算出不同滚转角下的耦合机动性能数据，得到耦合机动性能的函数关系；

步骤4：根据耦合机动性能的函数关系，利用不同滚转角状态，计算出升致阻力因子；

步骤5：根据飞机的基准重量和标定重量，结合耦合机动性能的函数关系，得到标定重量的耦合机动性能；

步骤6：改变速度，得到相同高度不同速度下标定重量的耦合机动性能；改变高度，得到相同速度不同高度下标定重量的耦合机动性能；

步骤7：将相同高度不同速度下标定重量的耦合机动性能与相同速度不同高度下标定重量的耦合机动性能进行统计和分析计算，得到全包线范围内的标定重量的耦合机动性能，完成对飞机重量-耦合机动性能的修正。

工作原理：本实施例针对发动机台架推力和风洞试验气动数据与获得真实飞机的特性存在的差异性和飞机理论数据不足以获得不同重量下真实飞机的耦合机动性能，提出一种基于试飞数据的标定重量下耦合机动性能的修正方法。该方法基于试飞数据，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，能更加准确真实的反应目标飞机重量下的耦合机动性能，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。

本实施例就飞机重量-耦合机动性能进行修正，如图所示1，其流程主要分为：1)选取耦合机动的高度和速度；2)获取不同滚转角下的耦合机动性能数据；3)根据不同滚转角状态求出升致阻力因子；4)结合耦合机动性能的函数关系，得到标定重量的耦合机动性能；6)改变速度，重复2)～5)的步骤，辨识出相同高度，不同速度下，标定重量的耦合机动性能；7)改变高度，重复2)～6)的步骤，辨识出高度-速度全包线范围内，标定重量的耦合机动性能。

实施例2：

本实施例在上述实施例1的基础上，所述步骤1的具体操作为：在相同高度、相同速度和相同重量的情况下，选取n个不同的滚转角，建立n个耦合机动盘旋爬升动作，获取飞机的滚转角和爬升率V_y为：

其中，△H为该高度值±100m，△T为爬升该高度区间所需的时间；

获取的飞机的耦合盘旋爬升动作的过载n_f为：

其中，△T_i为数据采集时间间隔，△n_fi为数据采集间隔的过载。

工作原理：在相同高度，速度和重量的情况下，选取不同的滚转角n个，建立n个耦合机动动作即稳定盘旋爬升，获取飞机的滚转角和爬升率。选定工况即高度、速度、重量和滚转角等，利用耦合盘旋爬升动作的爬升率计算公式计算出耦合盘旋爬升动作的爬升率，利用耦合盘旋爬升动作的过载计算公式计算出该工况下的过载。

本实施例的其他部分与上述实施例1相同，故不再赘述。

实施例3：

本实施例在上述实施例1-2任一项的基础上，所述步骤2建立耦合机动性能的力学模型的具体操作为：

L cosφ＝G cosθ (3)

T＝D+G sinθ (4)

CD＝CD₀+A·CL² (7)

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，φ为滚转角，θ为上升角，n_f为法向过载，V_y为爬升率。

工作原理：根据飞机的升力、飞机的重力、飞机发动机的推力、飞机受到的的阻力、密度、速度、参考面积、升力系数、阻力系数、型阻、升致阻力因子、滚转角、上升角、法向过载、爬升率建立耦合机动性能的力学模型。

本实施例的其他部分与上述实施例1-2任一项相同，故不再赘述。

实施例4：

本实施例在上述实施例1-3任一项的基础上，步骤3中所述耦合机动性能的函数关系为：

其中，V_y为飞机的爬升率，V为速度，G为飞机的重量，T为发动机推力，ρ为密度，S为参考面积，CD₀为型阻，A为升致阻力因子，n_f为法向过载。

工作原理：在特定工况高度-速度点，即H-V下，结合建立的耦合机动性能的力学模型中的式(3)～(9)得到耦合机动性能的函数关系。

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：

本实施例在上述实施例1-4任一项的基础上，所述步骤4的具体操作为：结合耦合机动性能的函数关系，设置不同的滚转角得到升致阻力因子A为：

其中，V_y1为滚转角为φ₁时的飞机的爬升率，V_y2为滚转角为φ₂时的飞机的爬升率，V为速度，G为飞机的重量，ρ为密度，S为参考面积，n_f1为滚转角为φ₁时的法向过载，n_f2为滚转角为φ₂时的法向过载。

工作原理：对于不同滚转角，如滚转角1和滚转角2，分别得到：

通过上述方程组，可求解，得到：

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

如表1所示：

表1平均升致阻力因子计算

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：

本实施例在上述实施例1-5任一项的基础上，步骤5中所述标定重量的耦合机动性能为：

其中，G_base为基准重量，G_aim为标定重量，Vy_base为基准重量下的飞机的爬升率，n_fbase为基准重量下的飞机盘旋动作的过载，ρ为密度，S为参考面积，V为速度，Vy_aim为标定重量下的飞机的爬升率，n_faim为标定重量下的飞机盘旋动作的过载；

根据建立的耦合机动性能的力学模型与标定重量的耦合机动性能可得：

其中，n_faim为标定重量下的飞机盘旋动作的过载，Vy_aim为标定重量下的飞机的爬升率，V为速度，φ_aim为标定重量下的飞机的滚转角。

工作原理：联立式(11)和式(12)，可得：

选取重量G_base为基准重量，G_aim为标定重量，分别代入式(13)，可得：

其中，未知数为n_faim和V_yaim，依据式(3)、(8)、(9)，可得：

联立(15)和(16)可得，标定重量的耦合机动性能如表2所示。

表2标定重量的耦合机动性能

为了得到辨识出相同高度，不同速度下标定重量的耦合机动性能。可在不同速度的情况下，按照上述实施例2、3、4、5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标定重量的耦合机动性能，如表3所示。

表3相同高度，不同速度下的标定重量的耦合机动性能

为了得到辨识出全包线范围即不同高度，不同速度内的标定重量的耦合机动性能。在不同高度下，按照上述获得相同高度，不同速度下的标定重量的耦合机动性能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标定重量的耦合机动性能，见表4。

表4高度-速度全包线的标定重量的耦合机动性能

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。

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 (6)

1.一种基于试飞数据的标定重量下耦合机动性能的修正方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1：选取n个滚转角，建立n个耦合机动动作，计算出飞机的机动率和耦合机动动作的过载；

步骤2：根据计算出的机动率和耦合机动动作的过载，建立耦合机动性能的力学模型；

步骤3：在建立的耦合机动性能的力学模型中，计算出不同滚转角下的耦合机动性能数据，得到耦合机动性能的函数关系；

步骤4：根据耦合机动性能的函数关系，利用不同滚转角状态，计算出平均升致阻力因子；

步骤5：根据飞机的基准重量和标定重量，结合耦合机动性能的函数关系，得到标定重量的耦合机动性能；

步骤6：将不同高度不同速度的标定重量的耦合机动性能进行统计和分析计算，得到全包线范围内的标定重量的耦合机动性能，完成对飞机重量-耦合机动性能的修正。

2.如权利要求1所述的一种基于试飞数据的标定重量下耦合机动性能的修正方法，其特征在于，所述步骤1的具体操作为：在相同高度、相同速度和相同重量的情况下，选取n个不同的滚转角，建立n个耦合机动盘旋爬升动作，获取飞机的滚转角和爬升率V_y，具体计算操作为：

其中，△H为当前高度值±100m，△T为爬升当前高度区间所需的时间；

获取飞机的耦合盘旋爬升动作的过载n_f，具体计算操作为：

其中，△T_i为数据采集时间间隔，△n_fi为数据采集间隔的过载。

3.如权利要求2所述的一种基于试飞数据的标定重量下耦合机动性能的修正方法，其特征在于，所述步骤2建立耦合机动性能的力学模型的具体操作为：

L cosφ＝G cosθ

T＝D+G sinθ

CD＝CD₀+A·CL²

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，φ为滚转角，θ为上升角，n_f为法向过载，V_y为爬升率。

4.如权利要求3所述的一种基于试飞数据的标定重量下耦合机动性能的修正方法，其特征在于，步骤3中所述耦合机动性能的函数关系为：

其中，V_y为飞机的爬升率，V为速度，G为飞机的重量，T为发动机推力，ρ为密度，S为参考面积，CD₀为型阻，A为升致阻力因子，n_f为法向过载。

5.如权利要求4所述的一种基于试飞数据的标定重量下耦合机动性能的修正方法，其特征在于，所述步骤4的具体操作为：结合耦合机动性能的函数关系，设置不同的滚转角得到升致阻力因子A，具体计算操作为：

其中，V_y1为滚转角为φ₁时的飞机的爬升率，V_y2为滚转角为φ₂时的飞机的爬升率，V为速度，G为飞机的重量，ρ为密度，S为参考面积，n_f1为滚转角为φ₁时的法向过载，n_f2为滚转角为φ₂时的法向过载。

6.如权利要求5所述的一种基于试飞数据的标定重量下耦合机动性能的修正方法，其特征在于，步骤5中所述计算标定重量的耦合机动性能的具体计算操作为：

其中，G_base为基准重量，G_aim为标定重量，Vy_base为基准重量下的飞机的爬升率，n_fbase为基准重量下的飞机盘旋动作的过载，ρ为密度，S为参考面积，V为速度，Vy_aim为标定重量下的飞机的爬升率，n_faim为标定重量下的飞机盘旋动作的过载；

根据建立的耦合机动性能的力学模型与标定重量的耦合机动性能得到：

其中，n_faim为标定重量下的飞机盘旋动作的过载，Vy_aim为标定重量下的飞机的爬升率，V为速度，φ_aim为标定重量下的飞机的滚转角。

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