CN114676501B - 一种基于试飞数据的飞机稳定盘旋性能极限修正方法 - Google Patents

一种基于试飞数据的飞机稳定盘旋性能极限修正方法 Download PDF

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Abstract

本发明提出一种基于试飞数据的飞机稳定盘旋性能极限修正方法，基于平飞加速特性，首先选取一定的高度、一定的飞机重量以及飞机的飞行状态，其次统计出发动机最大允许状态下，飞机的加速特性，并根据飞机的加速特性修正出不同速度下标定重量下的飞机的盘旋性能极限，改变飞机的重量，辨识出相同高度，不同重量下，目标状态的盘旋性能极限，改变高度，辨识出高度‑速度‑重量多要素包线范围内，目标状态的盘旋性能极限，完成对飞机稳定盘旋性能极限的修正。本发明通过实际试飞数据推算修正获取飞机的稳定盘旋性能极限，数据的准确性高，极大的降低了试飞的风险，对飞机后续盘旋机动极限性能的获取以及其它结合飞行试验科目的安全完成有积极的意义和深远的影响。

Description

一种基于试飞数据的飞机稳定盘旋性能极限修正方法
技术领域
本发明涉及航空技术领域，具体涉及一种基于试飞数据的飞机稳定盘旋性能极限修正方法。
背景技术
飞机试飞过程中，需进行机动动作试飞，包括稳定盘旋，水平S弯，半滚倒转等动作试飞，良好机动性能对于飞机的作战效能也有很重要的影响，直接关系到平台性能和载荷功能的扩展应用。然而，在试飞过程中，由于飞机的机动性能还未全部获取，机动能力的极限还处于试飞阶段，特别是，稳定盘旋过载作为机动性能最重要的评价指标，也还处于试飞阶段，需要进行逐次探边摸底的试飞才可以完成试飞；由于稳定盘旋作为飞机基本的飞行性能，在前期未完成多次试飞的情况下，也需进行常规的机动动作。特别的，在试飞过程中，轰运类飞机由于高空推力不足，在飞机总重稍大时，并不能维持必要的稳定盘旋机动，若进行机动，势必会造成掉高掉速，产生偏离飞行包线的限制的危险，影响飞行安全，甚至造成发动机停车等重大的飞行事故。因此，稳定盘旋试飞预测方法关系到每个架次的试飞安全，以及后续的试飞计划和试飞进度。
目前，许多专家学者提出了获得飞机极限盘旋性能的方法。例如，秦硕等提出了飞机极限盘旋性能的获取方法，该方法通过飞机的平衡极曲线数据和发动机的推力数据获取飞机的极限盘旋性能。但是，该方法存在不足：平衡极曲线和发动机装机推力数据的不确定性，势必会造成稳定盘旋性能的计算误差，若使用计算边界的数据，则有很大可能造成飞行事故。
发明内容
为解决现有技术中飞机的平衡极曲线和发动机装机推力数据不确定造成稳定盘旋性能的计算误差和使用计算边界的数据有很大可能造成飞行事故的问题，本发明提出一种基于试飞数据的飞机稳定盘旋性能极限修正方法，基于平飞加速特性，首先选取一定的高度、一定的飞机重量以及飞机的飞行状态，其次统计出发动机最大允许状态下，飞机的加速特性，并根据飞机的加速特性修正出不同速度标定重量下的飞机的盘旋性能极限，改变飞机的重量，辨识出相同高度，不同重量下，目标状态的盘旋性能极限，改变高度，辨识出高度-速度-重量多要素包线范围内，目标状态的盘旋性能极限，完成对飞机稳定盘旋性能极限的修正。
本发明具体内容如下：
一种基于试飞数据的飞机稳定盘旋性能极限修正方法，包括以下步骤：
步骤1：选取高度、速度和重量，根据选取的高度、速度和重量分别进行水平加速试飞和水平匀速稳定试飞，获得试飞数据；
步骤2：根据获取的试飞数据建立水平匀速稳定试飞力学模型、水平加速试飞力学模型、稳定盘旋试飞力学模型；
步骤3：根据建立的水平匀速试飞力学模型和水平加速试飞力学模型，选取速度V为基准速度，计算出飞机平飞的加速度和发动机推力；
步骤4：根据计算出的飞机平飞的加速度和发动机推力，并结合建立的稳定盘旋试飞力学模型得到平飞加速-稳定盘旋性能函数关系；
步骤5：根据平飞加速-稳定盘旋性能函数关系，计算出飞机的最大稳定盘旋坡度；
步骤6：根据计算出的飞机的最大稳定盘旋坡度，计算出飞机的最大稳定盘旋半径；
步骤7：根据计算出的飞机的最大稳定盘旋坡度和飞机的最大稳定盘旋半径，改变速度，修正出不同速度、相同重量、相同高度下飞机的稳定盘旋性能极限；根据计算出的飞机的最大稳定盘旋坡度和飞机的最大稳定盘旋半径，改变高度，修正出不同高度、相同重量、相同速度下飞机的稳定盘旋性能极限；根据计算出的飞机的最大稳定盘旋坡度和飞机的最大稳定盘旋半径，改变重量，修正出不同重量、相同速度、相同高度下飞机的稳定盘旋性能极限；
步骤8：对飞机的稳定盘旋性能极限进行统计与分析，得到高度-速度-重量全包线范围内的飞机的稳定盘旋性能极限，完成对飞机的稳定盘旋性能极限的修正。
为了更好地实现本发明，进一步地，所述步骤2中建立的水平匀速稳定试飞力学模型为：
L＝G
T-D＝0
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；
建立的水平加速力学模型为：
L＝G
T-D＝ma
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，m为飞机的质量，a为飞机平飞的加/减速度，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；
建立的稳定盘旋力学模型为：
L cosφ＝G
T＝D
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，m为飞机的质量，a为飞机平飞的加/减速度，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。
为了更好地实现本发明，进一步地，步骤3中所述计算出飞机平飞的加速度的具体操作为：选取速度为V的飞行状态点作为基准状态，在该基准速度下，根据加速度方程计算出飞机平飞的加速度，加速度方程为：
其中，△V为该速度下的速度区间，△T为该速度区间的时间，a为飞机平飞的加速度；
步骤3中所述计算发动机推力的具体操作为：获取飞机水平匀速稳定和水平加速试飞时的发动机转速，计算出飞机水平匀速稳定和水平加速试飞时的发动机转速差△N为：
N1：T1＝D
N2：T2＝D+ma
T2-T1＝ma
△N＝N2-N1
其中，N1为水平稳定试飞发动机转速，N2为水平加速试飞发动机转速，T1为发动机转速N1对应的推力，T2为发动机转速N2对应的推力，D为飞机的阻力，m为飞机的质量，a为飞机平飞的加速度；
选取T1作为推力基本量，则发动机的推力为TN为：
其中，N1为水平稳定试飞发动机转速，N2为水平加速试飞发动机转速，T1为发动机转速N1对应的推力，m为飞机的质量，a为飞机平飞的加速度，N为发动机目标转速，TN为发动机目标转速N对应的推力。
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：获取飞机在滚转角0°和最大滚转角下进行稳定盘旋试飞的发动机推力，滚转角为0°时的发动机推力Tφ0为：
其中，φ0为0°滚转角，ρ为密度，V为速度，S为参考面积，CD0为型阻，A为升致阻力因子，G为飞机的重力；
滚转角为φmax时的发动机推力Tφmax为：
其中，φmax为最大滚转角，ρ为密度，V为速度，S为参考面积，CD0为型阻，A为升致阻力因子，G为飞机的重力；
其中，Tφ0为滚转角为0°时的发动机推力，Tφmax为滚转角为φmax时的发动机推力，ρ为密度，V为速度，S为参考面积，A为升致阻力因子，G为飞机的重力；
飞机在滚转角0°和最大滚转角φmax下进行稳定盘旋试飞时满足：
Tφ0＝T1
Tφmax＝TN
根据建立的稳定盘旋试飞力学模型得到平飞加速-稳定盘旋性能函数关系为：
其中，ρ为密度，V为速度，S为参考面积，A为升致阻力因子，G为飞机的重力，Φ为滚转角，m为飞机的质量，a为飞机平飞的加速度，N1为水平稳定试飞发动机转速，N2为水平加速试飞发动机转速，N为发动机目标转速。
为了更好地实现本发明，进一步地，步骤5中所述飞机的最大稳定盘旋坡度为：
其中，ρ为密度，V为速度，S为参考面积，A为升致阻力因子，G为飞机的重力，m为飞机的质量，a为飞机平飞的加速度，N1为水平稳定试飞发动机转速，N2为水平加速试飞发动机转速，N为发动机目标转速。
为了更好地实现本发明，进一步地，步骤6中所述飞机的最大稳定盘旋半径R为：
其中，ρ为密度，V为速度，S为参考面积，A为升致阻力因子，G为飞机的重力，m为飞机的质量，a为飞机平飞的加速度，N1为水平稳定试飞发动机转速，N2为水平加速试飞发动机转速，N为发动机目标转速。
为了更好地实现本发明，更进一步地，步骤1中所述水平加速试飞的速度范围覆盖水平匀速稳定试飞的速度范围。
本发明具有以下有益效果：
本发明提出的一种基于试飞数据的飞机稳定盘旋性能极限修正方法，基于平飞加速特性，在平飞阶段进行水平加速试飞，飞行状态稳定，试飞风险较小，同时，通过实际试飞数据推算修正获取飞机的稳定盘旋性能极限，数据的准确性高，极大的降低了试飞的风险；对飞机后续盘旋机动极限性能的获取以及其它结合飞行试验科目的安全完成有积极的意义和深远的影响。
附图说明
图1为本发明提出的基于平飞加速试飞的稳盘坡度/半径修正方法流程示意图。
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飞机稳定盘旋性能极限修正方法，如图1所示，包括以下步骤：
步骤1：选取高度、速度和重量，根据选取的高度、速度和重量分别进行水平加速试飞和水平匀速稳定试飞，获得试飞数据；
步骤2：根据获取的试飞数据建立水平匀速稳定试飞力学模型、水平加速试飞力学模型、稳定盘旋试飞力学模型；
步骤3：根据建立的水平匀速试飞力学模型和水平加速试飞力学模型，选取速度V为基准速度，计算出飞机平飞的加速度和发动机推力；
步骤4：根据计算出的飞机平飞的加速度和发动机推力，并结合建立的稳定盘旋试飞力学模型得到平飞加速-稳定盘旋性能函数关系；
步骤5：根据平飞加速-稳定盘旋性能函数关系，计算出飞机的最大稳定盘旋坡度；
步骤6：根据计算出的飞机的最大稳定盘旋坡度，计算出飞机的最大稳定盘旋半径；
步骤7：根据计算出的飞机的最大稳定盘旋坡度和飞机的最大稳定盘旋半径，改变速度，修正出不同速度、相同重量、相同高度下飞机的稳定盘旋性能极限；根据计算出的飞机的最大稳定盘旋坡度和飞机的最大稳定盘旋半径，改变高度，修正出不同高度、相同重量、相同速度下飞机的稳定盘旋性能极限；根据计算出的飞机的最大稳定盘旋坡度和飞机的最大稳定盘旋半径，改变重量，修正出不同重量、相同速度、相同高度下飞机的稳定盘旋性能极限；
步骤8：对飞机的稳定盘旋性能极限进行统计与分析，得到高度-速度-重量全包线范围内的飞机的稳定盘旋性能极限，完成对飞机的稳定盘旋性能极限的修正。
工作原理：本实施例提出的一种基于试飞数据的飞机稳定盘旋性能极限修正方法，假定在相同高度-速度状态点，发动机转速和发动机推力成正比线性关系。在相同高度、速度和重量的情况下，分别进行水平加速试飞和水平匀速稳定试飞；本实施例基于平飞加速特性，1)选取高度和重量以及飞行状态；2)统计计算出发动机最大允许状态下，飞机的加速特性；3)根据飞机的加速特性修正出不同速度下该当量重量下的飞机的盘旋性能极限；4)改变重量，重复2)～3)的步骤，辨识出相同高度，不同重量下，目标状态的盘旋性能极限；5)改变高度，重复2)～5)的步骤，辨识出高度-速度-重量多要素包线范围内，目标状态的盘旋性能极限，完成对飞机稳定盘旋性能极限的修正。
实施例2：
本实施例在上述实施例1的基础上，进一步地，获取飞机在相同高度、速度和重量的情况下，进行水平加速试飞和水平匀速稳定试飞的试飞数据中飞机的升力L，飞机的重力G，发动机的推力T，飞机的阻力D，飞机的质量m，飞机平飞的加/减速度a，密度ρ，速度V，参考面积S，升致阻力因子A，滚转角Φ；根据获取的试飞数据以及升力系数CL，阻力系数CD，型阻CD0，建立水平匀速稳定试飞力学模型、水平加速试飞力学模型、稳定盘旋试飞力学模型。
工作原理：所述步骤2中建立的水平匀速稳定试飞力学模型的方程组如下：
L＝G (1)
T-D＝0 (2)
CD＝CD0+A·CL2 (5)
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；
建立的水平加速力学模型的方程组如下：
L＝G (6)
T-D＝ma (7)
CD＝CD0+A·CL2 (10)
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，m为飞机的质量，a为飞机平飞的加/减速度，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；
建立的稳定盘旋力学模型方程组如下：
Lcosφ＝G (11)
T＝D (12)
CD＝CD0+A·CL2 (15)
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，m为飞机的质量，a为飞机平飞的加/减速度，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。
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，进一步地，选取速度为V的飞行状态点作为基准状态，在该基准速度下，进行飞机平飞的加速度、发动机的推力TN的计算。
工作原理：飞机平飞的加速度为飞机在某转速下的发动机推力与飞机阻力的差量而产生的，选取速度为V的飞行状态点作为基准状态，在该基准速度下，根据该速度下的速度区间，以及该速度区间的时间，结合加速度方程计算出飞机平飞的加速度，加速度方程为：
其中，△V为该速度下的速度区间，△T为该速度区间的时间，a为飞机平飞的加速度；
通过试飞数据，分别获取上述水平匀速稳定和水平加速试飞时的发动机转速，N1为水平匀速稳定试飞情况下发动机的转速，N2为水平加速试飞情况下发动机的转速，根据获取的转速N1和N2结合建立的水平匀速试飞力学模型和水平加速试飞力学模型，计算转速为N1和N2时的发动机推力，并计算出飞机水平匀速稳定和水平加速试飞时的发动机转速差△N为：
N1：T1＝D (17)
N2：T2＝D+ma (18)
T2-T1＝ma (19)
△N＝N2-N1 (20)
其中，N1为水平稳定试飞发动机转速，N2为水平加速试飞发动机转速，T1为发动机转速N1对应的推力，T2为发动机转速N2对应的推力，D为飞机的阻力，m为飞机的质量，a为飞机平飞的加速度；
根据假定条件发动机转速与发动机推力成正比线性关系，给定转速N，N1≤N≤N2，同时，选取T1作为推力基本量，计算出目标转速N的发动机的推力为TN为：
将式(19)代入，可得
其中，N1为水平稳定试飞发动机转速，N2为水平加速试飞发动机转速，T1为发动机转速N1对应的推力，m为飞机的质量，a为飞机平飞的加速度，N为发动机目标转速，TN为发动机目标转速N对应的推力。
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，在滚转角0°和转速N对应的最大滚转角φmax的状态进行稳定盘旋试飞。
工作原理：滚转角0°
滚转角φmax
综上，式(24)-式(23)，可得：
飞机在上述两种状态进行稳定盘旋，满足以下方程：
Tφ0＝T1 (26)
Tφmax＝TN (27)
联立方程组(17)、(22)、(25)、(26)和(27)，得：
其中，ρ为密度，V为速度，S为参考面积，A为升致阻力因子，G为飞机的重力，Φ为滚转角，m为飞机的质量，a为飞机平飞的加速度，N1为水平稳定试飞发动机转速，N2为水平加速试飞发动机转速，N为发动机目标转速。
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，根据得出的平飞加速-稳定盘旋性能函数关系。
工作原理：由式(28)可知，飞机的最大稳定盘旋坡度为：
其中，ρ为密度，V为速度，S为参考面积，A为升致阻力因子，G为飞机的重力，m为飞机的质量，a为飞机平飞的加速度，N1为水平稳定试飞发动机转速，N2为水平加速试飞发动机转速，N为发动机目标转速。
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，根据计算出的飞机的最大稳定盘旋坡度，计算出飞机的最大稳定盘旋半径。
工作原理：根据以下方程组：
F＝Gtanφ (31)
G＝mg (32)
可得，飞机的最大稳定盘旋半径为：
将方程(29)带入方程(33)，可知：
其中，ρ为密度，V为速度，S为参考面积，A为升致阻力因子，G为飞机的重力，m为飞机的质量，a为飞机平飞的加速度，N1为水平稳定试飞发动机转速，N2为水平加速试飞发动机转速，N为发动机目标转速。
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。
实施例7：
本实施例在上述实施例1-6任一项的基础上，根据计算出的飞机的最大稳定盘旋坡度和飞机的最大稳定盘旋半径，改变速度，修正出不同速度、相同重量、相同高度下飞机的稳定盘旋性能极限。
工作原理：为了得到辨识出相同高度，不同速度下给定转速稳定盘旋坡度/半径极限。在不同速度的情况下，按照实施例2、实施例3、实施例4、实施例5、实施例6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给定转速稳定盘旋坡度/半径极限，如下表1所示。
表1相同高度，不同速度下给定转速稳定盘旋坡度/半径极限
高度 速度 重量 加速度 转速 目标重量 稳盘滚转角 稳盘半径
H V1 G a N Gaim φ R
… … … … … … … …
H V2 G’ a’ N’ Gaim’ φ’ R’
… … … … … … … …
本实施例的其他部分与上述实施例1-6任一项相同，故不再赘述。
实施例8：
本实施例在上述实施例1-7任一项的基础上，根据计算出的飞机的最大稳定盘旋坡度和飞机的最大稳定盘旋半径，改变高度，修正出不同高度、相同重量、相同速度下飞机的稳定盘旋性能极限。
工作原理：为了得到辨识出全包线范围，即不同高度，不同速度内的平飞加速度-稳定盘旋坡度关系。在不同高度下，按照实施例7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平飞加速度-稳定盘旋坡度关系函数，如下表2所示。
表2高度-速度全包线给定转速稳定盘旋坡度/半径极限
高度 速度 重量 加速度 转速 目标重量 稳盘滚转角 稳盘半径
H1 V1 G a N Gaim φ R
… … … … … … … …
H1 V2 G’ a’ N’ Gaim’ φ’ R’
… … … … … … … …
H2 V1 G a N Gaim φ R
… … … … … … … …
H2 V2 G’ a’ N’ Gaim’ φ’ R’
本实施例的其他部分与上述实施例1-7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 (7)

1.一种基于试飞数据的飞机稳定盘旋性能极限修正方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1：选取高度、速度和重量，根据选取的高度、速度和重量分别进行水平加速试飞和水平匀速稳定试飞，获得试飞数据；
步骤2：根据获取的试飞数据建立水平匀速稳定试飞力学模型、水平加速试飞力学模型、稳定盘旋试飞力学模型；
步骤3：根据建立的水平匀速试飞力学模型和水平加速试飞力学模型，选取速度V为基准速度，计算出飞机平飞的加速度和发动机推力；
步骤4：根据计算出的飞机平飞的加速度和发动机推力，并结合建立的稳定盘旋试飞力学模型得到平飞加速-稳定盘旋性能函数关系；
步骤5：根据平飞加速-稳定盘旋性能函数关系，计算出飞机的最大稳定盘旋坡度；
步骤6：根据计算出的飞机的最大稳定盘旋坡度，计算出飞机的最大稳定盘旋半径；
步骤7：根据计算出的飞机的最大稳定盘旋坡度和飞机的最大稳定盘旋半径，将不同高度、不同速度的标定重量的稳定盘旋性能极限进行统计和分析计算，得到全包线范围内的标定重量的稳定盘旋性能极限，完成对飞机的稳定盘旋性能极限的修正。
2.如权利要求1所述的一种基于试飞数据的飞机稳定盘旋性能极限修正方法，其特征在于，所述步骤2中建立的水平匀速稳定试飞力学模型为：
L＝G
T-D＝0
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；
建立的水平加速力学模型为：
L＝G
T-D＝ma
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，m为飞机的质量，a为飞机平飞的加/减速度，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；
建立的稳定盘旋力学模型为：
L cosφ＝G
T＝D
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，m为飞机的质量，a为飞机平飞的加/减速度，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。
3.如权利要求2所述的一种基于试飞数据的飞机稳定盘旋性能极限修正方法，其特征在于，步骤3中所述计算出飞机平飞的加速度的具体操作为：选取速度为V的飞行状态点作为基准状态，在该基准速度下，根据加速度方程计算出飞机平飞的加速度，加速度方程为：
其中，△V为该速度下的速度区间，△T为该速度区间的时间，a为飞机平飞的加速度；步骤3中所述计算发动机推力的具体操作为：获取飞机水平匀速稳定和水平加速试飞时的发动机转速，计算出飞机水平匀速稳定和水平加速试飞时的发动机转速差△N，具体计算操作为：
N1：T1＝D
N2：T2＝D+ma
T2-T1＝ma
△N＝N2-N1
其中，N1为水平稳定试飞发动机转速，N2为水平加速试飞发动机转速，T1为发动机转速N1对应的推力，T2为发动机转速N2对应的推力，D为飞机的阻力，m为飞机的质量，a为飞机平飞的加速度；
选取T1作为推力基本量，发动机的推力为TN的具体计算操作为：
其中，N1为水平稳定试飞发动机转速，N2为水平加速试飞发动机转速，T1为发动机转速N1对应的推力，m为飞机的质量，a为飞机平飞的加速度，N为发动机目标转速，TN为发动机目标转速N对应的推力。
4.如权利要求3所述的一种基于试飞数据的飞机稳定盘旋性能极限修正方法，其特征在于，所述步骤4的具体操作为：获取飞机在滚转角0°和最大滚转角下进行稳定盘旋试飞的发动机推力，滚转角为0°时的发动机推力Tφ0的具体计算操作为：
其中，φ0为0°滚转角，ρ为密度，V为速度，S为参考面积，CD0为型阻，A为升致阻力因子，G为飞机的重力；
滚转角为φmax时的发动机推力Tφmax的具体计算操作为：
其中，φmax为最大滚转角，ρ为密度，V为速度，S为参考面积，CD0为型阻，A为升致阻力因子，G为飞机的重力；
滚转角为φmax时的发动机推力Tφmax与滚转角为0°时的发动机推力Tφ0的差值具体计算操作为：
其中，Tφ0为滚转角为0°时的发动机推力，Tφmax为滚转角为φmax时的发动机推力，ρ为密度，V为速度，S为参考面积，A为升致阻力因子，G为飞机的重力；
飞机在滚转角0°和最大滚转角φmax下进行稳定盘旋试飞时满足：
Tφ0＝T1
Tφmax＝TN
根据建立的稳定盘旋试飞力学模型得到平飞加速-稳定盘旋性能函数关系为：
其中，ρ为密度，V为速度，S为参考面积，A为升致阻力因子，G为飞机的重力，Φ为滚转角，m为飞机的质量，a为飞机平飞的加速度，N1为水平稳定试飞发动机转速，N2为水平加速试飞发动机转速，N为发动机目标转速。
5.如权利要求4所述的一种基于试飞数据的飞机稳定盘旋性能极限修正方法，其特征在于，步骤5中所述飞机的最大稳定盘旋坡度的具体计算操作为：
其中，ρ为密度，V为速度，S为参考面积，A为升致阻力因子，G为飞机的重力，m为飞机的质量，a为飞机平飞的加速度，N1为水平稳定试飞发动机转速，N2为水平加速试飞发动机转速，N为发动机目标转速。
6.如权利要求5所述的一种基于试飞数据的飞机稳定盘旋性能极限修正方法，其特征在于，步骤6中所述飞机的最大稳定盘旋半径R的具体计算操作为：
其中，ρ为密度，V为速度，S为参考面积，A为升致阻力因子，G为飞机的重力，m为飞机的质量，a为飞机平飞的加速度，N1为水平稳定试飞发动机转速，N2为水平加速试飞发动机转速，N为发动机目标转速。
7.如权利要求1或2或3或4或5或6所述的一种基于试飞数据的飞机稳定盘旋性能极限修正方法，其特征在于，步骤1中所述水平加速试飞的速度范围覆盖水平匀速稳定试飞的速度范围。
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