CN114896680B - 一种基于爬升试飞数据的稳定盘旋过载修正方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提出了一种基于爬升试飞数据的稳定盘旋过载修正方法，该方法基于爬升试飞，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。因此，该方法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
技术领域
本发明属于航空航天飞行数据处理技术领域，具体地说，涉及一种基于爬升试飞数据的稳定盘旋过载修正方法。
背景技术
飞机试飞过程中，需进行机体载荷强度试飞，包括稳定盘旋，纵向对称机动等动作试飞，机体载荷强度对于飞机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。由于飞机的机体载荷强度数据还未全部获取，机体载荷极限还处于试飞阶段，一般情况下，先采用稳定盘旋机动的方式对机体的过载进行摸底试飞，再利用纵向对称机动达到飞机的最大机动过载，实现机体载荷强度试飞。因此，机体载荷强度试飞是建立在平台稳定盘旋试飞的基础之上的。然而，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，稳定盘旋过载的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稳定盘旋过载的方法。例如，秦硕[1]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，若使用该数据进行边界试飞，则有很大可能造成飞行事故。
发明内容
本发明针对现有技术的上述缺陷，提出了一种基于爬升试飞数据的稳定盘旋过载修正方法，该方法基于爬升试飞，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。因此，该方法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。
本发明具体实现内容如下：
本发明提出了一种基于爬升试飞数据的稳定盘旋过载修正方法，具体包括以下步骤：
步骤1：进行试飞，并获取试飞数据；
步骤2：构建稳定爬升的力学模型和稳定盘旋力学模型；
步骤3：计算分析爬升率和爬升率-推力关系，并对给定转速稳定盘旋极限过载进行修正；
步骤4：进行全包线稳定盘旋性能极限的分析。
为了更好地实现本发明，进一步地，所述步骤1具体操作为：
在同高度区间和同速度且不同重量的情况下，分别给定不同的发动机转速N1和转速N2，进行等速稳定爬升试飞，并记录试飞数据；其中，N1<N2。
为了更好地实现本发明，进一步地，所述步骤2中，对于稳定爬升的力学模型的构建，具体方法为：
构建稳定爬升的力学模型，具体的方程组如下：
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，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，为航迹角，Vy为爬升率。
为了更好地实现本发明，进一步地，所述步骤2中，稳定盘旋力学模型的构建的具体操作为：
构建稳定盘旋力学模型，具体的方程组如下：
Lcosφ＝G (7)
T＝D (8)
CD＝CD0+A·CL2 (11)
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，所述步骤3具体包括以下步骤：
步骤3.1：计算爬升率；
步骤3.2：计算爬升率-推力关系；
步骤3.3：给定转速稳定盘旋极限过载的修正方法，具体为：
步骤3.3.1：计算爬升率-盘旋过载关系；
步骤3.3.2：给定转速最大稳定盘旋过载；
步骤3.3.3：进行目标重量的修正。
为了更好地实现本发明，进一步地，所述步骤3.1的具体操作为：
爬升率的计算公式如下：
其中，△H为该高度值±100m，△T为爬升该高度区间所需的时间，Vy为该高度下的爬升率；
通过数据分析，得到试飞工况的爬升率。
为了更好地实现本发明，进一步地，所述步骤3.2的具体操作为：
依据式(1)和式(6)，可知推力与爬升率关系为：
其中，G为飞机的重力，T为发动机的推力，D为飞机的阻力，V为速度，Vy为爬升率；
对比获得的试飞工况的爬升率，在转速分别为N1和N2时，分析飞机爬升率和发动机推力的结果，得推力-爬升率的关系为：
式(16)-式(15)，可得：
由式(15)，得稳定平飞的推力和阻力为：
由于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，则转速N的推力为：
将式(16)带入式(19)，得：
其中，N1和N2分别为试飞中给定的发动机转速，Vy1和Vy2分别为N1和N2对应的爬升率，T1为发动机转速N1对应的推力，G为飞机的重力，V为速度，D为飞机的阻力，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3.3.1的具体操作为：
飞机分别在ny＝1和ny＝nymax的状态进行稳定盘旋，其中，nymax为该转速N对应的最大过载，则满足关系式：
ny＝1
由式(7)～(12)，可得：
ny＝nymax
由式(7)～(12)，可得：
式(22)-式(21)，可得：
飞机在上述两种状态进行稳定盘旋，满足以下方程：
Tny＝1＝D (24)
Tny＝nymax＝TN (25)
联立方程组(18)、(20)、(23)、(24)和(25)，得
其中，
为了更好地实现本发明，进一步地，所述步骤3.3.2的具体操作为：
由式(26)得到飞机给定转速N的最大稳定盘旋过载为：
其中，
为了更好地实现本发明，进一步地，所述步骤3.3.3的具体操作为：
设飞机基准重量为G，目标重量为Gaim，目标重量在不同的滚转角下稳定盘旋试飞的状态，满足关系式：
将式(27)代入(28)，得
其中，ny为基准重量下的过载，nyaim为目标重量下的过载。
本发明与现有技术相比具有以下优点及有益效果：
本发明的方法基于爬升试飞，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。因此，该方法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为基于爬升试飞的稳定盘旋过载极限的修正流程示意图。
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：
本实施例提出了提出了一种基于爬升试飞数据的稳定盘旋过载修正方法，具体包括以下步骤：
步骤1：进行试飞，并获取试飞数据；
步骤2：构建稳定爬升的力学模型和稳定盘旋力学模型；
步骤3：计算分析爬升率和爬升率-推力关系，并对给定转速稳定盘旋极限过载进行修正；
步骤4：进行全包线稳定盘旋性能极限的分析。
实施例2：
本实施例在上述实施例1的基础上，基于爬升试飞数据进行稳定盘旋性能极限的修正，具体方法见图1，其流程主要分为：1)选取高度和重量以及飞行状态；2)统计计算出发动机不同转速状态下，飞机的爬升性能；3)根据飞机的爬升性能修正出目标重量下的飞机的盘旋性能极限；4)改变速度，重复2)～3)的步骤，辨识出相同高度，不同速度，目标重量下的盘旋性能极限；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。
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。
1.试飞方法
在相同高度区间和速度，不同重量的情况下，分别给定不同的发动机转速(N1和N2，其中，N1<N2)，进行等速稳定爬升试飞。
2力学模型
2.1稳定爬升的力学模型
稳定爬升的力学模型，具体的方程组如下：
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，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，为航迹角，Vy为爬升率。
2.2稳定盘旋力学模型
稳定盘旋的力学模型，具体的方程组如下：
Lcosφ＝G (7)
T＝D (8)
CD＝CD0+A·CL2 (11)
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试飞数据分析
3.1爬升率
爬升率的计算公式如下：
其中，△H为该高度值±100m，△T为爬升该高度区间所需的时间，Vy为该高度下的爬升率。
通过分析，得到上述试飞工况的爬升率见表1。
表1爬升率
| 高度 | 速度 | 转速 | 重量 | 爬升率 |
| H | V | N1 | G | Vy1 |
| H | V | N2 | G | Vy2 |
3.2爬升率-推力关系
依据式(1)和式(6)，可知推力与爬升率关系为：
其中，G为飞机的重力，T为发动机的推力，D为飞机的阻力，V为速度，Vy为爬升率。
对比表1，转速分别为N1和N2时，飞机爬升率和发动机推力的结果，可得推力-爬升率的关系为：
式(16)-式(15)，可得：
由式(15)，可得稳定平飞的推力和阻力为：
由于发动机转速与发动机推力成正比线性关系(假定条件)，给定转速N(N1≤N≤N2),同时，选取T1作为推力基本量，则转速N的推力为：
将式(16)带入式(19)，得：
其中，N1和N2分别为试飞中给定的发动机转速，Vy1和Vy2分别为N1和N2对应的爬升率，T1为发动机转速N1对应的推力，G为飞机的重力，V为速度，D为飞机的阻力，N为发动机目标转速，TN为发动机目标转速N对应的推力。
3.3给定转速稳定盘旋极限过载的修正方法
3.3.1爬升率-盘旋过载关系
飞机分别在ny＝1和ny＝nymax(其中，nymax为该转速N对应的最大过载)的状态进行稳定盘旋，则满足关系式：
ny＝1
由式(7)～(12)，可得：
ny＝nymax
由式(7)～(12)，可得：
式(22)-式(21)，可得：
飞机在上述两种状态进行稳定盘旋，满足以下方程：
Tny＝1＝D (24)
Tny＝ny max＝TN (25)
联立方程组(18)、(20)、(23)、(24)和(25)，得
其中，
3.3.2给定转速最大稳定盘旋过载
由式(26)可知，飞机给定转速N的最大稳定盘旋过载为：
其中，
3.3.3目标重量的修正
设飞机基准重量为G，目标重量为Gaim，目标重量在不同的滚转角下稳定盘旋试飞的状态，满足关系式：
将式(27)代入(28)，得
其中，ny为基准重量下的过载，nyaim为目标重量下的过载。
4全包线稳定盘旋性能极限
4.1相同高度，不同速度
为了得到辨识出相同高度，不同速度下给定转速稳定盘旋的极限过载。在不同速度的情况下，按照1节、2节和3节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的极限过载，见表3。
表3相同高度，不同速度下给定转速稳定盘旋的极限过载
| 高度 | 速度 | 重量 | 转速 | 目标重量 | 稳盘过载 |
| H | V1 | G | N | Gaim | nyaim |
| … | … | … | … | … | … |
| H | V2 | G’ | N’ | Gaim’ | nyaim’ |
| … | … | … | … | … | … |
4.2全包线范围
为了得到辨识出全包线范围(即不同高度，不同速度)内的给定转速稳定盘旋的极限过载。在不同高度下，按照4.1节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给定转速稳定盘旋的极限过载关系，见表4。
表4高度-速度全包线的给定转速稳定盘旋的极限过载
| 高度 | 速度 | 重量 | 转速 | 目标重量 | 稳盘过载 |
| H1 | V1 | G | N | Gaim | nyaim |
| … | … | … | … | … | … |
| H1 | V2 | G’ | N’ | Gaim’ | nyaim’ |
| … | … | … | … | … | … |
| H2 | V1 | G | N | Gaim | nyaim |
| … | … | … | … | … | … |
| H2 | V2 | G’ | N’ | Gaim’ | nyaim’ |
本实施例的其他部分与上述实施例1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 (1)
1.一种基于爬升试飞数据的稳定盘旋过载修正方法，其特征在于，具体包括以下步骤：
步骤1：进行试飞，并获取试飞数据；
步骤2：构建稳定爬升的力学模型和稳定盘旋力学模型；
步骤3：计算分析爬升率和爬升率-推力关系，并对给定转速稳定盘旋极限过载进行修正；
步骤4：进行全包线稳定盘旋性能极限的分析；
所述步骤1具体操作为：
在同高度区间和同速度且不同重量的情况下，分别给定不同的发动机转速N1和转速N2，进行等速稳定爬升试飞，并记录试飞数据；其中，N1<N2；
所述步骤2中，对于稳定爬升的力学模型的构建，具体方法为：
构建稳定爬升的力学模型，具体的方程组如下：
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，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，为航迹角，Vy为爬升率；
所述步骤2中，稳定盘旋力学模型的构建的具体操作为：
构建稳定盘旋力学模型，具体的方程组如下：
Lcosφ＝G (7)
T＝D (8)
CD＝CD0+A·CL2 (11)
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；
所述步骤3具体包括以下步骤：
步骤3.1：计算爬升率；
步骤3.2：计算爬升率-推力关系；
步骤3.3：给定转速稳定盘旋极限过载的修正方法，具体为：
步骤3.3.1：计算爬升率-盘旋过载关系；
步骤3.3.2：给定转速最大稳定盘旋过载；
步骤3.3.3：进行目标重量的修正；
所述步骤3.1的具体操作为：
爬升率的计算公式如下：
其中，△H为高度值±100m，△T为爬升高度区间所需的时间，Vy为高度下的爬升率；通过数据分析，得到试飞工况的爬升率；
所述步骤3.2的具体操作为：
依据式(1)和式(6)，可知推力与爬升率关系为：
其中，G为飞机的重力，T为发动机的推力，D为飞机的阻力，V为速度，Vy为爬升率；
对比获得的试飞工况的爬升率，在转速分别为N1和N2时，分析飞机爬升率和发动机推力的结果，得推力-爬升率的关系为：
式(16)-式(15)，可得：
由式(15)，得稳定平飞的推力和阻力为：
由于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，则转速N的推力为：
将式(16)带入式(19)，得：
其中，N1和N2分别为试飞中给定的发动机转速，Vy1和Vy2分别为N1和N2对应的爬升率，T1为发动机转速N1对应的推力，G为飞机的重力，V为速度，D为飞机的阻力，N为发动机目标转速，TN为发动机目标转速N对应的推力；
所述步骤3.3.1的具体操作为：
飞机分别在ny＝1和ny＝nymax的状态进行稳定盘旋，其中，nymax为该转速N对应的最大过载，则满足关系式：
ny＝1
由式(7)～(12)，可得：
ny＝nymax
由式(7)～(12)，可得：
式(22)-式(21)，可得：
飞机在上述两种状态进行稳定盘旋，满足以下方程：
Tny＝1＝D (24)
Tny＝nymax＝TN (25)
联立方程组(18)、(20)、(23)、(24)和(25)，得
其中，所述步骤3.3.2的具体操作为：
由式(26)得到飞机给定转速N的最大稳定盘旋过载为：
其中，所述步骤3.3.3的具体操作为：
设飞机基准重量为G，目标重量为Gaim，目标重量在不同的滚转角下稳定盘旋试飞的状态，满足关系式：
将式(27)代入(28)，得
其中，ny为基准重量下的过载，nyaim为目标重量下的过载。
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