CN114896681A - 一种基于耦合盘旋爬升试飞数据的爬升性能修正方法 - Google Patents

一种基于耦合盘旋爬升试飞数据的爬升性能修正方法 Download PDF

Info

Publication number
CN114896681A
CN114896681A CN202210271125.2A CN202210271125A CN114896681A CN 114896681 A CN114896681 A CN 114896681A CN 202210271125 A CN202210271125 A CN 202210271125A CN 114896681 A CN114896681 A CN 114896681A
Authority
CN
China
Prior art keywords
climbing
stable
rate
test flight
coupled
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN202210271125.2A
Other languages
English (en)
Inventor
冯宇鹏
陈斌
张斌
梁国浩
赵利霞
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Chengdu Aircraft Industrial Group Co Ltd
Original Assignee
Chengdu Aircraft Industrial Group Co Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Chengdu Aircraft Industrial Group Co Ltd filed Critical Chengdu Aircraft Industrial Group Co Ltd
Priority to CN202210271125.2A priority Critical patent/CN114896681A/zh
Publication of CN114896681A publication Critical patent/CN114896681A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/15—Vehicle, aircraft or watercraft design
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
    • G06F2119/14—Force analysis or force optimisation, e.g. static or dynamic forces
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Management, Administration, Business Operations System, And Electronic Commerce (AREA)

Abstract

本发明提出了一种基于耦合盘旋爬升试飞数据的爬升性能修正方法，该方法基于耦合盘旋爬升动作直接获取飞机的爬升特性，在试飞过程中，通过调整滚转角，改变飞机的当量重量，获取飞机不同重量点的爬升性能。同时，该方法通过实际试飞获取源数据，不依赖于发动机的台架数据和飞机的风洞试验数据，因此，该方法能高效且准确的获取飞机目标重量下的爬升率，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。

Description

一种基于耦合盘旋爬升试飞数据的爬升性能修正方法
技术领域
本发明属于航空航天安全飞行技术领域，具体地说，涉及一种基于耦合盘旋爬升试飞 数据的爬升性能修正方法。
背景技术
飞机爬升率对飞机的升限、航时和航程等性能有重要的影响，直接关系到飞机重大性 能指标的可达性。在调整试飞阶段，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，飞机各个工况、各个重量点的爬升率试飞数据量不足，难以准确支撑飞机 相关性能的预测，造成飞机状态调整方向不明确，关键战技指标制定不合理等。因此，在试飞过程中，为了更多的得到飞机不同样本点(工况和重量点)对应的爬升性能，解决因 为数据短缺影响试飞进度的现场问题，需要从不同飞行过程获取飞机的爬升性能。
目前，许多专家学者提出了关于从不同飞行过程中获得飞机的爬升性能方法，其中， 从水平直线加速法、直接爬升法以及水平直线加速法和直接爬升法的衍生方法是最为典型 的方法。例如，冯宇鹏等提出了利用直接爬升法得到的试飞数据，修正飞机不同重量下的 爬升性能。但是，以往的方法有以下不足：在试飞过程中，飞行的试飞工况并不是唯一的， 获取特定工况下的试飞数据面临很大的难度，并不能在同一架次的飞行中高效获取多组试 飞数据。因此，在试飞中，爬升状态点数据不足对飞机相关性能的预测带来很大的不确定 性。
发明内容
本发明针对现有技术的爬升性能源数据量不足的问题，提出了一种基于耦合盘旋爬升 试飞数据的爬升性能修正方法，该方法基于耦合盘旋爬升动作直接获取飞机的爬升特性， 在试飞过程中，通过调整滚转角，改变飞机的当量重量，获取飞机不同重量点的爬升性能。 同时，该方法通过实际试飞获取源数据，不依赖于发动机的台架数据和飞机的风洞试验数 据，因此，该方法能高效且准确的获取飞机目标重量下的爬升率，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。
本发明具体实现内容如下：
本发明提出了一种基于耦合盘旋爬升试飞数据的爬升性能修正方法，具体包括以下步 骤：
步骤1：进行试飞，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个稳定盘旋爬升，获取飞机的滚转角和爬升率；
步骤2：构建稳定盘旋爬升力学模型和稳定爬升力学模型；
步骤3：进行试飞数据分析；
步骤4：得到全包线的爬升率。
为了更好地实现本发明，进一步地，所述步骤1具体包括以下步骤：
步骤1.1：爬升率数据获取；
步骤1.2：过载数据获取。
为了更好地实现本发明，进一步地，所述步骤1具体操作为：
在选定的高度、速度、重量和滚转角工况下进行耦合盘旋爬升动作的爬升率计算，具体 计算公式为：
Figure BDA0003554710410000021
其中，△H为选定的高度下±100m的值，△T为爬升该高度区间所需的时间，Vy为该高度下的耦合盘旋爬升的爬升率。
为了更好地实现本发明，进一步地，所述步骤1.2的具体操作为：
选定工况耦合盘旋爬升动作的过载计算公式为：
Figure BDA0003554710410000022
其中，△Ti为数据采集时间间隔，△nfi为数据采集间隔的过载，nf为该工况下的过载。
为了更好地实现本发明，进一步地，所述步骤2具体包括以下步骤：
步骤2.1：建立稳定盘旋爬升力学模型
稳定盘旋爬升的力学模型，具体的方程组如下：
Lcosφ＝Gcosθ (3)
T＝D+Gsinθ (4)
Figure BDA0003554710410000023
Figure BDA0003554710410000024
CD＝CD0+A·CL2 (7)
Figure BDA0003554710410000031
Figure BDA0003554710410000032
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，
Figure BDA0003554710410000037
为滚转角，θ为上升角，nf为法向过载，Vy为爬升率；
步骤2.2：建立稳定爬升力学模型：
稳定爬升力学模型，具体的方程组如下：
L＝Gcosθ (10)
T＝D+Gsinθ (11)
Figure BDA0003554710410000033
Figure BDA0003554710410000034
CD＝CD0+A·CL2 (14)
Figure BDA0003554710410000035
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，θ为上升角，Vy为爬升率。
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：根据步骤1.1和步骤1.2的数据分析，得到重量-爬升率-过载的矩阵；
步骤3.2：计算稳定盘旋爬升-稳定爬升性能关系；
步骤3.3：确定稳定盘旋爬升的函数关系；
步骤3.4：修正爬升率。
为了更好地实现本发明，进一步地，所述步骤3.2具体操作为：
依据式(3)～式(15)，得到稳定盘旋爬升-稳定爬升的函数关系为：
Figure BDA0003554710410000036
Figure BDA0003554710410000041
其中，T为发动机的推力，D为飞机的阻力，G为飞机的重力，Vy为爬升率，V为速度，ρ为密度，S为参考面积，CD0为型阻，A为升致阻力因子，nf为法向过载；
联立方程(16)～(17)，得到：
Figure BDA0003554710410000042
为了更好地实现本发明，进一步地，所述步骤3.3具体包括以下步骤：
根据式(18)得到：飞机在不同的滚转角
Figure BDA0003554710410000043
和
Figure BDA0003554710410000044
进行稳定盘旋，则满足关系式：
滚转角
Figure BDA0003554710410000045
Figure BDA0003554710410000046
滚转角
Figure BDA0003554710410000047
Figure BDA0003554710410000048
综上，式(19)-式(20)，可得：
Figure BDA0003554710410000049
即
Figure BDA00035547104100000410
为了更好地实现本发明，进一步地，所述步骤3.4具体包括以下操作：
当滚转角
Figure BDA00035547104100000411
飞机处于稳定爬升阶段，过载nf＝1，带入式(22)，得：
Figure BDA00035547104100000412
当稳定盘旋爬升的滚转角为
Figure BDA00035547104100000413
式(23)即为：
Figure BDA0003554710410000051
通过稳定盘旋爬升试飞数据，代入式(24)修正稳定爬升状态的爬升率。
为了更好地实现本发明，进一步地，所述步骤4具体包括以下步骤：
步骤4.1：不同速度的情况下，按照步骤1-步骤3的操作得到相同高度和不同速度情况 下的爬升率；
步骤4.2：按照步骤4.1的操作进行试飞数据的统计和分析计算，得到不同高度和不同 速度下的重量-爬升率-过载函数，进而得到高度-速度全包线范围内的爬升率。
本发明与现有技术相比具有以下优点及有益效果：
本发明基于耦合盘旋爬升动作直接获取飞机的爬升特性，在试飞过程中，通过调整滚 转角，改变飞机的当量重量，获取飞机不同重量点的爬升性能。同时，该方法通过实际试 飞获取源数据，不依赖于发动机的台架数据和飞机的风洞试验数据，因此，该方法能高效 且准确的获取飞机目标重量下的爬升率，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为耦合盘旋爬升-爬升率(稳定爬升)修正方法的流程示意图。
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：
本实施例提出了一种基于耦合盘旋爬升试飞数据的爬升性能修正方法，具体包括以下 步骤：
步骤1：进行试飞，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个稳定盘旋爬升，获取飞机的滚转角和爬升率；
步骤2：构建稳定盘旋爬升力学模型和稳定爬升力学模型；
步骤3：进行试飞数据分析；
步骤4：得到全包线的爬升率。
实施例2：
本实施例在上述实施例1的基础上，基于耦合盘旋爬升在同一飞行架次完成不同重量 点的爬升率修正，见图1，其流程主要分为：1)选取盘旋爬升的高度和速度及飞行状态；2) 统计计算出不同滚转角下对应的爬升率；3)根据已有盘旋爬升的飞行性能修正出目标状态 的爬升率；4)改变速度，重复2)～3)的步骤，辨识出相同高度，不同速度下，目标状态 的爬升率；5)改变高度，重复2)～5)的步骤，辨识出高度-速度全包线范围内，目标状态的爬升率。
1.试飞方法
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个稳定盘旋爬升，获 取飞机的滚转角和爬升率。
1.1爬升率数据获取
选定工况(高度、速度、重量和滚转角等，下同)耦合盘旋爬升动作的爬升率计算公式 为：
Figure BDA0003554710410000061
其中，△H为该高度值±100m，△T为爬升该高度区间所需的时间，Vy为该高度下的耦合 盘旋爬升的爬升率。
1.2过载数据获取
选定工况耦合盘旋爬升动作的过载计算公式为：
Figure BDA0003554710410000062
其中，△Ti为数据采集时间间隔，△nfi为数据采集间隔的过载，nf为该工况下的过载。
2.力学模型
2.1稳定盘旋爬升力学模型
稳定盘旋爬升的力学模型，具体的方程组如下：
Lcosφ＝Gcosθ (3)
T＝D+Gsinθ (4)
Figure BDA0003554710410000071
Figure BDA0003554710410000072
CD＝CD0+A·CL2 (7)
Figure BDA0003554710410000073
Figure BDA0003554710410000074
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，nf为法向过载，Vy为爬升率。
2.2稳定爬升力学模型
稳定爬升力学模型，具体的方程组如下：
L＝Gcosθ (10)
T＝D+Gsinθ (11)
Figure BDA0003554710410000075
Figure BDA0003554710410000076
CD＝CD0+A·CL2 (14)
Figure BDA0003554710410000077
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，θ为上升角，Vy为爬升率。
3.试飞数据分析
3.1统计数据
根据1.1节和1.2节的数据分析方法，可得重量-爬升率-过载的矩阵，见表1。
表1重量-爬升率-过载矩阵
序号 高度 速度 重量 爬升率 过载
1 H V G Vy<sub>1</sub> n<sub>f1</sub>
2 H V G Vy<sub>2</sub> nf2
··· ··· ··· ··· ··· ···
3.2稳定盘旋爬升-稳定爬升性能关系
依据式(3)～式(15)，可知稳定盘旋爬升-稳定爬升的函数关系为：
Figure BDA0003554710410000081
Figure BDA0003554710410000082
其中，T为发动机的推力，D为飞机的阻力，G为飞机的重力，Vy为爬升率，V为速度，ρ为密度，S为参考面积，CD0为型阻，A为升致阻力因子，nf为法向过载。
联立方程(16)～(17)，可得：
Figure BDA0003554710410000083
3.3稳定盘旋爬升的函数关系
根据式(18)可知：飞机在不同滚转角(φ1和φ2)进行稳定盘旋，则满足关系式：
滚转角φ1
Figure BDA0003554710410000085
滚转角φ2
Figure BDA0003554710410000086
综上，式(19)-式(20)，可得：
Figure BDA0003554710410000087
即
Figure BDA0003554710410000088
3.4修正爬升率
当滚转角φ1＝0°，飞机处于稳定爬升阶段，过载nf＝1，带入式(22)，得：
Figure BDA0003554710410000091
当稳定盘旋爬升的滚转角为φ，式(23)即为：
Figure BDA0003554710410000092
因此，通过稳定盘旋爬升试飞数据，代入式(24)修正稳定爬升状态的爬升率，见表2。
表2修正稳定爬升阶段的爬升率
高度 速度 重量 爬升率 过载 爬升率(稳定爬升)
H V G Vy<sub>φ</sub> n<sub>fφ</sub> Vy
4.全包线的爬升率
4.1相同高度，不同速度
为了得到辨识出相同高度，不同速度下重量-爬升率-过载函数。可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 度情况下的爬升率(稳定爬升)，见表3。
表3相同高度，不同速度下的爬升率(稳定爬升)
高度 重量 速度 爬升率 过载 爬升率(稳定爬升)
H G V<sub>1</sub> V<sub>yφ1</sub> n<sub>fφ1</sub> Vy<sub>1</sub>
H G V<sub>2</sub> V<sub>yφ2</sub> n<sub>fφ2</sub> Vy<sub>2</sub>
… … … … … …
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)内的重量-爬升率-过载函数。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 围内的爬升率(稳定爬升)，见表4。
表4高度-速度全包线的爬升率(稳定爬升)
高度 重量 速度 爬升率 过载 爬升率(稳定爬升)
H<sub>1</sub> G V<sub>1</sub> V<sub>yφ1</sub> n<sub>fφ1</sub> Vy<sub>1</sub>
H<sub>1</sub> G V<sub>2</sub> V<sub>yφ2</sub> n<sub>fφ2</sub> Vy<sub>2</sub>
… … … … … …
H<sub>2</sub> G V<sub>1</sub> V<sub>yφ1</sub> n<sub>fφ1</sub> Vy<sub>1</sub>
H<sub>2</sub> G V<sub>2</sub> V<sub>yφ2</sub> n<sub>fφ2</sub> Vy<sub>2</sub>
… … … … … …
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 (10)

1.一种基于耦合盘旋爬升试飞数据的爬升性能修正方法，其特征在于，具体包括以下步骤：
步骤1：进行试飞，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个稳定盘旋爬升，获取飞机的滚转角和爬升率；
步骤2：构建稳定盘旋爬升力学模型和稳定爬升力学模型；
步骤3：进行试飞数据分析；
步骤4：得到全包线的爬升率。
2.如权利要求1所述的一种基于耦合盘旋爬升试飞数据的爬升性能修正方法，其特征在于，所述步骤1具体包括以下步骤：
步骤1.1：爬升率数据获取；
步骤1.2：过载数据获取。
3.如权利要求2所述的一种基于耦合盘旋爬升试飞数据的爬升性能修正方法，其特征在于，所述步骤1具体操作为：
在选定的高度、速度、重量和滚转角工况下进行耦合盘旋爬升动作的爬升率计算，具体计算公式为：
Figure RE-FDA0003731596360000011
其中，△H为选定的高度下±100m的值，△T为爬升该高度区间所需的时间，Vy为该高度下的耦合盘旋爬升的爬升率。
4.如权利要求3所述的一种基于耦合盘旋爬升试飞数据的爬升性能修正方法，其特征在于，所述步骤1.2的具体操作为：
选定工况耦合盘旋爬升动作的过载计算公式为：
Figure RE-FDA0003731596360000012
其中，△Ti为数据采集时间间隔，△nfi为数据采集间隔的过载，nf为该工况下的过载。
5.如权利要求4所述的一种基于耦合盘旋爬升试飞数据的爬升性能修正方法，其特征在于，所述步骤2具体包括以下步骤：
步骤2.1：建立稳定盘旋爬升力学模型
稳定盘旋爬升的力学模型，具体的方程组如下：
L cosφ＝G cosθ (3)
T＝D+G sinθ (4)
Figure RE-FDA0003731596360000021
Figure RE-FDA0003731596360000022
CD＝CD0+A·CL2 (7)
Figure RE-FDA0003731596360000023
Figure RE-FDA0003731596360000024
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，
Figure RE-FDA0003731596360000025
为滚转角，θ为上升角，nf为法向过载，Vy为爬升率；
步骤2.2：建立稳定爬升力学模型：
稳定爬升力学模型，具体的方程组如下：
L＝G cosθ (10)
T＝D+G sinθ (11)
Figure RE-FDA0003731596360000026
Figure RE-FDA0003731596360000027
CD＝CD0+A·CL2 (14)
Figure RE-FDA0003731596360000028
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，θ为上升角，Vy为爬升率。
6.如权利要求5所述的一种基于耦合盘旋爬升试飞数据的爬升性能修正方法，其特征在于，所述步骤3具体包括以下步骤：
步骤3.1：根据步骤1.1和步骤1.2的数据分析，得到重量-爬升率-过载的矩阵；
步骤3.2：计算稳定盘旋爬升-稳定爬升性能关系；
步骤3.3：确定稳定盘旋爬升的函数关系；
步骤3.4：修正爬升率。
7.如权利要求6所述的一种基于耦合盘旋爬升试飞数据的爬升性能修正方法，其特征在于，所述步骤3.2具体操作为：
依据式(3)～式(15)，得到稳定盘旋爬升-稳定爬升的函数关系为：
Figure RE-FDA0003731596360000031
Figure RE-FDA0003731596360000032
其中，T为发动机的推力，D为飞机的阻力，G为飞机的重力，Vy为爬升率，V为速度，ρ为密度，S为参考面积，CD0为型阻，A为升致阻力因子，nf为法向过载；
联立方程(16)～(17)，得到：
Figure RE-FDA0003731596360000033
8.如权利要求7所述的一种基于耦合盘旋爬升试飞数据的爬升性能修正方法，其特征在于，所述步骤3.3具体包括以下步骤：
根据式(18)得到：飞机在不同的滚转角
Figure RE-FDA0003731596360000034
和
Figure RE-FDA0003731596360000035
进行稳定盘旋，则满足关系式：
滚转角
Figure RE-FDA0003731596360000036
Figure RE-FDA0003731596360000037
滚转角
Figure RE-FDA0003731596360000038
Figure RE-FDA0003731596360000039
综上，式(19)-式(20)，可得：
Figure RE-FDA00037315963600000310
即
Figure RE-FDA0003731596360000041
9.如权利要求8所述的一种基于耦合盘旋爬升试飞数据的爬升性能修正方法，其特征在于，所述步骤3.4具体包括以下操作：
当滚转角
Figure RE-FDA0003731596360000042
飞机处于稳定爬升阶段，过载nf＝1，带入式(22)，得：
Figure RE-FDA0003731596360000043
当稳定盘旋爬升的滚转角为
Figure RE-FDA0003731596360000044
式(23)即为：
Figure RE-FDA0003731596360000045
通过稳定盘旋爬升试飞数据，代入式(24)修正稳定爬升状态的爬升率。
10.如权利要求9所述的一种基于耦合盘旋爬升试飞数据的爬升性能修正方法，其特征在于，所述步骤4具体包括以下步骤：
步骤4.1：不同速度的情况下，按照步骤1-步骤3的操作得到相同高度和不同速度情况下的爬升率；
步骤4.2：按照步骤4.1的操作进行试飞数据的统计和分析计算，得到不同高度和不同速度下的重量-爬升率-过载函数，进而得到高度-速度全包线范围内的爬升率。
CN202210271125.2A 2022-03-18 2022-03-18 一种基于耦合盘旋爬升试飞数据的爬升性能修正方法 Pending CN114896681A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210271125.2A CN114896681A (zh) 2022-03-18 2022-03-18 一种基于耦合盘旋爬升试飞数据的爬升性能修正方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210271125.2A CN114896681A (zh) 2022-03-18 2022-03-18 一种基于耦合盘旋爬升试飞数据的爬升性能修正方法

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN114896681A true CN114896681A (zh) 2022-08-12

Family

ID=82715113

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202210271125.2A Pending CN114896681A (zh) 2022-03-18 2022-03-18 一种基于耦合盘旋爬升试飞数据的爬升性能修正方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN114896681A (zh)

Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20170185697A1 (en) * 2014-02-12 2017-06-29 University Of South Florida Systems and methods for designing kinetic shapes
JP2017131527A (ja) * 2016-01-29 2017-08-03 弘史 大川 昇降装置
CN109710961A (zh) * 2018-10-26 2019-05-03 中国飞行试验研究院 一种基于gps数据的高空无人机升限数据处理方法
CN111351488A (zh) * 2020-03-03 2020-06-30 南京航空航天大学 飞行器智能轨迹重构再入制导方法
CN111709195A (zh) * 2020-05-22 2020-09-25 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种基于盘旋试飞数据巡航耗油特性的修正方法
CN111717411A (zh) * 2020-05-22 2020-09-29 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种基于试飞数据标准重量下巡航推力增量的修正方法
CN111767609A (zh) * 2020-05-22 2020-10-13 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种基于试飞数据标准重量下爬升率的修正方法
CN111914345A (zh) * 2020-06-15 2020-11-10 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种基于参数辨识的飞机剩余推力等效试飞模型
CN112623265A (zh) * 2020-11-20 2021-04-09 中国直升机设计研究所 一种民用直升机海上救生性能验证试飞方法
CN114065399A (zh) * 2021-11-23 2022-02-18 北京航空航天大学 一种考虑复杂气象条件下的无人飞行器飞行性能计算方法

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20170185697A1 (en) * 2014-02-12 2017-06-29 University Of South Florida Systems and methods for designing kinetic shapes
JP2017131527A (ja) * 2016-01-29 2017-08-03 弘史 大川 昇降装置
CN109710961A (zh) * 2018-10-26 2019-05-03 中国飞行试验研究院 一种基于gps数据的高空无人机升限数据处理方法
CN111351488A (zh) * 2020-03-03 2020-06-30 南京航空航天大学 飞行器智能轨迹重构再入制导方法
CN111709195A (zh) * 2020-05-22 2020-09-25 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种基于盘旋试飞数据巡航耗油特性的修正方法
CN111717411A (zh) * 2020-05-22 2020-09-29 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种基于试飞数据标准重量下巡航推力增量的修正方法
CN111767609A (zh) * 2020-05-22 2020-10-13 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种基于试飞数据标准重量下爬升率的修正方法
CN111914345A (zh) * 2020-06-15 2020-11-10 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种基于参数辨识的飞机剩余推力等效试飞模型
CN112623265A (zh) * 2020-11-20 2021-04-09 中国直升机设计研究所 一种民用直升机海上救生性能验证试飞方法
CN114065399A (zh) * 2021-11-23 2022-02-18 北京航空航天大学 一种考虑复杂气象条件下的无人飞行器飞行性能计算方法

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
SEBASTIÃO SIMÕES CUNHA JR.等: "Dynamic Simulation of the Flight Behavior of a Rotary-Wing Aircraft", pages 1 - 13, Retrieved from the Internet <URL:《网页在线公开：https://link.springer.com/chapter/10.1007/978-3-319-32467-8_94》> *
梁敏等: "基于仿真预测的识别试飞设计", 《航空航天》, no. 9, 6 November 2018 (2018-11-06), pages 29 - 30 *
牛宏伟等: "基于偏相关理论的螺旋桨振动应力影响因素分析", 《航空航天》, no. 6, 31 March 2020 (2020-03-31), pages 47 - 48 *

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN113567083B (zh) 一种全动平尾直升机多部件气动干扰特性试验模拟方法
CN111767609B (zh) 一种基于试飞数据标准重量下爬升率的修正方法
CN109710961B (zh) 一种基于gps数据的高空无人机升限数据处理方法
CN111709195B (zh) 一种基于盘旋试飞数据巡航耗油特性的修正方法
CN112528407A (zh) 一种固定翼飞机亚音速巡航航程优化设计方法
CN110334368A (zh) 一种针对复合推力构型直升机的飞行动力学建模方法
CN110816874B (zh) 一种通过地面滑行试验辨识双发飞机平衡极曲线的方法
CN113895645A (zh) 一种螺旋桨无人机自主起飞越障能力分析方法
CN114065398B (zh) 一种大展弦比柔性飞行器飞行性能计算方法
CN114004021B (zh) 用于飞行管理系统性能管理的巡航燃油流量计算方法
CN111717411B (zh) 一种基于试飞数据标准重量下巡航推力增量的修正方法
CN109969426A (zh) 一种针对复合推力构型直升机的升力分配方法及系统
CN114896681A (zh) 一种基于耦合盘旋爬升试飞数据的爬升性能修正方法
CN116561488B (zh) 一种旋翼配平参数匹配方法
CN109625315A (zh) 一种基于最大性能的直升机起飞临界决断点试飞方法
CN115577655A (zh) 一种预测倾转旋翼机的旋翼及机身气动力的方法
CN114896682A (zh) 一种基于耦合盘旋爬升试飞数据的稳定盘旋性能修正方法
CN113110558B (zh) 一种混合推进无人机需求功率预测方法
CN114647892A (zh) 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
CN114896680A (zh) 一种基于爬升试飞数据的稳定盘旋过载修正方法
CN114676501B (zh) 一种基于试飞数据的飞机稳定盘旋性能极限修正方法
CN113525711A (zh) 通过飞行试验辨识飞机气动焦点的方法
Tung et al. A comparison of airload data between model-scale rotor and full-scale flight test
CN117740307B (zh) 一种预测全尺寸旋翼性能的方法
CN114969959A (zh) 一种基于原型飞机的飞行性能快速计算方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination