CN116306159A - 一种以飞行参数出发估算飞机发动机推力的方法 - Google Patents

一种以飞行参数出发估算飞机发动机推力的方法 Download PDF

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CN116306159A CN202310330008.3A CN202310330008A CN116306159A CN 116306159 A CN116306159 A CN 116306159A CN 202310330008 A CN202310330008 A CN 202310330008A CN 116306159 A CN116306159 A CN 116306159A
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张玉刚
尚柏林
周德响
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Abstract

本发明涉及飞机发动机仿真设计技术领域，具体涉及一种以飞行参数出发估算飞机发动机推力的方法。本申请所提供的飞机发动机推力估算方法从飞行参数数据角度出发、结合飞机发动机设计参数、考虑到任务需求并采用有限元的思想方法来估算飞机发动机的推力。相比于传统基于数据基，即依托大量飞行参数数据，结合统计规律所得到的飞机发动机推力谱的方案，本申请基于物理基公式所推导的飞机发动机推力估算公式具有更可靠的物理意义和物理约束，所得到的飞机发动机推力谱受数据采样误差引起的失真程度更小，趋势及特征更符合现实规律，更具有指导意义和预测价值，为飞机发动机推力谱预测提供有力的理论支持。

Description

一种以飞行参数出发估算飞机发动机推力的方法
技术领域
本发明涉及飞机发动机仿真设计技术领域，具体涉及一种以飞行参数出发估算飞机发动机推力的方法。
背景技术
飞机发动机推力是评估飞机发动机综合性能的关键表征参数之一。专利公开号为CN107945615A的中国专利，提供一种实时仿真模拟发动机的方法，该发明专利属于飞行仿真技术领域，具体涉及一种实时仿真模拟发动机的方法。其中关于实时计算飞机飞行中的发动机推力部分，需先获取全包线范围内的飞机发动机推力数据库及发动机高低压转自转速数据库，再根据飞机高度、速度、姿态、油门杆等飞机和发动机状态参数实时计算匹配飞机发动机产生的推力，该方法是对现有飞机和发动机进行仿真模拟，且建立在已有飞机和发动机相关数据的基础上，对于下一代飞机研发缺乏指导意义。
现有较为成熟的飞机发动机推力计算方法，大多是从发动机工作原理角度出发，利用发动机地面试车数据，结合发动机内部各环节热力参数，在地面得到发动机推力谱。飞机起飞后，通过监控飞机在空中时发动机关键部位的热力参数，如压气机增压比、涡轮前燃气温度、各部位总压恢复系数、气体流量等，近似地得到飞机在空中时的发动机综合性能参数。但这种性能估算方法将飞机性能需求同发动机性能综合参数割裂开来，难以从飞行参数数据、任务需求角度出发，对发动机设计工作提供指导和约束。
发明内容
为了解决现有技术评估飞机发动机推力过程中，将飞机性能需求同发动机性能综合参数割裂开来，难以从任务需求角度对发动机设计工作提供指导和约束的技术问题。本发明提供一种以飞行参数出发估算飞机发动机推力的方法。具体如下：
本发明提供一种以飞行参数出发估算飞机发动机推力的方法，包括以下步骤：
S100，将飞机单次起落的完整航迹划分为I段，i表示I段中的第i段，1≤i≤I，i∈[1，I]；
S200，计算每一航迹段的发动机推力值Pi；
S201，读取第i段航迹的飞行参数：获取第i段航迹的高度Hi、大气密度ρi、航迹坐标系下速度vi、迎角αi、俯仰角
Figure BDA0004154645310000021
侧滑角βi、滚转角γi和飞机的载油量mfi；
S202，明确待研究飞机型号，确定如下机型信息：飞机空机质量me、机翼面积S、有效展弦比λyx、发动机安装角
Figure BDA0004154645310000022
机翼迎角α0和升降舵偏转角/>
Figure BDA0004154645310000023
时的全机升力线斜率/>
Figure BDA0004154645310000024
S203，确定任务信息：确定飞机的有效载荷mp，卸载质量m′i，求得第i段航迹的飞机质量mi；
S204，计算第i段航迹的飞机阻力Qi：
Figure BDA0004154645310000025
(Cx)i为第i段航迹的阻力系数；
其中(Cx)i＝(Cx0)Hi+ACyi 2，(Cx0)Hi为第i段航迹的零升阻力系数，A为升致阻力因子，Cyi为第i段航迹的升力系数；
S205，计算第i段航迹的发动机推力估算值Pi：
Figure BDA0004154645310000031
其中θi为第i段航迹的航迹倾斜角；
S300，记录第i段航迹的飞机发动机推力估算值Pi以及当前飞机状态信息，飞机状态信息为Hi、vi、αi、βi、
Figure BDA0004154645310000032
mi。
进一步的是，步骤S204中，第i段航迹的升力系数Cyi的计算式为：
Figure BDA0004154645310000033
其中，(αi-α0)为有效迎角。
进一步的是，步骤S204中，第i段航迹的零升阻力系数(Cx0)Hi的计算式为：
(Cx0)Hi＝(Cx0)H＝5+ΔCx0,Hi，其中(Cx0)H＝5为基准阻力系数，ΔCx0,Hi为第i段航迹的高度修正量。
进一步的是，步骤S204中，升致阻力因子A的计算式为：
Figure BDA0004154645310000034
其中，π为圆周率。
进一步的是，步骤S203中，第i段航迹的飞机质量mi的计算式为：mi＝me+mp+mfi-m′i。
进一步的是，步骤S205中，第i段航迹的航迹倾斜角θi的计算式为：
Figure BDA0004154645310000035
进一步的是，还包括位于S201之后的数据预处理步骤，数据预处理步骤对S201步骤获取的飞行参数剔除异常值并对剩下的数据进行平滑处理和滤波。
进一步的是，还包括位于步骤S300后的步骤S400，根据每一航迹段的发动机推力值Pi，绘制单次起落的飞机发动机推力需求曲线。
本发明的有益效果是：本申请所提供的飞机发动机推力估算方法从飞行参数角度出发、结合机型参数、考虑任务需求并采用有限元的思想方法来估算飞机发送机的推力。具有以下有益效果：
1.相比于传统数据基推力估算，即依托大量飞行参数和发动机地面试车数据，结合统计规律所得到的飞机发动机推力谱的方案，本申请基于物理基公式所推导的飞机发动机推力估算公式具有更可靠的物理意义和物理约束，所得到的飞机发动机推力谱受数据采样误差引起的失真程度更小，趋势及特征更符合现实规律，更具有指导意义和预测价值，能为飞机发动机推力谱预测提供有力的理论支持。
2.传统方法将飞机性能需求同发动机性能参数割裂开来，难以从任务需求角度对发动机设计工作提供指导和约束。而本方法从飞行参数角度出发并考虑任务信息，能对发动机的设计工作提供指导和约束。
附图说明
图1是本发明一种以飞行参数出发估算飞机发动机推力的方法的流程图。
具体实施方式
以下结合附图对本发明的具体实施方式作进一步具体说明，以便对本发明的构思、所解决的技术问题、构成技术方案的技术特征和带来的技术效果有更进一步的了解。但是，需要说明的是，对这些实施方式的说明是示意性的，并不构成对本发明的具体限定。
本申请的设计思路是：飞机的一次完整起落中，并不是做定常飞行的，对于非定常飞行航迹的相关求解计算极其困难。本方法采用有限元的思想，将飞机单次起落的完整航迹，划分为若干小段，在每个小段内可近似认为飞机做定常飞行，利用海量飞参数据进行多次计算，对各航迹段列写航迹坐标系下的飞机质心动力学微分方程求解飞机发动机推力。记录各飞行状态下的发动机推力估算值并绘制成单次起落的飞机发动机推力需求曲线。本申请根据当前航迹段的飞行参数：高度Hi、大气密度ρi、航迹坐标系下速度vi、迎角αi、俯仰角
Figure BDA0004154645310000051
侧滑角βi、滚转角γi和飞机的载油量mfi；结合输入机型信息：飞机空机质量me、机翼面积S、有效展弦比λyx、发动机安装角/>
Figure BDA0004154645310000052
机翼迎角α0和升降舵偏转角/>
Figure BDA0004154645310000053
时的全机升力线斜率/>
Figure BDA0004154645310000054
求解飞机当前航迹段的设计数据：阻力系数(Cx)i和升力系数Cyi；随后根据任务信息确定当前航迹段内飞机质量mi求取当前航迹段内的飞机阻力Qi；然后根据航迹坐标系下列写的飞机质心动力学方程/>
Figure BDA0004154645310000055
Figure BDA0004154645310000056
求取当前航迹段飞机阻力Pi。最后求取所有航迹段的飞机阻力Pi并绘制推力需求曲线。
当航迹段划分足够合理、飞行参数数据量足够大且精确时，得到的飞机发动机推力估算值就越接近真实推力值。本申请是以飞机某次起落的飞行参数作为研究对象，进行飞机发动机推力估算，在估算过程中需要输入机型信息和任务信息，作为飞机发动机推力估算过程的关键输入。
具体如下：
本申请提供一种以飞行参数出发估算飞机发动机推力的方法，该方法包括以下步骤：
S100，将飞机单次起落的完整航迹划分为I段，i表示I段中的第i段，1≤i≤I，i∈[1，I]。
应当理解的是飞机单次起落的完整航迹划分的段数越多，最终求解的发动机推力值Pi越多，发动机推力需求曲线的绘制便越准确；但是划分的段数越多，涉及的计算量便会相应的增加，会导致计算效率降低。因此，本领域技术人员应根据实际情况，结合计算量和发动机推力需求曲线的绘制的精确程度来对飞机单次起落的完整航迹进行合理的划分。
S200，计算每一航迹段的发动机推力值Pi。当对飞机的完整航迹划分完成之后，便需要求解每一航迹段的发动机推力值，具体的是，步骤S200按照以下步骤进行：
S201，读取第i段航迹的飞行参数，获取第i段航迹的高度Hi、大气密度ρi、航迹坐标系下速度vi、迎角αi、俯仰角
Figure BDA0004154645310000064
侧滑角βi、滚转角γi和飞机的载油量mfi；本申请是以飞机某次起落的飞行参数作为研究对象，飞行参数作为研究输入可以直接读取。
S202，明确待研究飞机型号确定如下机型信息：飞机空机质量me、机翼面积S、有效展弦比λyx、发动机安装角
Figure BDA0004154645310000061
机翼迎角α0和升降舵偏转角/>
Figure BDA0004154645310000062
时的全机升力线斜率/>
Figure BDA0004154645310000063
该步骤需要用户确定本次研究飞行参数所属机型和该机型的上述参数。
S203，确定任务信息：确定飞机的有效载荷mp，卸载质量m′i，求得第i段航迹的飞机质量mi。
S204，计算第i段航迹的飞机阻力Qi，根据步骤S201读取的飞行参数和步骤S202确定的机型参数计算飞机阻力Qi：
Figure BDA0004154645310000071
(Cx)i为第i段航迹的阻力系数；
其中(Cx)i＝(Cx0)Hi+ACyi 2，(Cx0)Hi为第i段航迹的零升阻力系数，A为升致阻力因子，Cyi为第i段航迹的升力系数。
S205，计算第i段航迹的发动机推力估算值Pi。当计算得到第i段航迹的飞机阻力Qi并确定第i段航迹的飞机质量mi后，便可计算第i段航迹的发动机推力值Pi：
Figure BDA0004154645310000072
其中θi为第i段航迹的航迹倾斜角。
发动机推力估算值Pi的计算式由航迹坐标系下的飞机质心动力学微分方程
Figure BDA0004154645310000073
推导得出。
S300，记录第i段航迹的飞机发动机推力估算值Pi以及当前飞机状态信息，飞机状态信息为Hi、vi、αi、βi、
Figure BDA0004154645310000074
mi。
飞机状态信息是指能表示第i段航迹飞机所处状态的信息，包括Hi、vi、αi、βi、
Figure BDA0004154645310000075
mi。本领域技术人员应当理解的是，这六个状态信息共同记录以表示完整的飞行状态，仅记录其中一个或几个无法将飞行状态完整表达，不利于后期对飞机发动机推力分析等工作。
传统的飞机发动机推力计算方法难以从飞行参数数据、任务需求角度出发，对发动机设计工作提供指导和约束。而本申请所提供的飞机发动机推力估算方法，从飞机飞行过程中的飞行参数角度出发，考虑机型参数和任务信息，结合有限元的思想方法来估算飞机发动机推力。
相比于传统数据基推力估算，即依托大量飞行参数和发动机地面试车数据，结合统计规律所得到的飞机发动机推力谱的方案，本申请基于物理基公式所推导的飞机发动机推力估算公式具有更可靠的物理意义和物理约束，所得到的飞机发动机推力谱受数据采样误差引起的失真程度更小，趋势及特征更符合现实规律，更具有指导意义和预测价值，能为飞机发动机推力谱预测提供有力的理论支持。
其中，步骤S204中第i段航迹的升力系数Cyi的计算式为：
Figure BDA0004154645310000081
其中，(αi-α0)为有效迎角。
第i段航迹的零升阻力系数(Cx0)Hi的计算式为：
(Cx0)Hi＝(Cx0)H＝5+ΔCx0,Hi，其中(Cx0)H＝5为基准阻力系数，ΔCx0,Hi为第i段航迹的高度修正量，第i段航迹的高度修正量ΔCx0,Hi和零升阻力系数(Cx0)H＝5通过查询零升阻力系数高度修正量表格可知。
其中，步骤S204中升致阻力因子A，又称为极曲线弯度系数，其计算式为：
Figure BDA0004154645310000082
其中，π为圆周率。
步骤S203中第i段航迹的飞机质量mi的计算式为：
mi＝me+mp+mfi-m′i，其中，mp为飞机的有效载荷，飞机有效载荷在整个起落中不变，是个常量。mfi为第i段航迹飞机的载油量，可以通过读取飞机传感器数值记录等方式获取。me为飞机空机质量，通过步骤S202明确待研究飞机型号得知。m′i为第i段航迹卸载质量。飞机在飞行过程中其油量会不断消耗，此外在飞行过程中可能会存在卸载等情况，因此每一航迹段的飞机质量mi存在差异，需要确定每一航迹段的飞机质量mi。
步骤S205中，第i段航迹的航迹倾斜角θi的计算式为：
Figure BDA0004154645310000091
在步骤S201中读取第i段航迹的飞行参数，便已获取第i段航迹的迎角αi、俯仰角
Figure BDA0004154645310000092
侧滑角βi、滚转角γi，因此步骤S205将S201读取的飞行参数带入上述航迹倾斜角θi的计算式便可计算得出航迹倾斜角。
优选的是，为保证计算准确性，还包括位于步骤S201之后的数据预处理步骤，数据预处理步骤对S201步骤获取的飞行参数剔除异常值并对剩下的数据进行平滑处理和滤波。具体的是：1.出现参数空缺的情况，采取线性插值或前值替补后值的方法进行空值回补；2.对失真数据或异常值进行剔除；3.通过滑动平滑滤波，取出固定区间的数据点，利用多项式对区间内单个数据点进行拟合，保证拟合后的数据与原始数据误差最小，实质为该数据点前后数据点进行加权平均的结果。
优选的是，还包括位于步骤S300后的步骤S400，根据每一航迹段的发动机推力值Pi，绘制单次起落的飞机发动机推力需求曲线。绘制单次起落的飞机发动机推力需求曲线利于研究人员对数据进行观测并分析。本领域技术人员应当理解的是，飞机发动机推力需求曲线的横坐标通常为时间，纵坐标为发动机推力值Pi。当然本领域技术人员可以根据实际情况，将横坐标用其他数据表示，在本申请中不做限定。
最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (8)

1.一种以飞行参数出发估算飞机发动机推力的方法，其特征在于，包括以下步骤：
S100，将飞机单次起落的完整航迹划分为I段，i表示I段中的第i段，1≤i≤I，i∈[1，I]；
S200，计算每一航迹段的发动机推力值Pi；
S201，读取第i段航迹的飞行参数：获取第i段航迹的高度Hi、大气密度ρi、航迹坐标系下速度vi、迎角αi、俯仰角
Figure FDA0004154645290000014
侧滑角βi、滚转角γi和飞机的载油量mfi；
S202，明确待研究飞机型号，确定如下机型信息：飞机空机质量me、机翼面积S、有效展弦比λyx、发动机安装角
Figure FDA0004154645290000015
机翼迎角α0和升降舵偏转角/>
Figure FDA0004154645290000016
时的全机升力线斜率/>
Figure FDA0004154645290000013
S203，确定任务信息：确定飞机的有效载荷mp，卸载质量m′i，求得第i段航迹的飞机质量mi；
S204，计算第i段航迹的飞机阻力Qi：
Figure FDA0004154645290000011
(Cx)i为第i段航迹的阻力系数；
其中(Cx)i＝(Cx0)Hi+ACyi 2，(Cx0)Hi为第i段航迹的零升阻力系数，A为升致阻力因子，Cyi为第i段航迹的升力系数；
S205，计算第i段航迹的发动机推力估算值Pi：
Figure FDA0004154645290000012
其中θi为第i段航迹的航迹倾斜角；
S300，记录第i段航迹的飞机发动机推力估算值Pi以及当前飞机状态信息，飞机状态信息为Hi、vi、αi、βi、
Figure FDA0004154645290000023
mi。
2.根据权利要求1所述的一种以飞行参数出发估算飞机发动机推力的方法，其特征在于，步骤S204中，第i段航迹的升力系数Cyi的计算式为：
Figure FDA0004154645290000021
其中，(αi-α0)为有效迎角。
3.根据权利要求1所述的一种以飞行参数出发估算飞机发动机推力的方法，其特征在于，步骤S204中，第i段航迹的零升阻力系数(Cx0)Hi的计算式为：
(Cx0)Hi＝(Cx0)H＝5+ΔCx0,Hi，其中(Cx0)H＝5为基准阻力系数，ΔCx0,Hi为第i段航迹的高度修正量。
4.根据权利要求1所述的一种以飞行参数出发估算飞机发动机推力的方法，其特征在于，步骤S204中，升致阻力因子A的计算式为：
Figure FDA0004154645290000022
其中，π为圆周率。
5.根据权利要求1所述的一种以飞行参数出发估算飞机发动机推力的方法，其特征在于，步骤S203中，第i段航迹的飞机质量mi的计算式为：
mi＝me+mp+mfi-mi′。
6.根据权利要求1所述的一种以飞行参数出发估算飞机发动机推力的方法，其特征在于，步骤S205中，第i段航迹的航迹倾斜角θi的计算式为：
Figure FDA0004154645290000024
Figure FDA0004154645290000025
7.根据权利要求1至6中任一项所述的一种以飞行参数出发估算飞机发动机推力的方法，其特征在于：还包括位于S201之后的数据预处理步骤，数据预处理步骤对S201步骤获取的飞行参数剔除异常值并对剩下的数据进行平滑处理和滤波。
8.根据权利要求1至6中任一项所述的一种以飞行参数出发估算飞机发动机推力的方法，其特征在于：还包括位于步骤S300后的步骤S400，根据每一航迹段的发动机推力值Pi，绘制单次起落的飞机发动机推力需求曲线。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114460947A (zh) * 2022-01-19 2022-05-10 江苏深蓝航天有限公司 一种飞行器回收下降减速方法、飞行器

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