CN102591348B - 拖曳载荷对飞机操纵性能影响的计算和分析控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种拖曳载荷对飞机操纵性能影响的计算和分析控制方法，包括以下步骤：(1)采集原始参数并输入，包括拖曳极限速度V_Bmax，拖曳索极限载荷F_Bmax，拖曳飞机的作业高度H_A，飞机最大平飞速度V_Amax，以及作业速度V_A；(2)计算平飞迎角α以及拖曳阻力系数C_BX；(3)计算拖曳力矩M_B；(4)计算平尾偏度

(5)计算操纵杆位移量ΔW_E；(6)计算平尾偏度

与操纵杆位移量ΔW_E的比值：

并将其与预设的上限值比较，若超出安全范围，则进行报警提示。本方法通过采集并输入一系列的原始参数，计算出影响飞机操纵性能的参数，并且与预设的限值做比较，分析是否安全，对于不安全状况可以进行报警提示，有效保障了飞机飞行安全。

Description

拖曳载荷对飞机操纵性能影响的计算和分析控制方法

技术领域

本发明涉及一种拖曳载荷对飞机操纵性能影响的计算和分析控制方法。

背景技术

飞机通过钢索拖曳标语、旗、靶时，需要飞机具有足够的性能，才能满足拖曳载荷、拖曳力矩、拖曳飞行半径、飞机操纵性能、拖曳体稳定性等诸多要求。但旧型号的拖曳飞机具有诸多难以解决的问题，例如，因航程短，作业区域地理位置受限；因推力小致使拖曳体稳定性差，摆动严重；以及拖曳载荷使飞机明显抖动，操纵难度加大，并会发生拖曳环脱落现象。

采用相对高性能的飞机加装拖曳机构，解决原有拖曳飞机的系列问题：高性能飞机航程较大可解决作业区域受限问题；同时以其较高的性能减小拖曳载荷对飞机操纵性能的影响，保证拖曳体、飞机的动态稳定；以专门的结构防止拖曳环脱落。

然而，拖曳过程中，拖曳载荷对飞机的操纵性能均会造成一定影响，需要用水平尾翼(或升降舵)偏转产生的操纵力矩来平衡拖靶力矩。平衡拖曳力矩时水平尾翼偏转角度的大小是制订拖曳飞机改装方案必须首先考虑的问题，是保证拖曳飞机飞行安全的重要前提条件。因此，如何提供一种拖曳载荷对飞机操纵性能影响的计算和分析控制方法，对飞机操纵性能进行计算和分析控制，及时计算分析出可能影响飞机飞行安全的参量，保障飞行安全。

发明内容

本发明为了解决目前还没有一种有效可靠的拖曳载荷对飞机操纵性能影响的计算和分析控制方法的问题，导致携带有拖曳载荷的飞机在飞行时存在一定的安全隐患，本发明提供了一种拖曳载荷对飞机操纵性能影响的计算和分析控制方法，通过采集并输入一系列的原始参数，计算出影响飞机操纵性能的参数，并且与预设的限值做比较，分析是否安全，对于不安全状况可以进行报警提示，可以有效保障飞机飞行安全。

为了解决上述技术问题，本发明采用以下技术方案予以实现：

一种拖曳载荷对飞机操纵性能影响的计算和分析控制方法，包括以下步骤：

(1)、输入原始参数，包括拖曳极限速度V_Bmax，拖曳索极限载荷F_Bmax，拖曳飞机的作业高度H_A，飞机最大平飞速度V_Amax，以及作业速度V_A；

(2)、计算平飞迎角α以及拖曳阻力系数C_BX；

(3)、计算拖曳力矩M_B；

(4)、计算平尾偏度

(5)、计算操纵杆位移量ΔW_E；

(6)、计算平尾偏度与操纵杆位移量的比值：

并将其与预设的上限值比较，若超出安全范围，则进行报警提示。

进一步的，为了向操作人员明确显示安全状态，步骤(6)中，若比较结果在安全范围之内，则进行安全提示。

优选的，所述的报警提示和安全提示可以为声音报警和/或光电报警。

又进一步的，步骤(2)中平飞迎角α的计算方法为：

判断当前为有地效还是无地效，

当无地效时，

$\mathrm{\α}=C_y/C_y^a;$

C_y为飞机升力系数，

为升力系数曲线斜率；

C_y的计算方法为： $G=Y=C_y\frac{1}{2}\mathrm{\ρ}{V}^{2}S=C_y\mathrm{qS};$

即：C_y＝G/qs；

其中，G为飞机重量；

Y为飞机升力；

ρ为当地空气密度；

V为平飞速度；

S为机翼面积；

q为速压；

当有地效时，平飞迎角α由C_y-α曲线查得。

再进一步的，步骤(3)中拖曳力矩M_R的计算方法为：

(31)、计算拖曳阻力巧F_B：

$F_B=C_{\mathrm{Bx}}\frac{1}{2}\mathrm{\ρ}{V}^2{S}_B;$

其中，C_BX为拖曳阻力系数，C_BX通过以下方式计算：

$C_{\mathrm{Bx}}=\frac{F_{B\max }}{q_{V_{B\max }}{S}_B};$

为拖曳极限速度下的速压；

F_Bmax为拖曳索极限载荷；

${q_V}_{B\max }=\frac{1}{2}\mathrm{\ρ}{V}_{B\max }^2;$

V_Bmax为拖曳极限速度；

S_B为拖曳体面积；

(32)、确定拖曳阻力方向；

利用给定的拖曳体下沉量简单估算拖曳阻力方向；

(33)、计算拖曳力矩；

M_B＝F_BXL_Y-F_BYL_X；

其中：M_B为拖曳力矩；

F_BX为拖曳阻力水平分量；

F_BY为拖曳阻力垂直分量；

L_X为拖曳阻力作用点与飞机重心的水平距离；

L_Y为拖曳阻力作用点与飞机重心的垂直距离。

更进一步的，步骤(4)中平尾偏度的计算方法为：

其中，

为飞机平尾效能；

b_a为平均空气动力弦。

又进一步的，步骤(5)中操纵杆位移量ΔW_E根据飞机操纵***驾驶杆位移与平尾偏角度的函数关系计算出。

优选的，步骤(1)中满足飞机最大平飞速度V_Amax大于拖曳极限速度V_Bmax，当步骤(6)中检测到超出安全范围时，还包括控制加大作业速度V_A，满足V_A＞V_Bmax，使得增大拖曳体的气动阻力F_B≥F_Bmax拉断拖曳钢索。

进一步的，若飞机拖曳机构设置有冷气应急开锁***的话，当步骤(6)中检测到超出安全范围时，还包括控制冷气应急开锁***将拖曳载荷紧急投放的步骤，这样进一步保障了飞机飞行的安全。

与现有技术相比，本发明的优点和积极效果是：本发明的拖曳载荷对飞机操纵性能影响的计算和分析控制方法通过采集并输入一系列的原始参数，计算出影响飞机操纵性能的参数，并且与预设的限值做比较，分析是否安全，对于不安全状况可以进行报警提示，有效保障了飞机飞行安全。

结合附图阅读本发明实施方式的详细描述后，本发明的其他特点和优点将变得更加清楚。

附图说明

图1是本发明所提出的拖曳载荷对飞机操纵性能影响的计算和分析控制方法的一种实施例的电路连接框图；

图2是本发明所提出的拖曳载荷对飞机操纵性能影响的计算和分析控制方法的一种实施例的结构示意图；

图3是图2中冷气应急开锁***局部结构示意图。

具体实施方式

针对目前还没有一种有效可靠的拖曳载荷对飞机操纵性能影响的计算和分析控制方法的问题，导致携带有拖曳载荷的飞机在飞行作业时存在一定的安全隐患，本发明提供了一种拖曳载荷对飞机操纵性能影响的计算和分析控制方法，通过采集并输入一系列的原始参数，计算出影响飞机操纵性能的参数，并且与预设的限值做比较，分析是否安全，对于不安全状况可以进行报警提示，而且可以控制执行相应操作，可以有效保障飞机飞行安全。

下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步详细地说明。

实施例一，本实施例的拖曳载荷对飞机操纵性能影响的计算和分析控制方法，包括以下步骤：

S1、输入原始参数，包括拖曳极限速度V_Bmax，拖曳索极限载荷F_Bmax，拖曳飞机的作业高度H_A，飞机最大平飞速度V_Amax，以及作业速度V_A；

S2、计算平飞迎角α以及拖曳阻力系数C_BX；

S3、计算拖曳力矩M_B；

S4、计算平尾偏度

S5、计算操纵杆位移量ΔW_E；

S6、计算平尾偏度与操纵杆位移量的比值：

并将其与预设的上限值比较，若超出安全范围，则进行报警提示。

在步骤S6中，为了向操作人员明确显示安全状态，优选当比较结果在安全范围之内时，则进行安全提示。所述的报警提示和安全提示可以为声音报警和/或光电报警，比如，通过不同的声音区分安全状态和报警状态，或者不同的LED灯颜色区分上述的两种状态。

在飞机技术领域，该领域技术人员熟知平飞是飞机最基本的飞行状态，也即飞机作水平等速、直线飞行，叫平飞，在飞机平飞过程中，平飞迎角与平飞速度有关。作为一个具体的实施例，本实施例中同时考虑地效状况。因此，步骤S2中平飞迎角α的计算方法为：

判断当前为有地效还是无地效，

当无地效时，

$\mathrm{\α}=C_y/C_y^a;$

C_y为飞机升力系数，

为升力系数曲线斜率；

C_y的计算方法为： $G=Y=C_y\frac{1}{2}\mathrm{\ρ}{V}^{2}S=C_y\mathrm{qS};$

即：C_y=G/qs；升力系数曲线斜率

等于常数，每个翼型的精确值应由实验确定，在此不做赘述。

其中，G为飞机重量；为常量，可由飞机履历本查得。

Y为飞机升力；

ρ为当地空气密度；可由空气密度传感器测得。

V为平飞速度；当前平飞速度，为已知量。

S为机翼面积；同样为常量。

q为速压；

当有地效时，平飞迎角α由C_y-α曲线查得。

在本实施例中，步骤S3中拖曳力矩M_B的计算方法为：

S31、计算拖曳阻力F_B：

$F_B=C_{\mathrm{Bx}}\frac{1}{2}\mathrm{\ρ}{V}^2{S}_B;$

其中，C_BX为拖曳阻力系数，C_BX通过以下方式计算：

$C_{\mathrm{Bx}}=\frac{F_{B\max }}{{q_V}_{B\max }{S}_B};$

为拖曳极限速度下的速压；

F_Bmax为拖曳索极限载荷；

${q_V}_{B\max }=\frac{1}{2}\mathrm{\ρ}{V}_{B\max }^2;$

V_Bmax为拖曳极限速度；

S_B为拖曳体面积；

S32、确定拖曳阻力方向；

利用给定的拖曳体下沉量简单估算拖曳阻力方向；

S33、计算拖曳力矩M_B；

M_B＝F_BXL_Y-F_BYL_X；

其中：F_BX为拖曳阻力水平分量；

F_BY为拖曳阻力垂直分量；

L_X为拖曳阻力作用点与飞机重心的水平距离；

L_Y为拖曳阻力作用点与飞机重心的垂直距离。

在本实施例中，步骤S4中平尾偏度的计算方法为：

拖曳力矩M_B由前面的步骤中计算出，

其中，

为飞机平尾效能；

b_a为平均空气动力弦。

步骤S5中操纵杆位移量ΔW_E根据飞机操纵***驾驶杆位移与平尾偏角度的函数关系计算出。

步骤S1中满足飞机最大平飞速度V_Amax大于拖曳极限速度V_Bmax，当步骤S6中检测到超出安全范围时，还包括控制加大作业速度V_A，满足V_A＞V_Bmax，使得增大拖曳体的气动阻力F_B≥F_Bmax拉断拖曳钢索。

为了进一步的说明本实施例的控制方法，前文中所提到的各种参数的计算以及控制指令的发送均由控制单元完成，参见图1所示，包括参数采集单元和控制单元，需要实时采集的参数(比如飞机飞行速度)由相应的参数采集单元(比如传感器等)完成，若飞机拖曳机构设置有冷气应急开锁***的话，当步骤S6中检测到飞行超出安全范围时，还包括控制冷气应急开锁***将拖曳载荷紧急投放的步骤，这样进一步保障了飞机飞行的安全。

作为一个具体的实施例，参加图2、图3所示，本实施例飞机拖曳机构还包括冷气应急开锁***，其包括电动活门1、冷气动作筒2、手动开锁杠杆4，手动开锁杠杆4一端铰接于拖曳钩壳体3.2，另一端为自由端与电动开锁凸轮3.3的表面接触，冷气动作筒2的输出端朝向手动开锁杠杆4的自由端。控制单元控制电动活门1，进而控制冷气动作筒2动作。

冷气动作筒2推动拖曳环3.1打开时，冷气动作筒2向左伸出→手动开锁杠杆4顺时针转动→电动开锁凸轮3.3顺时针转动→扇形臂3.6在弹簧3.11作用下逆时针转动→支撑臂3.7顺时针转动放开上顶臂3.8→上顶臂3.8顺时针转动→锁钩3.5逆时针转动→锁钩3.5放开拖曳环3.1→投掉拖曳环3.1。

当然，上述说明并非是对本发明的限制，本发明也并不仅限于上述举例，本技术领域的普通技术人员在本发明的实质范围内所做出的变化、改型、添加或替换，也应属于本发明的保护范围。

Claims (8)

1.一种拖曳载荷对飞机操纵性能影响的计算和分析控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

（1）、采集原始参数并输入，包括拖曳极限速度V_Bmax，拖曳索极限载荷F_Bmax，拖曳飞机的作业高度H_A，飞机最大平飞速度V_Amax，以及作业速度V_A；

（2）、计算平飞迎角α以及拖曳阻力系数C_BX；

（3）、计算拖曳力矩M_B；

所述拖曳力矩M_B的计算方法为：

（31）、计算拖曳阻力F_B：

$F_B=C_{\mathrm{Bx}}\frac{1}{2}\mathrm{\ρ}{V}^2{S}_B;$

其中，C_BX为拖曳阻力系数，

ρ为当地空气密度；

V为平飞速度；

C_BX通过以下方式计算：

$C_{\mathrm{Bx}}=\frac{F_{B\max }}{q_{V_{B\max }}{S}_B};$

为拖曳极限速度下的速压；

F_Bmax为拖曳索极限载荷；

$q_{V_{B\max }}=\frac{1}{2}\mathrm{\ρ}{V}_{B\max }^2;$

V_Bmax为拖曳极限速度；

S_B为拖曳体面积；

（32）、确定拖曳阻力方向；

利用给定的拖曳体下沉量简单估算拖曳阻力方向；

（33）、计算拖曳力矩；

M_B=F_BXL_Y-F_BYL_X；

其中：M_B为拖曳力矩；

F_BX为拖曳阻力水平分量；

F_BY为拖曳阻力垂直分量；

L_X为拖曳阻力作用点与飞机重心的水平距离；

L_Y为拖曳阻力作用点与飞机重心的垂直距离;

（4）、计算平尾偏度

（5）、计算操纵杆位移量ΔW_E；

（6）、计算平尾偏度

与操纵杆位移量ΔW_E的比值：并将其与预设的上限值比较，若超出安全范围，则进行报警提示。

2.根据权利要求1所述的拖曳载荷对飞机操纵性能影响的计算和分析控制方法，其特征在于，步骤（6）中，若比较结果在安全范围之内，则进行安全提示。

3.根据权利要求2所述的拖曳载荷对飞机操纵性能影响的计算和分析控制方法，其特征在于，所述的报警提示和安全提示为声音报警和/或光电报警。

4.根据权利要求1所述的拖曳载荷对飞机操纵性能影响的计算和分析控制方法，其特征在于，步骤（2）中平飞迎角α的计算方法为：

判断当前为有地效还是无地效，

当无地效时，

$\mathrm{\α}=C_y/C_y^a;$

C_y为飞机升力系数，

为升力系数曲线斜率；

C_y的计算方法为： $G=Y=C_y\frac{1}{2}\mathrm{\ρ}{V}^{2}S=C_y\mathrm{qS};$

即：C_y=G/qs；

其中，G为飞机重量；

Y为飞机升力；

ρ为当地空气密度；

V为平飞速度；

S为机翼面积；

q为速压；

当有地效时，平飞迎角α由C_y-α曲线查得。

5.根据权利要求1所述的拖曳载荷对飞机操纵性能影响的计算和分析控制方法，其特征在于，步骤（4）中平尾偏度

的计算方法为：

其中，为飞机平尾效能；

b_a为平均空气动力弦。

6.根据权利要求1所述的拖曳载荷对飞机操纵性能影响的计算和分析控制方法，其特征在于，步骤（5）中操纵杆位移量ΔW_E根据飞机操纵***驾驶杆位移与平尾偏角度的函数关系计算出。

7.根据权利要求1所述的拖曳载荷对飞机操纵性能影响的计算和分析控制方法，其特征在于，步骤（1）中满足飞机最大平飞速度V_Amax大于拖曳极限速度V_Bmax，当步骤（6）中检测到超出安全范围时，还包括控制加大作业速度V_A，满足V_A＞V_Bmax，使得增大拖曳体的气动阻力F_B≥F_Bmax拉断拖曳钢索。

8.根据权利要求1所述的拖曳载荷对飞机操纵性能影响的计算和分析控制方法，其特征在于，当步骤（6）中检测到超出安全范围时，还包括控制飞机拖曳机构的冷气应急开锁***将拖曳载荷紧急投放的步骤。

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