CN114896682B - 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 - Google Patents
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Abstract
本发明提出了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。该方法针对发动机装机推力和风洞试验气动数据不确定性能以及直接试飞的效率低等问题，基于耦合盘旋爬升动作获取飞机的稳定盘旋过载，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稳定盘旋性能。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稳定盘旋过载，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
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，涉及一种基于耦合盘旋爬升试飞数据的稳定盘旋性能修正方法。
背景技术
飞机的盘旋性能，对飞机的最大爬升率、升限和航时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。特别地，在调整试飞阶段，飞机各高度的剩余推力特性还不明确，需要逐次的探边摸底才能完成稳定盘旋性能的试飞，如此将带来试飞架次的增多，试飞战线的拉长。然而，在试飞阶段，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，逐次的探边摸底试飞是不能得以满足的。因此，在试飞过程中，为了得到不同飞机重量下的稳定盘旋过载特性，合理地提出后续性能指标，需针对不同状态的试飞数据，进行不同方法的修正，从而，为准确地预测飞机性能指标提供重要的数据基础。
目前，不同重量情况下，飞机的稳定盘旋性能均采用理论数据计算或者直接试飞的方式获取。一方面，理论计算时，真实的飞机在发动机推力和飞机阻力等方面与理论数据(发动机的台架试验数据和飞机的风洞试验数据)均存在差异。由于发动机的安装、进发匹配等原因，会引起发动机的推力损失；飞机的制造和安装公差、表面质量等原因，也会造成飞机阻力增量的变化。因此，仅依靠飞机理论数据，不足以获得不同重量下真实飞机的稳定盘旋性能；另一方面，直接试飞法，造成试飞架次的增量多，降低试飞效率，不能满足快速试飞的要求。
发明内容
本发明针对发动机装机推力和风洞试验气动数据不确定性能以及直接试飞的效率低等问题，提出了一种基于耦合盘旋爬升试飞数据的稳定盘旋过载修正方法。该方法基于耦合盘旋爬升动作获取飞机的稳定盘旋过载，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稳定盘旋性能。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稳定盘旋过载，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稳定盘旋性能修正方法，具体包括以下步骤：
步骤1：选取盘旋爬升的高度和速度及飞行状态，并获取飞行数据；
步骤2：统计计算出不同滚转角下对应的盘旋过载；
步骤3：根据已有盘旋爬升的飞行性能修正出目标状态的盘旋过载；
步骤4：改变速度，重复步骤2-步骤3的操作，辨识出相同高度且不同速度下，目标状态的盘旋过载；
步骤5：改变高度，重复步骤2-步骤4的操作，辨识出高度-速度全包线范围内，目标状态的盘旋过载。
为了更好地实现本发明，进一步地，所述步骤1中，需要在相同高度，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，获取不同滚转角下飞机过载和爬升率。
为了更好地实现本发明，进一步地，获取爬升率数据的操作为：
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：
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；
获取滚转角数据的操作为：
选定工况耦合盘旋爬升动作的滚转角，具体计算公式为：
其中，△Ti为数据采集时间间隔，φi为数据采集间隔的滚转角，φ为该工况下的滚转角。
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：构建稳定盘旋爬升力学模型；
步骤2.2：构建稳定盘旋力学模型。
为了更好地实现本发明，进一步地，所述步骤2.1的具体操作为：
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)
CD＝CD0+A·CL2 (7)
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，Vy为爬升率；
所述步骤2.2的具体操作为：
构建稳定盘旋的力学模型，具体的方程组如下：
Lcosφ＝G (9)
T＝D (10)
CD＝CD0+A·CL2 (13)
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。
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：统计数据，得到重量-爬升率-过载的关系矩阵；
步骤3.2：计算稳定盘旋爬升-稳定爬升性能关系；
步骤3.3：计算稳定盘旋爬升的函数关系；
步骤3.4：修正滚转角，稳定盘旋；
步骤3.5：修正法向过载和盘旋半径。
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(3)～式(14)，得到稳定盘旋爬升-稳定爬升的函数关系为：
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，Φ为滚转角，θ为爬升角；
联立方程(15)～(16)，得到稳定盘旋爬升-稳定爬升性能关系如下：
为了更好地实现本发明，进一步地，所述步骤3.3的具体操作为：
根据式(17)得到飞机在不同的滚转角Φ1和滚转角Φ2下进行稳定盘旋时，满足关系式：
滚转角Φ1
滚转角Φ2
综上，式(18)-式(19)，得到稳定盘旋爬升的函数关系如下：
即
为了更好地实现本发明，进一步地，所述步骤3.4具体操作如下：
当爬升角θ1＝0°，飞机处于稳定盘旋阶段，爬升率为0m/s，此时，cosθ1＝1，带入式(21)，得：
即：
以稳定盘旋爬升为基准状态，稳定盘旋为目标状态，式(23)转化为：
其中，G为飞机的重力，V为速度，ρ为密度，S为参考面积，A为升致阻力因子，Vybase、φbase、θbase分别为稳定盘旋爬升状态的爬升率、滚转角和爬升角，φaim为稳定盘旋状态的滚转角；
然后，通过得到的稳定盘旋爬升试飞数据，联立式(8)和式(24)，修正稳定盘旋状态的滚转角。
为了更好地实现本发明，进一步地，所述步骤3.5具体包括以下操作：
步骤3.5.1：修正法向过载；
步骤3.5.2：修正盘旋半径。
为了更好地实现本发明，进一步地，所述步骤3.5.1的具体修正公式如下：
法向过载修正：
为了更好地实现本发明，进一步地，所述步骤3.5.2的具体修正公式如下：
飞机的稳定盘旋半径为：
F＝Gtanφ (27)
G＝mg (28)
综上，得到：
将滚转角Φ1代入公式中，即得到修正后的稳盘半径。
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获取飞机的稳定盘旋过载，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稳定盘旋性能。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稳定盘旋过载，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-稳定盘旋性能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稳定盘旋性能修正方法，具体包括以下步骤：
步骤1：选取盘旋爬升的高度和速度及飞行状态，并获取飞行数据；
步骤2：统计计算出不同滚转角下对应的盘旋过载；
步骤3：根据已有盘旋爬升的飞行性能修正出目标状态的盘旋过载；
步骤4：改变速度，重复步骤2-步骤3的操作，辨识出相同高度且不同速度下，目标状态的盘旋过载；
步骤5：改变高度，重复步骤2-步骤4的操作，辨识出高度-速度全包线范围内，目标状态的盘旋过载。
实施例2：
本实施例在上述实施例1的基础上，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，获取不同滚转角下飞机过载和爬升率。
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：
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滚转角数据获取
选定工况耦合盘旋爬升动作的滚转角计算公式为：
其中，△Ti为数据采集时间间隔，φi为数据采集间隔的滚转角，φ为该工况下的滚转角。
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)
CD＝CD0+A·CL2 (7)
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，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 (9)
T＝D (10)
CD＝CD0+A·CL2 (13)
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。
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 | 滚转角 |
| 1 | H | V | G | Vy1 | Φ1 |
| 2 | H | V | G | Vy2 | Φ2 |
| … | … | … | … | … | … |
3.2稳定盘旋爬升-稳定爬升性能关系
依据式(3)～式(14)，可知稳定盘旋爬升-稳定爬升的函数关系为：
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，φ为滚转角，θ为爬升角。
联立方程(15)～(16)，可得：
3.3稳定盘旋爬升的函数关系
根据式(17)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
滚转角φ2
综上，式(18)-式(19)，可得：
即
3.4修正滚转角(稳定盘旋)
当爬升角θ1＝0°，飞机处于稳定盘旋阶段，爬升率为0m/s，此时，cosθ1＝1，带入式(21)，得：
即：
以稳定盘旋爬升为基准状态，稳定盘旋为目标状态，式(23)转化为：
其中，G为飞机的重力，V为速度，ρ为密度，S为参考面积，A为升致阻力因子，Vybase、φbase、θbase分别为稳定盘旋爬升状态的爬升率、滚转角和爬升角，φaim为稳定盘旋状态的滚转角。
因此，通过稳定盘旋爬升试飞数据，联立式(8)和式(24)，修正稳定盘旋状态的滚转角，见表2。
表2修正稳定爬升阶段的滚转角
3.5修正法向过载和盘旋半径
3.5.1修正法向过载
法向过载：
3.5.2修正盘旋半径
飞机的稳定盘旋半径为：
F＝Gtanφ (27)
G＝mg (28)
综上，可得
将滚转角φ1代入，即得到稳盘半径R1。
4相同高度，不同速度
为了得到辨识出相同高度，不同速度下稳定盘旋的滚转角、过载和盘旋半径。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稳定盘旋性能，见表3。
表3相同高度，不同速度下稳定盘旋性能
5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)内的稳定盘旋的滚转角、过载和盘旋半径。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稳定盘旋性能，见表4。
表4高度-速度全包线的稳定盘旋性能
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)
1.一种基于耦合盘旋爬升试飞数据的稳定盘旋性能修正方法，其特征在于，具体包括以下步骤：
步骤1：选取盘旋爬升的高度和速度及飞行状态，并获取飞行数据；
步骤2：统计计算出不同滚转角下对应的盘旋过载；
步骤3：根据已有盘旋爬升的飞行性能修正出目标状态的盘旋过载；
步骤4：改变速度，重复步骤2-步骤3的操作，辨识出相同高度且不同速度下，目标状态的盘旋过载；
步骤5：改变高度，重复步骤2-步骤4的操作，辨识出高度-速度全包线范围内，目标状态的盘旋过载；
所述步骤1中，需要在相同高度，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，获取不同滚转角下飞机过载和爬升率；
获取爬升率数据的操作为：
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：
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；
获取滚转角数据的操作为：
选定工况耦合盘旋爬升动作的滚转角，具体计算公式为：
其中，△Ti为数据采集时间间隔，φi为数据采集间隔的滚转角，φ为该工况下的滚转角；所述步骤2具体包括以下步骤：
步骤2.1：构建稳定盘旋爬升力学模型；
步骤2.2：构建稳定盘旋力学模型；
所述步骤2.1的具体操作为：
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)
CD＝CD0+A·CL2 (7)
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，Vy为爬升率；
所述步骤2.2的具体操作为：
构建稳定盘旋的力学模型，具体的方程组如下：
Lcosφ＝G (9)
T＝D (10)
CD＝CD0+A·CL2 (13)
所述步骤3具体包括以下步骤：
步骤3.1：统计数据，得到重量-爬升率-过载的关系矩阵；
步骤3.2：计算稳定盘旋爬升-稳定爬升性能关系；
步骤3.3：计算稳定盘旋爬升的函数关系；
步骤3.4：修正滚转角，稳定盘旋；
步骤3.5：修正法向过载和盘旋半径；
所述步骤3.2的具体操作为：
依据式(3)～式(14)，得到稳定盘旋爬升-稳定爬升的函数关系为：
联立方程(15)～(16)，得到稳定盘旋爬升-稳定爬升性能关系如下：
所述步骤3.3的具体操作为：
根据式(17)得到飞机在不同的滚转角Φ1和滚转角Φ2下进行稳定盘旋时，满足关系式：
滚转角Φ1
滚转角Φ2
综上，式(18)-式(19)，得到稳定盘旋爬升的函数关系如下：
即
所述步骤3.4具体操作如下：
当爬升角θ1＝0°，飞机处于稳定盘旋阶段，爬升率为0m/s，此时，cosθ1＝1，带入式(21)，得：
即：
以稳定盘旋爬升为基准状态，稳定盘旋为目标状态，式(23)转化为：
其中，G为飞机的重力，V为速度，ρ为密度，S为参考面积，A为升致阻力因子，Vybase、φbase、θbase分别为稳定盘旋爬升状态的爬升率、滚转角和爬升角，φaim为稳定盘旋状态的滚转角；
然后，通过得到的稳定盘旋爬升试飞数据，联立式(8)和式(24)，修正稳定盘旋状态的滚转角；
所述步骤3.5具体包括以下操作：
步骤3.5.1：修正法向过载；
步骤3.5.2：修正盘旋半径；
所述步骤3.5.1的具体修正公式如下：
法向过载修正：
所述步骤3.5.2的具体修正公式如下：
飞机的稳定盘旋半径为：
F＝G tanφ (27)
G＝mg (28)
综上，得到：
将滚转角φ1代入公式中，即得到修正后的稳盘半径。
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