[發(fā)明專利]一種用于飛行失速狀態(tài)下的飛機受力仿真方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201910655027.7
• 申請日: 2019-07-19
• 公開（公告）號: CN110414110B
• 公開（公告）日: 2023-01-06
• 發(fā)明（設計）人: 葉亮;梁琳
• 申請（專利權）人: 中仿智能科技（上海）股份有限公司
• 主分類號: G06F30/20
• 分類號: G06F30/20;G06F119/14
• 代理公司: 上海漢聲知識產權代理有限公司 31236
• 代理人: 胡晶

1.一種用于飛行失速狀態(tài)下的飛機受力仿真方法，其特征在于，包括以下步驟：

S1：建立飛機機體坐標系和地面慣性坐標系，并獲取飛機空速、飛機加速度、姿態(tài)旋轉矩陣和旋轉角速度，所述飛機空速與所述飛機加速度均為在所述地面慣性坐標系中的參數值；

S2：根據所述飛機空速、所述飛機加速度、所述姿態(tài)旋轉矩陣和所述旋轉角速度，計算得到飛機的攻角和側滑角以及所述攻角隨時間的攻角變化率；

S3：根據所述攻角和所述攻角變化率，基于機翼的氣流分離滯回特性計算氣流分離標識；

S4：根據所述氣流分離標識計算修正后的升力系數和阻力系數，以對飛機氣動力參數修正；

S5：根據所述氣流分離標識計算修正后的氣動力矩系數，以對飛機氣動力矩參數修正，所述氣動力矩系數包括滾轉力矩系數、俯仰力矩系數和偏航力矩系數。

2.根據權利要求1所述的用于飛行失速狀態(tài)下的飛機受力仿真方法，其特征在于，獲取所述飛機空速的具體包括以下步驟：

獲取飛機在所述地面慣性坐標系中的飛機速度W_I與風速D_I，根據所述飛機速度W_I與所述風速D_I計算得到所述飛機空速V_I：

V_I＝W_I-D_I。

3.根據權利要求2所述的用于飛行失速狀態(tài)下的飛機受力仿真方法，其特征在于，所述步驟S2中，所述攻角和所述側滑角計算過程具體為：

根據所述飛機空速V_I和所述姿態(tài)旋轉矩陣R_BI，計算所述飛機空速在所述飛機機體坐標系中x軸、y軸、z軸的分量U、v、w為:

V_b＝R_BIV_I＝[U,v,w]^T

其中，所述R_BI為所述地面慣性坐標系向所述飛機機體坐標系轉換的旋轉矩陣，所述V_b為所述飛機空速在所述飛機機體坐標系內的坐標；

根據所述分量U、所述分量v和所述分量w，計算所述攻角α和所述側滑角β：

α＝atan2(w,U),β＝v/V

其中，所述V為所述飛機空速V_I的大小值，其值為V＝||V_I||，所述atan2(y，x)為四象限反正切函數。

4.根據權利要求3所述的用于飛行失速狀態(tài)下的飛機受力仿真方法，其特征在于，所述步驟S2中，所述攻角變化率的計算過程具體為：

當所述飛機空速發(fā)生變化時，得到所述飛機空速在飛機機體坐標系中x軸、y軸、z軸的分量變化率為：

其中，表示所述飛機加速度，表示風速在所述地面慣性坐標系中的變化率，所述旋轉角速度ω_BI為所述飛機機體坐標系相對于所述地面慣性坐標系的剛體角速度，所述ω_BI＝[p，q，r]^T，所述p為飛機滾轉角速度，所述q為飛機俯仰角速度、所述r為飛機偏航角速度；

根據所述飛機空速在飛機機體坐標系中x軸、y軸、z軸的分量所述U、所述v、所述w和分量變化率所述所述所述計算得到所述攻角變化率

其中，所述t為時間，表示為所述atan2(w，U)對所述t的全導數。

5.根據權利要求1-4任意一項所述的用于飛行失速狀態(tài)下的飛機受力仿真方法，其特征在于，所述步驟S3具體包括以下步驟：

根據所述氣流分離滯回特性：

計算得到所述氣流分離標識γ_s；

其中，σ＞0為用于決定滯回環(huán)節(jié)相對于所述攻角變化的靈敏度的滯回特性參數，a為根據飛機特性設定的主機翼氣流分離攻角，為所述攻角和所述攻角變化率的組合，τ₁為滯回環(huán)節(jié)的時間常數，τ₂為用于決定非定?？諝鈩恿υ跈C體失速中的作用常數。