[發明專利]一種用于飛行失速狀態下的飛機受力仿真方法

有效

• 申請號: 201910655027.7
• 申請日: 2019-07-19
• 公開（公告）號: CN110414110B
• 公開（公告）日: 2023-01-06
• 發明（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

本發明公開了一種用于飛行失速狀態下的飛機受力仿真方法，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、姿態旋轉矩陣和旋轉角速度；S2：根據飛機空速、飛機加速度、姿態旋轉矩陣和旋轉角速度，計算得到飛機的攻角和側滑角以及攻角隨時間的攻角變化率；S3：根據攻角和攻角變化率，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。本發明具有仿真展現深度尾旋飛行特性、仿真結果逼真的技術特點。

技術領域

本發明屬于飛行器仿真技術領域，尤其涉及一種用于飛行失速狀態下的飛機受力仿真方法。

背景技術

當飛機前進時產生的升力小于飛機所受的重力時飛機就會下降或摔機，即飛機迎角大于臨界角，出現大迎角飛機失速。

在現有的飛機仿真技術中存在著以下技術問題：不能完全計算仿真飛機在大迎角下的縱向和橫測向氣動導數的變化，多針對飛機局部機翼給出結果；其次，分析大迎角飛機氣動力和力矩的變化多用于控制計算和實驗分析，沒有針對飛行仿真專用的計算方法；對于飛機在大迎角下失速的滯回特性，現有技術不能在飛行仿真中模擬實現，以至于飛機不能展現出深度尾旋的過失速飛行特性。

發明內容

本發明的技術目的是提供一種用于飛行失速狀態下的飛機受力仿真方法，具有仿真展現深度尾旋飛行特性、仿真結果逼真的技術特點。

為解決上述問題，本發明的技術方案為：

一種用于飛行失速狀態下的飛機受力仿真方法，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、偏航力矩系數。

根據本發明一實施例，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。

根據本發明一實施例，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：