[發明專利]一種基于參數辨識的飛機剩余推力等效試飛方法

有效

• 申請號: 202010546607.5
• 申請日: 2020-06-15
• 公開（公告）號: CN111914345B
• 公開（公告）日: 2021-06-08
• 發明（設計）人: 劉志林;苗文中;鄭權;楊海慶;賀振玲;陶義建
• 申請（專利權）人: 成都飛機工業（集團）有限責任公司
• 主分類號: G06F30/15
• 分類號: G06F30/15;G06F119/14
• 代理公司: 成都君合集專利代理事務所(普通合伙) 51228
• 代理人: 尹玉

本發明公開了一種基于參數辨識的飛機剩余推力等效試飛方法，飛機不側滑帶坡度爬升和下滑運動，若以爬升運動時的航跡傾角γ為負，下滑時的航跡傾角γ為正，則相對應的縱向過載n_x分別為負和正，所述航跡傾角γ和縱向過載帶n_x符號相同，所述飛機剩余推力等效試飛模型為n_Z²?1＝qCn_x，其中n_Z為法向過載，nx為縱向過載，q為動壓，C為等效試飛模型的參數。本發明通過模型可以直接得到需要測試的性能指標，而不需要在通過飛機實地試飛獲取性能指標，本發明通過飛機剩余推力等效試飛模型提高了試飛效率、縮短試飛周期、節省試飛成本。

技術領域

本發明屬于飛機試飛模型的技術領域，具體涉及一種基于參數辨識的飛機剩余推力等效試飛方法。

背景技術

飛行試驗是在真實飛行條件下進行科學研究和產品試驗的過程，是一代新機誕生必經的四個環節中的最后一環，在整個研制周期中占有重要的分量，具有試飛內容極其復雜、試飛風險大且重復、試飛耗費巨大等特點。

一直以來，對試飛任務的安排是按照試飛科目、試飛內容逐項逐點進行，存在試飛周期長、試飛費用高、試飛效率低等問題。基于此，本發明針對飛機性能試飛的剩余推力問題，提出一種基于參數辨識的等效試飛模型。在相關試飛數據基礎上，通過這種等效模型的預測結果來替代部分性能試飛科目和試飛內容，以提高試飛效率、縮短試飛周期、節省試飛成本。該模型可用于爬升、平飛加減速、盤旋等性能試飛科目的等效試飛。

發明內容

本發明的目的在于提供一種基于參數辨識的飛機剩余推力等效試飛方法，旨在提高試飛效率、縮短試飛周期、節省試飛成本。

本發明主要通過以下技術方案實現：一種基于參數辨識的飛機剩余推力等效試飛方法，飛機不側滑帶坡度爬升和下滑運動，若以爬升運動時的航跡傾角θ為負，下滑時的航跡傾角θ為正，則相對應的縱向過載n_x分別為負和正，所述航跡傾角θ和縱向過載帶n_x符號相同，所述飛機剩余推力等效試飛模型如下：

n_Z²-1＝q Cn_x

其中，n_Z為法向過載，nx為縱向過載，q為動壓，C為等效試飛模型的參數。

為了更好地實現本發明，進一步的，不考慮飛機側滑運動，保持速度和爬升角的情況下，所述飛機剩余推力等效試飛模型推導步驟如下：

1)航跡坐標系內，飛機運動的質心動力學方程如下：

其中，m為飛機質量，V為真速，P為可用推力，L為升力，D為阻力，Z為側滑力，α為迎角，β為側滑角，γ為滾轉角，θ為航跡傾角，ψ為航跡偏角，為發動機安裝角，g為重力加速度；

2)在1)基礎上，不考慮飛機側滑運動，保持速度和爬升角的情況下，飛機帶坡度爬升運動的動力學方程如下：

3)忽略發動機安裝角和迎角α，則α≈0；

4)在3)基礎上，2)中帶坡度爬升動力學方程如下：

5)飛機的升力L計算公式如下：

L＝qSC_L

其中，q為動壓，S為機翼參考面積，C_L為升力系數；

6)飛機的阻力D計算公式如下：

D＝qSC_D

其中，C_D為阻力系數；