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CN110750837B - 一种飞机剩余操纵能力评估方法 - Google Patents

一种飞机剩余操纵能力评估方法 Download PDF

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CN110750837B CN201911018459.3A CN201911018459A CN110750837B CN 110750837 B CN110750837 B CN 110750837B CN 201911018459 A CN201911018459 A CN 201911018459A CN 110750837 B CN110750837 B CN 110750837B
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张志冰
刘海港
杨大鹏
张秀林
张曼
李自强
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Abstract

本申请属于飞机剩余操纵能力设计技术领域，具体涉及一种飞机剩余操纵能力评估方法，包括：气动特性获取步骤：基于气动力、气动力矩与飞机状态、舵面偏转的关系，求解飞机的气动力、气动力矩和气动导数；数学模型建立步骤：基于飞机质心运动方程、飞机质心旋转方程，修正飞机重心位置，带入气动力、气动力矩建立飞机数学模型；横航向配平步骤：基于气动导数对飞机进行横航向配平，据此得出飞机剩余操作能力。

Description

一种飞机剩余操纵能力评估方法
技术领域
本申请属于飞机剩余操纵能力设计技术领域，具体涉及一种飞机剩余操纵能力评估方法。
背景技术
当前，在评价飞机剩余操纵能力时，对飞机建模，多假设飞机左右对称，该种技术方案适用与飞机损伤程度很小的情况，但对于飞机翼面结构大面积损伤时不再适用。
鉴于现有技术的上述缺陷提出本申请。
发明内容
本申请的目的是提供一种飞机剩余操纵能力评估方法，以克服或减轻现有技术至少一方面的缺陷。
本申请的技术方案是：
一种飞机剩余操纵能力评估方法，包括：
气动特性获取步骤：基于气动力、气动力矩与飞机状态、舵面偏转的关系，求解飞机的气动力、气动力矩和气动导数；
数学模型建立步骤：基于飞机质心运动方程、飞机质心旋转方程，修正飞机重心位置，带入气动力、气动力矩建立飞机数学模型；
横航向配平步骤：基于气动导数对飞机进行横航向配平，据此得出飞机剩余操作能力。
根据本申请的至少一个实施例，气动特性获取步骤中，气动力、气动力矩与飞机状态、舵面偏转的关系由仿真计算得到。
根据本申请的至少一个实施例，气动特性获取步骤中，气动力、气动力矩与飞机状态、舵面偏转的关系由CFD仿真计算得到。
根据本申请的至少一个实施例，数学模型建立步骤中，飞机质心运动方程，具体为：
Figure BDA0002246439230000021
其中，
Fx、Fy、Fz为飞机机体轴三轴合力；
m为飞机重量；
Vx、Vy、Vz为速度在飞机机体轴三轴分量；
ωx、ωy、ωz为飞机机体轴三轴角速率。
根据本申请的至少一个实施例，数学模型建立步骤中，飞机质心旋转方程，具体为：
Figure BDA0002246439230000022
其中，
Mx、My、Mz为飞机机体三轴力矩；
Ix、Iy、Iz为飞机机体三轴转动惯量；
Ixz，Ixy，Iyz为惯性积。
根据本申请的至少一个实施例，横航向配平步骤中，对飞机进行横航向配平，具体为：
使用侧滑角、方向舵、副翼、滚转角使飞机的滚转力矩、偏航力矩、侧力为零。
根据本申请的至少一个实施例，飞机的滚转力矩、偏航力矩、侧力的表达式如下：
Figure BDA0002246439230000031
其中，
Figure BDA0002246439230000032
为气动导数；
α为迎角；
β为侧滑角；
δx为副翼；
δy为方向舵；
γ为滚转角；
PC为飞机发动机推力差。
根据本申请的至少一个实施例，横航向配平步骤中，在副翼大于最大偏转范围的三分之一，侧滑角未达到最大时，相较于副翼优先选择侧滑角使飞机的滚转力矩、偏航力矩、侧力为零。
本申请至少存在以下有益技术效果：
本申请公开了一种飞机剩余操纵能力评估方法，该方法基于气动力、气动力矩与飞机状态、舵面偏转的关系，求解得到飞机的气动力、气动力，可为建立飞机数学模型提供准确的气动力、气动力矩输入，以及求解得到飞机的气动导数为横航向配平提供气动导数支撑；
且该方法基于飞机质心运动方程、飞机质心旋转方程，修正飞机重心位置，带入气动力、气动力矩建立飞机数学模型，可在飞机左右不对称的情况下为翼面损伤飞机数学仿真、特性研究、容错控制以及飞机横航向配平提供基础；
此外，出于对翼面损伤飞机纵向横向耦合作用严重的实际，该方法基于气动导数对飞机进行横航向配平，考虑滚转力矩和偏航力矩的作用，以此能够更好的得出飞机剩余操纵能力。
附图说明
图1是本申请实施例提供的飞机剩余操纵能力评估方法的流程图。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本申请作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释相关申请，而非对该申请的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分。
需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。
需要说明的是，在本申请的描述中，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方向或位置关系的术语是基于附图所示的方向或位置关系，这仅仅是为了便于描述，而不是指示或暗示装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
此外，还需要说明的是，在本申请的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“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；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域技术人员而言，可根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。
下面结合附图1对本申请做进一步详细说明。
本申请提供一种飞机剩余操纵能力评估方法，包括：
气动特性获取步骤：基于气动力、气动力矩与飞机状态、舵面偏转的关系，求解飞机的气动力、气动力矩和气动导数；
数学模型建立步骤：基于飞机质心运动方程、飞机质心旋转方程，修正飞机重心位置，带入气动力、气动力矩建立飞机数学模型；
横航向配平步骤：基于气动导数对飞机进行横航向配平，据此得出飞机剩余操作能力。
在一些可选的实施例中，气动特性获取步骤中，气动力、气动力矩与飞机状态、舵面偏转的关系由仿真计算得到。
在一些可选的实施例中，气动特性获取步骤中，气动力、气动力矩与飞机状态、舵面偏转的关系由CFD仿真计算得到。
在一些可选的实施例中，数学模型建立步骤中，飞机质心运动方程，具体为：
Figure BDA0002246439230000051
上述实施例中公开的飞机质心运动方程可由以下过程得出：
根据牛顿第二定理，对飞机质心方程有：
Figure BDA0002246439230000052
假设飞机的质量近似不变，则有：
Figure BDA0002246439230000053
其中，
Figure BDA0002246439230000054
为飞机与地面坐标系的中角速度向量；
得到飞机三轴力方程组为：
Figure BDA0002246439230000061
其中，
Vx、Vy、Vz为速度在机体轴三轴分量；ωx、ωy、ωz为机体轴三轴角速率；Fx、Fy、Fz为机体轴三轴合力；m为飞机重量；
Figure BDA0002246439230000068
为飞机速度；
Figure BDA0002246439230000069
为飞机合力。
在一些可选的实施例中，数学模型建立步骤中，飞机质心旋转方程，具体为：
Figure BDA0002246439230000062
上述实施例中公开的飞机质心旋转方程可由以下过程得出：
飞机力矩方程为：
Figure BDA0002246439230000063
得到飞机动量矩
Figure BDA0002246439230000064
分量形式为：
Figure BDA0002246439230000065
将力矩方程写为如下形式：
Figure BDA0002246439230000066
Figure BDA0002246439230000067
的分量式形式为：
Figure BDA0002246439230000071
根据叉乘法则：
Figure BDA0002246439230000072
得到飞机全转动惯量与惯量积的力矩方程组为：
Figure BDA0002246439230000073
其中，
Ix，Iy，Iz为转动惯量，Ixz，Ixy，Iyz为惯性积，Mx，My，Mz为三轴力矩。
对于飞机重心位置的修正，根据几何关系可以得到，在重心变化时，各轴向上产生的附加力矩为
Figure BDA0002246439230000074
其中，
Δx、Δy、Δz为重心相对故障前偏移的距离；
Fx、Fy、Fz为定义在机体轴上飞机的轴向力；
将气动力、气动力矩带入到上述方程中，得到翼面损伤飞机数学模型。
翼面损伤飞机的纵向配平与正常飞机基本相同，由于翼面损伤大大增加了飞机纵向和横航向耦合，并且由于飞机的左右不对称，导致飞机在平飞时需要进行横航向配平，具体方法是使用侧滑角、方向舵、副翼和滚转角使飞机的滚转力矩、偏航力矩和侧力同时为零。
在对翼面损伤飞机配平时要综合考虑副翼和侧滑角的选择，为了更加明确了解飞机的剩余操纵能力，可在副翼使用大于最大偏转范围的三分之一，且侧滑角还没有最大时，优先使用侧滑角配平的方式，具体实现方法如下：
翼面损伤飞机滚转力矩、偏航力矩和侧力的表达式如下：
Figure BDA0002246439230000081
其中，
Figure BDA0002246439230000082
为气动导数；
α为迎角；
β为侧滑角；
δx为副翼；
δy为方向舵；
γ为滚转角；
PC为发动机推力差；
可根据代价函数
Figure BDA0002246439230000083
通过改变Kβ、
Figure BDA0002246439230000084
和
Figure BDA0002246439230000085
实现优先使用侧滑角配平，具体Kβ、
Figure BDA0002246439230000086
和
Figure BDA0002246439230000087
如下：
Figure BDA0002246439230000088
通过计算cost最小值，求解出侧滑角、方向舵、副翼和滚转角，完成翼面损伤飞机横航向配平，通过副翼使用的偏转角度初步估计飞机的剩余滚转能力，从而判断翼面损伤飞机安全返航的可能性。
至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，但是，本领域技术人员容易理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式。在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。

Claims (4)

1.一种飞机剩余操纵能力评估方法，其特征在于，包括：
气动特性获取步骤：基于气动力、气动力矩与飞机状态、舵面偏转的关系，求解飞机的气动力、气动力矩和气动导数；
数学模型建立步骤：基于飞机质心运动方程、飞机质心旋转方程，修正飞机重心位置，带入所述气动力、所述气动力矩建立飞机数学模型；
横航向配平步骤：基于所述气动导数对飞机进行横航向配平，据此得出飞机剩余操作能力；
所述数学模型建立步骤中，飞机质心运动方程，具体为：
Figure FDA0004097753990000011
其中，
Fx、Fy、Fz为飞机机体轴三轴合力；
m为飞机重量；
Vx、Vy、Vz为速度在飞机机体轴三轴分量；
ωx、ωy、ωz为飞机机体轴三轴角速率；
所述数学模型建立步骤中，飞机质心旋转方程，具体为：
Figure FDA0004097753990000012
其中，
Mx、My、Mz为飞机机体三轴力矩；
Ix、Iy、Iz为飞机机体三轴转动惯量；
Ixz，Ixy，Iyz为惯性积；
所述横航向配平步骤中，对飞机进行横航向配平，具体为：
使用侧滑角、方向舵、副翼、滚转角使飞机的滚转力矩、偏航力矩、侧力为零；
飞机的滚转力矩、偏航力矩、侧力的表达式如下：
Figure FDA0004097753990000021
其中，
Figure FDA0004097753990000022
为气动导数；
α为迎角；
β为侧滑角；
δx为副翼；
δy为方向舵；
γ为滚转角；
PC为飞机发动机推力差。
2.根据权利要求1所述的飞机剩余操纵能力评估方法，其特征在于，
所述气动特性获取步骤中，气动力、气动力矩与飞机状态、舵面偏转的关系由仿真计算得到。
3.根据权利要求2所述的飞机剩余操纵能力评估方法，其特征在于，
所述气动特性获取步骤中，气动力、气动力矩与飞机状态、舵面偏转的关系由CFD仿真计算得到。
4.根据权利要求1所述的飞机剩余操纵能力评估方法，其特征在于，
所述横航向配平步骤中，在副翼大于最大偏转范围的三分之一，侧滑角未达到最大时，相较于副翼优先选择侧滑角使飞机的滚转力矩、偏航力矩、侧力为零。
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