飞机发动机特性辨识及平衡极曲线辨识的试飞方法技术

本发明专利技术涉及航空技术领域，特别是涉及飞机发动机特性辨识及平衡极曲线辨识的试飞方法，包括以下步骤：根据不同的试飞方法，通过求解推力的调整系数b、升致阻力因子A、耗油率C、总温比修正因子TT

Flight test method for identification of aircraft engine characteristics and balance pole curve

【技术实现步骤摘要】
飞机发动机特性辨识及平衡极曲线辨识的试飞方法
本专利技术涉及航空
，特别是涉及飞机发动机特性辨识及平衡极曲线辨识的试飞方法。
技术介绍
飞机试飞是飞机设计过程的重要环节，占了新机研制周期的三分之一。同时，试飞又是一个风险过程，面临着实际飞行的各种困难和问题，风险来自于多个方面。其中，发动机数据的准确性非常重要，是飞机方案设计阶段的数据基础，更直接关系着后续飞行试验的试飞安全。飞机平衡极曲线的辨识也是飞机型号试飞过程中研究的重要内容，直接关系着设计阶段飞机风洞试验数据的修正，以及后续试飞指标的提出和试飞任务规划的预测。关于发动机数据，现有技术中，提出了授权公告号为CN104408243B，授权公告日为2019年02月12日的中国专利技术专利文件，该专利文献所公开的技术方案如下：一种发动机模型安装推力修正方法，所述方法包括：1.1)得到发动机台架推力Fi数据表格；1.2)采用三维插值算法构建发动机台架推力模型Ft；1.3)开展进气道吹风试验；1.4)使用插值方法建模；1.5)建立进气道损失修正模型K1；1.6)建立功率提取损失系数数据库；1.7)构建功率提取损失修正模型K2；1.8)建立喷管后体阻力损失系数数据库；1.9)构建喷管后体阻力损失修正模型K3；1.10)完成发动机安装推力模型的建模。上述技术方案在实际使用过程中，会出现以下问题：试飞阶段的动力数据来源于发动机的台架试验，但由于发动机的装配以及机上安装误差的影响，台架推力与飞机试飞中的实际推力存在差异。现有技术中，为了明确机上发动机的实际工作状态，合理制定试飞规划和准确预估飞机性能指标，国内一些科研人员基于飞行数据对发动机模型进行辨识方法，主要方式：1)利用飞行中发动机工作参数进行辨识：主要为潘鹏飞等发表的《飞行试验数据驱动的涡扇发动机模型辨识》、《基于飞行试验数据的双转子航空发动机加减速瞬态模型辨识》和《基于试飞数据的航空发动机加力瞬态过程模型辨识》，分别分析整理涡扇发动机实际飞行试验数据，基于人工神经网络辨识得到了发动机模型，预测稳态和动态过程中的关键参数(风扇转子转速、压气机转子转速、低压涡轮出口温度和压力等)以及辨识出发动机加力瞬态过程模型，指示出加力燃烧室工作状态，能够实时监控飞行试验过程中的工作参数。姜健等发表的《基于蒙特卡洛的航空发动机试飞数据模型误差容限分析》，建立某航空发动机的试飞数据模型，基于蒙特卡洛方法分析了发动机模型预测容限，确定了发动机关键工作参数的柔性误差带。2)在发动机上加装传感器辨识工作参数：主要为雷晓波等公开的《航空发动机推力直接测量飞行试验》，通过在推力销上加装剪力应变桥路，建立载荷标定方程和温度修正方程获取发动机安装节推力，同时，利用进气道测量耙测试参数，计算飞行中进气道冲压阻力和压差阻力。从而，获得了发动机飞行总推力。上述发动机推力的辨识方法在实际使用过程中，会出现以下问题：：1)通过飞行试验数据辨识的发动机数据，仅能间接反映发动机工作过程中的关键参数(风扇转子转速、压气机转子转速、低压涡轮出口温度和压力等)，能够使发动机的工作状态得到很好的监控，但是，对发动机推力的测量不够直接和准确；2)通过推力销上安装的应变传感器和进气道安装测量耙的方式，能够获取发动机的推力，但是安装传感器工作量巨大，后期处理数据方法繁杂，同时，进气道里安装测试耙，对进发匹配的影响很大，严重时，甚至危及试飞安全。关于飞机的平衡极曲线，在设计阶段，飞机的平衡极曲线数据来源于风洞试验，然而，风洞试验作为飞机气动特性研究的重要手段，其流场特性、环境因素以及尺寸效应等方面与真实飞机和飞行环境等存在一定的差异，风洞试验数据必须经过相关修正才能使用到飞机设计中。另外，由于飞机试制过程中，飞机表面质量，制造误差和制造超差等因素的影响，修正后的风洞试验数据和飞机在真实试飞过程中的气动特性也存在差异。但是现有技术中，飞机气动参数的辨识，均是建立在发动机台架试验数据的基础上，但是，由于飞机上发动机与进气道的安装，势必存在配合公差，另外，外界飞行环境的不同，均影响发动机的工作特性，间接影响了飞机气动特性辨识结果的局限性和不全面性，准确性较差。
技术实现思路
为解决上述技术问题，本专利技术提出了飞机发动机特性辨识及平衡极曲线辨识的试飞方法，能有效解决现有技术中飞机发动机特性辨识的不直接和准确率较差导致数据的偏差和误差，最终影响飞机平衡极曲线辨识的局限性和不全面性的问题，且能解决发动机加装传感器的风险性。本专利技术是通过采用下述技术方案实现的：飞机发动机特性辨识的试飞方法，包括以下步骤：ⅰ.取2个不同高度，以最大状态进行地面开车试验，求解推力的调整系数b；ⅱ.在2个不同重量但同一高度的情况下，进行水平加速试飞，求解升致阻力因子A；ⅲ.在相同重量和与步骤ⅱ中的相同高度下，选取不同速度进行水平加速试飞，求解该高度和速度下的耗油率C、总温比修正因子TTT和总压、总温修正因子PTT；ⅳ.求解出目标高度下的发动机特性，即求解在该高度下，发动机最大状态时，利用线性拟合得到速度-推力-耗油量的三维函数关系。所述步骤ⅰ中求解推力的调整系数b，具体指通过联立方程式(1)至方程式(6)求解b1和b2，再通过方程式(7)求解b：Q1＝T0gC0gPTs1gTTs1g(1-b1)(1)Q2＝T0gC0gPTs2gTTs2g(1-b2)(2)PTS＝1-H×2.2558×10-5，H≤11000m(3)PTS＝0.2576e-(H-11000)/6341.6，11000m＜H≤20000m(4)TTS＝0.8671，11000m＜H≤20000m(6)b＝(b1+b2)/2(7)其中，Q1和Q2分别为两个不同高度开车的耗油，T0和C0分别为海平面标准静推力和该推力下的耗油率，H为高度，PTs是飞行高度变化的静压、静温修正因子，TTs是静温比修正因子。所述步骤ⅱ中求解升致阻力因子A是指：选取同一速度区间，联立方程组，由方程式(8)减方程(9)：其中，T为发动机最大状态的推力，m1、m2为不同重量状态下飞机的质量，g为重力加速度，a1和a2为飞机不同重量的平飞加速度，ρ为密度，V为速度，S为参考面积，CD0为型阻。所述步骤ⅲ中求解耗油率C指：选取4个不同速度进行水平加速试飞，平均速度依次为和且列方程组：其中，和分别为4段速度区间的平均推力，m为飞机的质量，g为重力加速度，和分别为4段速度区间的平均加速度，ρ为密度，和分别为4段速度区间的平均速度，S为参考面积，CD0为型阻，A为升致阻力因子，式(10)+式(12)和式(11)+式(13)，分别得：通过线性插值法可对函数进行插值，令插值得到和此时将式(14)减式(15)，得其中，和分别为和对应的推力值，本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.飞机发动机特性辨识的试飞方法，包括以下步骤：/nⅰ.取2个不同高度，以最大状态进行地面开车试验，求解推力的调整系数b；/nⅱ.在2个不同重量但同一高度的情况下，进行水平加速试飞，求解升致阻力因子A；/nⅲ.在相同重量和与步骤ⅱ中的相同高度下，选取不同速度进行水平加速试飞，求解该高度和速度下的耗油率C、总温比修正因子TT

【技术特征摘要】
1.飞机发动机特性辨识的试飞方法，包括以下步骤：
ⅰ.取2个不同高度，以最大状态进行地面开车试验，求解推力的调整系数b；
ⅱ.在2个不同重量但同一高度的情况下，进行水平加速试飞，求解升致阻力因子A；
ⅲ.在相同重量和与步骤ⅱ中的相同高度下，选取不同速度进行水平加速试飞，求解该高度和速度下的耗油率C、总温比修正因子TTT和总压、总温修正因子PTT；
ⅳ.求解出目标高度下的发动机特性，即求解在该高度下，发动机最大状态时，利用线性拟合得到速度-推力-耗油量的三维函数关系。


2.根据权利要求1所述的飞机发动机特性辨识的试飞方法，其特征在于：所述步骤ⅰ中求解推力的调整系数b，具体指通过联立方程式(1)至方程式(6)求解b1和b2，再通过方程式(7)求解b：
Q1＝T0gC0gPTs1gTTs1g(1-b1)(1)
Q2＝T0gC0gPTs2gTTs2g(1-b2)(2)
PTS＝1-H×2.2558×10-5，H≤11000m(3)
PTS＝0.2576e-(H-11000)/6341.6，11000m＜H≤20000m(4)



TTS＝0.8671，11000m＜H≤20000m(6)
b＝(b1+b2)/2(7)
其中，Q1和Q2分别为两个不同高度开车的耗油，T0和C0分别为海平面标准静推力和该推力下的耗油率，H为高度，PTs是飞行高度变化的静压、静温修正因子，TTs是静温比修正因子。


3.根据权利要求2所述的飞机发动机特性辨识的试飞方法，其特征在于：所述步骤ⅱ中求解升致阻力因子A是指：选取同一速度区间，联立方程组，由方程式(8)减方程(9)：






其中，T为发动机最大状态的推力，m1、m2为不同重量状态下飞机的质量，g为重力加速度，a1和a2为飞机不同重量的平飞加速度，ρ为密度，V为速度，S为参考面积，CD0为型阻。


4.根据权利要求3所述的飞机发动机特性辨识的试飞方法，其特征在于：所述步骤ⅲ中求解耗油率C指：选取4个不同速度进行水平加速试飞，平均速度依次为和且列方程组：












其中，和分别为4段速度区间的平均推力，m为飞机的质量，g为重力加速度，和分别为4段速度区间的平均加速度，ρ为密度，和分别为4段速度区间的平均速度，S为参考面积，CD0为型阻，A为升致阻力因子，式(10)+式(12)和式(11)+式(13)，分别得：






通过线性插值法可对函数进行插值，令插值得到和此时将式(14)减式(15)，得



其中，和分别为和对应的推力值，求解该和对应的平均推力差，即选取平均速度为和的速度区间，进行耗油量统计，计算得到平均速度和对应区间的耗油量和可得由于
Q＝CT(17)，
可知：





5.根据...

【专利技术属性】
技术研发人员：冯宇鹏，张斌，韩锐，陈斌，
申请(专利权)人：成都飞机工业集团有限责任公司，
类型：发明
国别省市：四川;51