本申请属于飞机设计技术领域，特别涉及一种飞机巡航特性辨识方法、装置及飞行控制系统。该方法包括步骤S1、基于试飞试验中各飞参记录时刻的飞机姿态信息及过载信息确定飞机升力及飞机阻力；步骤S2、计算各时刻的升力系数及阻力系数；步骤S3、取设定时间段内的所有飞机升力系数的均值作为一个升力辨识点；步骤S4、形成试飞辨识极曲线，修正飞机气动力模型；步骤S5、计算每一飞行时刻相同工作状态下的理论耗油量；步骤S6、对各时刻的理论耗油量进行积分，获得理论小时耗油量；步骤S7、获得耗油偏差，修正发动机模型；步骤S8、基于修正后的飞机气动力模型及修正后的发动机模型确定飞机巡航特性。本申请单点测试时间短，提高了飞机试飞效率。飞效率。飞效率。
【技术实现步骤摘要】
一种飞机巡航特性辨识方法、装置及飞行控制系统
[0001]本申请属于飞机设计
，特别涉及一种飞机巡航特性辨识方法、装置及飞行控制系统。
技术介绍
[0002]巡航特性辨识是飞机试飞的一项关键任务，巡航特性与飞行状态和发动机耗油高度相关，依赖较长时间的典型巡航状态试飞试验，采集耗油数据，降低耗油统计误差。出于飞行安全考虑，在试飞任务早期，无法开展长时间的试飞，因此难以对巡航特性进行评估。
[0003]早期科研试飞阶段，以试飞安全为主，试飞架次和时长受限，现有的飞机或者无人机续航性能辨识要求为多状态、多架次、长时间试飞。试飞过程大气条件非标准、飞行状态非理想，从而会影响对理想巡航状态的辨识精度，有限次数的试飞过程获得的参数不能有效对飞机巡航特性计算模型进行有效修正，使得飞机巡航特性计算模型计算的飞机巡航特性参数不精准。飞机巡航特性计算模型作为飞控系统的重要组成单元，其对数据的处理精度将影响飞机性能的评估结果，严重的将影响飞机交付时间。
技术实现思路
[0004]为了解决上述问题，本申请提供了一种飞机巡航特性辨识方法、装置及飞行控制系统，该方法是一种基于时变飞行状态的飞机巡航特性精细化辨识方法，据此能够在有限的试飞次数中修正飞行控制系统中的巡航特性计算模型，并使计算结果更加精准。
[0005]本申请第一方面提供了一种飞机巡航特性辨识方法，主要包括：步骤S1、基于试飞试验中各飞参记录时刻的飞机姿态信息及过载信息确定各时刻的飞机升力及飞机阻力；步骤S2、根据飞机升力及飞机阻力分别计算各时刻的升力系数及阻力系数；步骤S3、取设定时间段内的所有飞机升力系数的均值作为一个升力辨识点，取设定时间段内的所有飞机阻力系数的均值作为一个阻力辨识点；步骤S4、拟合试飞试验中的多个时间段的升力辨识点及阻力辨识点，形成试飞辨识极曲线，并基于所述试飞辨析极曲线修正飞机气动力模型；步骤S5、计算试飞试验中每一飞行时刻相同工作状态下的理论耗油量；步骤S6、对各时刻的理论耗油量进行积分，获得理论小时耗油量；步骤S7、与基于试飞试验中给定的实际耗油量进行对比，获得耗油偏差，并基于所述耗油偏差修正发动机模型；步骤S8、基于修正后的飞机气动力模型及修正后的发动机模型确定飞机巡航特性。
[0006]优选的是，步骤S1进一步包括：分别构建飞机阻力与飞机轴向过载之间的函数关系，以及飞机升力与飞机法向过载之间的函数关系；
基于各函数关系给定的参数，获取在试飞试验中各飞参记录时刻的飞机姿态信息及过载信息；基于各函数关系分别计算飞机阻力及飞机升力。
[0007]优选的是，飞机阻力与飞机轴向过载之间的函数关系为：；飞机升力与飞机法向过载之间的函数关系为： ；其中， 为i时刻体轴系下的飞机轴向过载， 为i时刻体轴系下的飞机法向过载， 为i时刻飞机重量， 为i时刻飞机重力加速度， 为i时刻飞机发动机推力， 为发动机安装角， 为i时刻飞机阻力，L 为i时刻飞机升力。
[0008]优选的是，所述发动机推力根据发动机模型求解获得，所述发动机模型在飞机试飞试验中，根据实时飞行状态对应的非标大气及功率提取参数对其修正。
[0009]本申请第二方面提供了一种飞机巡航特性辨识装置，主要包括：升阻计算模块，用于基于试飞试验中各飞参记录时刻的飞机姿态信息及过载信息确定各时刻的飞机升力及飞机阻力；升阻系数计算模块，用于根据飞机升力及飞机阻力分别计算各时刻的升力系数及阻力系数；辨识点确定模块，用于取设定时间段内的所有飞机升力系数的均值作为一个升力辨识点，取设定时间段内的所有飞机阻力系数的均值作为一个阻力辨识点；飞机气动力模型修正模块，用于拟合试飞试验中的多个时间段的升力辨识点及阻力辨识点，形成试飞辨识极曲线，并基于所述试飞辨析极曲线修正飞机气动力模型；理论耗油计算模块，用于计算试飞试验中每一飞行时刻相同工作状态下的理论耗油量；积分模块，用于对各时刻的理论耗油量进行积分，获得理论小时耗油量；发动机模型修正模块，用于与基于试飞试验中给定的实际耗油量进行对比，获得耗油偏差，并基于所述耗油偏差修正发动机模型；巡航特性计算模块，用于基于修正后的飞机气动力模型及修正后的发动机模型确定飞机巡航特性。
[0010]优选的是，所述升阻计算模块包括：函数关系构建单元，用于分别构建飞机阻力与飞机轴向过载之间的函数关系，以及飞机升力与飞机法向过载之间的函数关系；参数获取单元，用于基于各函数关系给定的参数，获取在试飞试验中各飞参记录时刻的飞机姿态信息及过载信息；升阻计算单元，用于基于各函数关系分别计算飞机阻力及飞机升力。
[0011]优选的是，飞机阻力与飞机轴向过载之间的函数关系为： ；
飞机升力与飞机法向过载之间的函数关系为： ；其中， 为i时刻体轴系下的飞机轴向过载， 为i时刻体轴系下的飞机法向过载， 为i时刻飞机重量， 为i时刻飞机重力加速度， 为i时刻飞机发动机推力， 为发动机安装角， 为i时刻飞机阻力，L 为i时刻飞机升力。
[0012]优选的是，所述发动机推力根据发动机模型求解获得，所述发动机模型在飞机试飞试验中，根据实时飞行状态对应的非标大气及功率提取参数对其修正。
[0013]本申请第三方面提供了一种飞行控制系统，包括飞机巡航特性计算模型，所述飞机巡航特性计算模型包括发动机模型、飞机重量模型及飞机气动力模型，所述发动机模型及所述飞机气动力模型根据上述的飞机巡航特性辨识方法进行修正。
[0014]本申请通过小时间尺度的稳定飞行辨识升阻特性，从而修正飞机巡航特性计算模型，达到对飞行性能的预测，该方法单点测试时间短，提高了飞机试飞效率。
附图说明
[0015]图1为本申请基于时变飞行状态的飞机巡航特性辨识方法的一优选实施例的流程图。
具体实施方式
[0016]为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。
[0017]本申请第一方面提供了一种基于时变飞行状态的飞机巡航特性辨识方法，如图1所示，主要包括：步骤S1、基于试飞试验中各飞参记录时刻的飞机姿态信息及过载信息确定各时刻的飞机升力及飞机阻力；步骤S2、根据飞机升力及飞机阻力分别计算各时刻的升力系数及阻力系数；步骤S3、取设定时间段内的所有飞机升力系数的均值作为一个升力辨识点，取设定时间段内的所有飞机阻力系数的均值作为一个阻力辨识点；步骤S4、拟合试飞试验中的多个时间段的升力辨识点及阻力辨识点，形成试飞辨识极曲线，并基于所述试飞辨析极曲线修正飞机气动力模型；步骤S本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种飞机巡航特性辨识方法，其特征在于，包括：步骤S1、基于试飞试验中各飞参记录时刻的飞机姿态信息及过载信息确定各时刻的飞机升力及飞机阻力；步骤S2、根据飞机升力及飞机阻力分别计算各时刻的升力系数及阻力系数；步骤S3、取设定时间段内的所有飞机升力系数的均值作为一个升力辨识点，取设定时间段内的所有飞机阻力系数的均值作为一个阻力辨识点；步骤S4、拟合试飞试验中的多个时间段的升力辨识点及阻力辨识点，形成试飞辨识极曲线，并基于所述试飞辨析极曲线修正飞机气动力模型；步骤S5、计算试飞试验中每一飞行时刻相同工作状态下的理论耗油量；步骤S6、对各时刻的理论耗油量进行积分，获得理论小时耗油量；步骤S7、与基于试飞试验中给定的实际耗油量进行对比，获得耗油偏差，并基于所述耗油偏差修正发动机模型；步骤S8、基于修正后的飞机气动力模型及修正后的发动机模型确定飞机巡航特性。2.如权利要求1所述的飞机巡航特性辨识方法，其特征在于，步骤S1进一步包括：分别构建飞机阻力与飞机轴向过载之间的函数关系，以及飞机升力与飞机法向过载之间的函数关系；基于各函数关系给定的参数，获取在试飞试验中各飞参记录时刻的飞机姿态信息及过载信息；基于各函数关系分别计算飞机阻力及飞机升力。3.如权利要求2所述的飞机巡航特性辨识方法，其特征在于，飞机阻力与飞机轴向过载之间的函数关系为：；飞机升力与飞机法向过载之间的函数关系为：；其中，为i时刻体轴系下的飞机轴向过载，为i时刻体轴系下的飞机法向过载，为i时刻飞机重量，为i时刻飞机重力加速度，为i时刻飞机发动机推力，为发动机安装角，为i时刻飞机阻力，L为i时刻飞机升力。4.如权利要求3所述的飞机巡航特性辨识方法，其特征在于，所述发动机推力根据发动机模型求解获得，所述发动机模型在飞机试飞试验中，根据实时飞行状态对应的非标大气及功率提取参数对其修正。5.一种飞机巡航特性辨识装置，其特征在于，包括：升阻计算模块，用于基于试飞试验中各飞参记录时刻的飞机姿态信息及过载信息确定各时刻的飞机升力及飞机阻力；升阻系数计算模块，用于根据飞机升力及飞机阻力分...
【专利技术属性】
技术研发人员：杨亮，黄卫平，丛云锋，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：
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