一种用于飞行管理系统的LRC速度计算方法技术方案

本发明专利技术属于飞行管理系统技术领域，尤其涉及一种用于飞行管理系统的LRC速度计算方法。从传感器或机载系统获取计算所需的飞行状态信息；从机载性能数据库获取计算所需的基础性能数据；建立飞机巡航状态下力平衡方程，得到重量W、升力L、阻力D、推力F之间的关系；取抖振速度作为初始速度M

【技术实现步骤摘要】
一种用于飞行管理系统的LRC速度计算方法


[0001]本专利技术属于飞行管理系统
，尤其涉及一种用于飞行管理系统的LRC速度计算方法。

技术介绍

[0002]LRC(Long Range Cruise，远航)速度是指99％最大燃油里程对应的马赫数中较大的那一个速度，这是飞机在巡航过程中常用的一个优化速度。它是在MRC(Maximum Range Cruise，最大航程)速度的基础上，牺牲1％的燃油里程以获取更大的速度，减少巡航时间以获得更好的经济性。精确的LRC速度计算对于飞行的经济性有着重要意义。
[0003]传统上是通过查询机载性能数据库插值获取LRC速度。插值法需要在机载性能数据库大小和数据精度之间做一个权衡，通过增大数据密度和查询条件的维度，可以提高查询插值结果的精度；但这将增大机载性能数据库大小，尤其增加查询维度将导致机载性能数据库大小成倍增长，同时也将降低查询效率。目前，主流飞机是以重量和高度作为LRC速度的查询条件，忽略了引气状态、温差和风等因素的影响，通过降低数据精度以获得一个较为简洁的机载性能数据库。
[0004]燃油里程定义为速度和燃油流量的比值，分为空中燃油里程和地面燃油里程：此处的速度若使用真空速，则获得的是空中燃油里程；若使用地速，则获得的是地面燃油里程。插值法得到的LRC速度是对应的是99％最大空中燃油里程中的较大速度，而飞行更为关注地面燃油里程，因此插值法获得的LRC速度需要考虑风的影响做二次修正后，才能作为LRC速度提供给飞行使用。
[0005]根据上述分析，使用查表插值方式计算LRC速度存在数据精度不高、需要进行二次修正的缺点。LRC速度是飞机巡航时常用的速度模式，其精度影响飞行的经济性和安全性。

技术实现思路

[0006]本专利技术解决的技术问题：根据飞机巡航飞行状态计算精确的LRC速度，为飞行机组以及机载系统提供辅助驾驶信息，提升运行的经济性和安全性。
[0007]本专利技术的技术方案：
[0008]一种用于飞行管理系统的LRC速度计算方法，所述方法包括：
[0009]S1，从传感器或机载系统获取所需状态信息；所述状态信息至少包括：飞机重量W、气压高度H、重心位置CG、大气温差ΔISA、正常工作的发动机数量N_eng、引气状态B、沿飞行方向风速分量V
w
、襟翼状态Flaps、起落架状态Gear；
[0010]S2，从机载性能数据库获取计算所需基础性能数据；所述基础性能数据至少包括：升力曲线数据、阻力极曲线数据、最大操纵马赫数MMO、抖振速度数据、机翼参考面积S、最大推力等级数据、推力燃油流量数据；
[0011]S3，建立飞机巡航状态下力平衡方程，得到重量W、升力L、阻力D和推力F之间的关系；
[0012]S4，确定抖振速度下限作为LRC的初始速度，计算对应真空速；得到对应的马赫数和燃油里程；
[0013]S5，确定抖振速度上限作为LRC的初始速度，计算对应真空速；得到对应的马赫数和燃油里程；
[0014]S6，根据S4和S5中的燃油里程，确定最大燃油里程FM
MAX
及其对应的马赫数MRC；
[0015]S7，根据最大燃油里程及其对应的马赫数MRC计算LRC速度。
[0016]进一步的，S3中，建立飞机巡航状态下力平衡方程：
[0017]L＝W
·
g
[0018]D＝F
[0019]其中，g为重力加速度。
[0020]进一步的，S4具体为：
[0021]S41，计算温度比θ；
[0022]S42，计算真空速V
T
；其中，a0为标准温度下海平面处声速。
[0023]进一步的，计算温度比θ具体为：
[0024]对流层温度比θ的值为：
[0025]平流层温度比θ的值为：
[0026]进一步的，S4具体为：
[0027]S41，计算气压比δ；
[0028]S42，计算升力系数C
L
：其中ρ0为标准温度下海平面处空气密度；
[0029]S43，依据重心、襟翼状态、起落架状态、马赫数、升力系数、重量、温差，查找机载性能数据库计算阻力系数C
D
；
[0030]S44，计算所需推力F：
[0031]S45，依据高度、马赫数、温差、引气状态和推力，查找机载性能数据库计算燃油流量W
f
；
[0032]S46，计算燃油里程
[0033]S47，利用梯度法计算下一个马赫数M；
[0034]S48，令M0＝M，计算新的马赫数，直至||FM
′
(M0)|＜FM
′
；其中FM
′
为梯度临界值且为正，梯度在[
‑
FM
′
，+FM
′
]区间内认为梯度为零；
[0035]记录得到所有马赫数及对应的燃料里程。
[0036]进一步的，S47，利用梯度法计算下一个马赫数M，具体为：
[0037][0038]M＝M0‑
a
·
FM
′
(M0)；
[0039]其中a为步长因子，dM为马赫数微小增量。
[0040]进一步的，计算气压比δ具体为：
[0041]对流层气压比δ的值为：
[0042]平流层气压比δ的值为：
[0043]进一步的，S6具体为：
[0044]S61，初始马赫数M0取MMO，步长ΔM；
[0045]S62，判断M0是否大于MRC，若是计算M0对应的FM，若不是则转S64；
[0046]S63，判断FM是否大于0.99*FM
MAX
，若不是则更新M0，M0＝M0‑
ΔM，重复步骤S62；
[0047]S64，返回马赫数M0，作为最终的LRC速度。
[0048]本专利技术提出了一种计算LRC速度的高精度算法，不同于传统根据重量和飞行高度查表插值获取LRC速度的计算方法，本专利技术中提出的方法考虑了飞行高度、速度、重量、引气状态、温度和风信息等条件。根据巡航状态受力分析，建立相应的动力学方程；取抖振速度作为速度初值，计算对应燃油里程；利用梯度法寻找MRC速度和FM
MAX
；最终计算得到LRC速度，并提供飞行机组以及飞行管理系统等机载系统使用。
[0049]通过此种计算方法，可以实现LRC速度的高精度计算，计算仅依赖飞行管理系统性能数据库已有的基础原始数据，无需建立繁杂的运行性能数据表，利用梯度法加快计算，可满足机载实时性要求。实时计算的LRC速度可为运行提供更高的经济性和安全性。
附图说明
[0050]图1为本专利技术实施例提供的一种用于飞行管理系统的LRC速度计算方法流程图；
[0051]图2为LRC速度解算具体流程图；
[0052]图3为燃油里本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种用于飞行管理系统的LRC速度计算方法，其特征在于，所述方法包括：S1，从传感器或机载系统获取所需状态信息；所述状态信息至少包括：飞机重量W、气压高度H、重心位置CG、大气温差ΔISA、正常工作的发动机数量N_eng、引气状态B、沿飞行方向风速分量V
w
、襟翼状态Flaps、起落架状态Gear；S2，从机载性能数据库获取计算所需基础性能数据；所述基础性能数据至少包括：升力曲线数据、阻力极曲线数据、最大操纵马赫数MMO、抖振速度数据、机翼参考面积S、最大推力等级数据、推力燃油流量数据；S3，建立飞机巡航状态下力平衡方程，得到重量W、升力L、阻力D和推力F之间的关系；S4，确定抖振速度下限作为LRC的初始速度，计算对应真空速；得到对应的马赫数和燃油里程；S5，确定抖振速度上限作为LRC的初始速度，计算对应真空速；得到对应的马赫数和燃油里程；S6，根据S4和S5中的燃油里程，确定最大燃油里程FM
MAX
及其对应的马赫数MRC；S7，根据最大燃油里程及其对应的马赫数MRC计算LRC速度。2.根据权利要求1所述的一种用于飞行管理系统的LRC速度计算方法，其特征在于，S3中，建立飞机巡航状态下力平衡方程：L＝W
·
gD＝F其中，g为重力加速度。3.根据权利要求2所述的一种用于飞行管理系统的LRC速度计算方法，其特征在于，S4具体为：S41，计算温度比θ；S42，计算真空速其中，a0为标准温度下海平面处声速。4.根据权利要求3所述的一种用于飞行管理系统的LRC速度计算方法，其特征在于，计算温度比θ具体为：对流层温度比θ的值为：平流层温度比θ的值为：5.根据权利要求4所述的一种用于飞行管理系统的LRC速度计算方法，其特征在于，S4具体为：S41，计算气压比δ；S42，计算升力系数C...

【专利技术属性】
技术研发人员：许钦聪，陈芳，孙晓敏，陈祺，张磊，郑起彪，吴祥，王海涛，
申请(专利权)人：中国航空无线电电子研究所，
类型：发明
国别省市：