[发明专利]一种基于参数辨识的飞机剩余推力等效试飞方法

权利要求书

1.一种基于参数辨识的飞机剩余推力等效试飞方法，其特征在于，飞机不侧滑带坡度爬升和下滑运动，若以爬升运动时的航迹倾角θ为负，下滑时的航迹倾角θ为正，则相对应的纵向过载n_x分别为负和正，所述航迹倾角θ和纵向过载带n_x符号相同，所述飞机剩余推力等效试飞模型如下：

n_Z²-1＝qCn_x

其中，n_Z为法向过载，nx为纵向过载，q为动压，C为等效试飞模型的参数。

2.根据权利要求1所述的一种基于参数辨识的飞机剩余推力等效试飞方法，其特征在于，不考虑飞机侧滑运动，保持速度和爬升角的情况下，所述飞机剩余推力等效试飞模型推导步骤如下：

1)航迹坐标系内，飞机运动的质心动力学方程如下：

其中，m为飞机质量，V为真速，P为可用推力，L为升力，D为阻力，Z为侧滑力，α为迎角，β为侧滑角，γ为滚转角，θ为航迹倾角，ψ为航迹偏角，为发动机安装角，g为重力加速度；

2)在1)基础上，不考虑飞机侧滑运动，保持速度和爬升角的情况下，飞机带坡度爬升运动的动力学方程如下：

3)忽略发动机安装角和迎角α，则α≈0；

4)在3)基础上，2)中带坡度爬升动力学方程如下：

5)飞机的升力L计算公式如下：

L＝qSC_L

其中，q为动压，S为机翼参考面积，C_L为升力系数；

6)飞机的阻力D计算公式如下：

D＝qSC_D

其中，C_D为阻力系数；

7)阻力系数与升力系数的关系如下：

C_D＝C_D0+AC_L²

其中，C_D0为零升阻力系数，A为升致阻力因子；

8)将7)代入6)中得到：

D＝qSC_D0+qSAC_L²

9)将5)和8)代入4)得到：

10)忽略坡度γ和航迹倾角θ，令γ≈0,θ≈0代入9)得到：

11)将10)代入9)中得到：

12)令代入11)中得到：

13)法向过载为：

14)纵向过载为：

15)结合13)和4)得到：

16)结合14)和4)得到：

n_x＝sinθ

17)结合12)和15)、16)得到：

1-n_Z²＝qCn_x

其中，n_Z为法向过载，nx为纵向过载，q为动压，C为等效试飞模型的参数。

3.根据权利要求1所述的一种基于参数辨识的飞机剩余推力等效试飞方法，其特征在于，不考虑飞机侧滑运动，保持速度和下滑角的情况下，所述飞机剩余推力等效试飞模型推导步骤如下：

1)航迹坐标系内，飞机运动的质心动力学方程如下：

其中，m为飞机质量，V为真速，P为可用推力，L为升力，D为阻力，Z为侧滑力，α为迎角，β为侧滑角，γ为滚转角，θ为航迹倾角，ψ为航迹偏角，为发动机安装角，g为重力加速度；

2)在飞机运动的质心动力学方程的基础上，飞机带坡度下滑运动的动力学方程如下：

3)忽略发动机安装角和迎角α，则α≈0，则飞机带坡度下滑运动的动力学方程如下：

4)飞机的升力L计算公式如下：

L＝qSC_L

其中，q为动压，S为机翼参考面积，C_L为升力系数；

5)飞机的阻力D计算公式如下：

D＝qSC_D

其中，C_D为阻力系数；

6)阻力系数与升力系数的关系如下：

C_D＝C_D0+AC_L²

其中，C_D0为零升阻力系数，A为升致阻力因子；

7)将6)代入5)中得到：

D＝qSC_D0+qSAC_L²

8)将4)和7)代入3)得到：

9)忽略坡度γ和航迹倾角θ，令γ≈0,θ≈0代入8)得到：

10)将9)代入8)中得到：

11)令代入10)中得到：

12)法向过载为：

13)纵向过载为：

14)结合12)和3)得到：

15)结合13)和3)得到：

n_x＝sinθ

16)结合11)和14)、15)得到：

n_Z²-1＝qCn_x

其中，n_Z为法向过载，n_x为纵向过载，q为动压，C为等效试飞模型的参数。