[发明专利]一种基于试飞数据的飞机迎角修正方法

说明书

技术领域

本发明是一种基于试飞数据的飞机迎角修正方法，属于飞行控制领域。

背景技术

迎角是飞行力学的重要飞行参数，也是飞行控制及导航系统所需要的参数，其精度直接关系到飞行质量和安全，目前主要是通过安装在飞机上的风标传感器、压差式传感器和零压式传感器等来测量的。这类传感器由于受到结冰及与飞行状态有关的局部环流的影响，特别在跨音速阶段由于机头激波影响，几乎不可避免地会造成很大的零点偏差。

目前关于迎角的求解方法很多，最常见的就是改变传统的传感器代之以嵌入式大气传感器。它依靠分布在飞行器前端的压力传感器阵列来测量飞行器表面的压力，并由压力分布间接获得飞行参数，但由于该系统获得大气参数存在一定延时，所以它在飞行器机动时，测量精度有所下降。不能满足实际飞行要求。

本发明根据飞机实际试飞数据，对迎角传感器输出值作全包线范围内修正，该方法经济性好、实用性强，不用安排专门迎角修正科目试飞，并且经过实际试飞验证方法准确度高。

发明内容

本发明目的：迎角是飞行力学的重要飞行参数，也是飞行控制及导航系统所需要的主要参数，其精度直接关系到飞行质量和安全，目前主要是通过安装在飞机上的风标传感器、压差式传感器和零压式传感器等来测量的。这类传感器由于受到结冰及与飞行状态有关的局部环流的影响，特别在跨音速阶段由于机头激波影响，几乎不可避免地会造成很大的零点偏差。本发明通过一种基于试飞数据的飞机迎角修正方法，通过软件对实测的迎角值进行修正，减少零点误差。

本发明的技术方案：一种基于试飞数据的飞机迎角修正方法，其特征在于，该方法包括如下步骤：

第一步，选取符合条件的试飞数据

飞行包线内不同马赫数下飞机平飞段或盘旋配平段试飞数据，该试飞数据中至少包含真迎角，高度，马赫数，俯仰角，真空速和升降速度等参数。

第二步，真迎角和仿真迎角对比，得到不同马赫数下两者差量：Δα_偏差1

根据第一步选择的试飞数据样本，得到试飞的高度、马赫数和真迎角：α_真迎角，在相同高度和马赫数下通过仿真得到仿真迎角：α_仿真迎角。通过公式1，得到偏差量：Δα_偏差1：

Δα_偏差1＝α_真迎角-α_仿真迎角     （1）

第三步，真迎角和惯导迎角对比，得到不同马赫数下两者差量：Δα_偏差2

根据第一步选择的试飞数据样本，得到试飞的俯仰角：真空速：v_真空速和升降速度：v_y，通过公式2和3计算惯导迎角：α_惯导迎角。

通过公式4，得到偏差量：Δα_偏差2

Δα_偏差2＝α_惯导迎角-α_真迎角     （4）

第四步，迎角修正量计算

根据第二步Δα_偏差１和第三步Δα_偏差2两项计算结果，两者求平均，得到偏差量：Δα_偏差：

Δα_偏差＝（α_偏差1+α_偏差2）÷2        （5）

修正完的真迎角计算公式如下：

α_新真迎角＝α_真迎角+Δα_偏差

本发明的优点：

该方法经济性好、实用性强，不用安排专门迎角修正科目试飞，经过实际试飞验证方法准确度高。

附图说明

图1试飞中一个起落示意图

具体实施方式

一种基于试飞数据的飞机迎角修正方法，该方法步骤组成如下：

第一步.选取符号条件的试飞数据

从试飞数据中选取平飞或者盘旋配平段数据，例如图1中是试飞中一个起落，时间1000s—1200s之间，高度保持在5000m，马赫数保持在0.6左右平飞，选取类似该时间段的数据作为飞机迎角修正算法的数据样本，要求数据样本覆盖整个飞机包线内所有马赫数。

第二步.真迎角和仿真迎角对比，得到不同马赫数下两者差量