[发明专利]一种辨识飞机升降舵效率的方法

权利要求书

1.一种辨识飞机升降舵效率的方法，其特征在于包括：a.地面滑行试验方法、b.气动参数测定方法和c.误差分析与数据辨识方法，所述地面滑行试验方法包括：a1无动力滑行试验和a2气动参数测定滑行试验，所述气动参数测定方法包括:b1升力系数测试、b2俯仰力矩系数测试和b3升降舵效率测试，所述误差分析与数据辨识方法包括：c1测量误差和c2计算误差。

2.根据权利要求1所述的一种辨识飞机升降舵效率的方法，其特征在于：所述a.地面滑行试验方法

a1.无动力滑行试验

无动力滑行试验由牵引车牵引进行，通过无动力滑行试验来检查飞机飞控的部分控制能力(如纠偏)，起落架、刹车系统的工作情况和全机各系统的工作匹配情况；

a2.气动参数测定滑行试验

气动参数测定滑行试验则是根据制定的具体滑行试验方案从而测得飞机的各项气动参数；

舵面效率测定滑行试验方案如下：

调整飞机重心位置为20.21％bA，分别以升降舵偏度+5°、0°、-2°、-5°，将发动机转速95％加速到150km/h，测试升降舵效率；

调整飞机重心位置为30.39％bA，分别以升降舵偏度+5°、0°、-2°、-5°，将发动机转速95％加速到150km/h，测试升降舵效率。

3.根据权利要求1所述的一种辨识飞机升降舵效率的方法，其特征在于：所述b气动参数测定方法包括：

对飞机地面滑行过程的受力分析：

其中，Fn，Fm分别为前、主起落架支反力，fn、fm分别为前、主起落架摩擦阻力，G为飞机重力，X为飞机气动阻力，Y为飞机气动升力，T为飞机发动机推力；

b1.升力系数测试

飞机在地面滑跑过程中，根据法向力的平衡关系，有

其中，Y为升力，N_lg为前、主起落架支反力之和，T为发动机推力，G飞机重力；

因此对于滑行中两个不同的状态1和2，分别有：

状态1：

状态2：

若状态1的升力为零，则状态2的升力可由下式计算得到：

在一个架次的滑行过程中，重量的变化主要是油料的消耗，在飞机从滑出到刹车，时间很短，燃油消耗量很小，因此飞机重量的变化较小，而若发动机保持在一定的转速，则推力变化很小，且在飞机开始抬头前，迎角的变化也是小量，因此可以忽略重量和发动机推力法向分量的增量，升力计算则为：

Y＝-(N_lg2-N_lg1)

试验测试参数：飞机俯仰角，前起落架行程，主起落架行程；

取状态1为飞机刚滑出的某一状态，飞机速度小，升力近似为零，利用起落架行程载荷曲线，通过对试验中测定的前、主起落架行程插值，计算得到升力以及升力系数；

b2.俯仰力矩系数测试

滑行过程中，由于摩擦力难以估算，因此对主起落架取矩，以避免摩擦力的力矩的计算，对主起的力矩包括：气动力矩，前起支反力力矩，重力力矩，发动机推力力矩，纵向惯性力力矩；

根据力矩平衡：

M_z+M_nlg+M_G+M_nx+M_T＝0

其中，M_z为气动俯仰力矩，M_nlg为前起落架支反力力矩，M_G为重力力矩，M_nx为纵向惯性力矩，M_T为发动机推力力矩，

因此对于滑行中两个不同的状态1和2，分别有：

状态1：M_z1+M_nlg1+M_G1+M_nx1+M_T1＝0

状态2：M_z2+M_nlg2+M_G2+M_nx2+M_T2＝0

若状态1气动力矩为零，则状态2气动力矩表示为：

M_z2＝-[(M_nlg2-M_nlg1)+(M_G2-M_G1)+(M_nx2-M_nx1)+(M_T2-M_T1)]

根据上述公式获得的力矩还需变换到参考重心位置，才能与风洞实验数据作比较，变换公式为：

M'_z＝M_z-Y[lcos(α)+hsin(α)]-X[lsin(α)-hcos(α)]

其中升力根据上一节的方法求得，l为参考重心到主起的水平距离，h为参考重心到主起的垂直距离；

b3.升降舵效率测试

俯仰力矩系数表示为：

对于相同重心位置、不同升降舵偏度的两个状态，分别有：

状态1：

状态2：

两个状态的俯仰力矩差量：

若选取的两个状态俯仰角相差不大，则升力系数相差不大，可忽略掉上式右边第一项，则舵面效率为：

4.根据权利要求1所述的一种辨识飞机升降舵效率的方法，其特征在于：所述c误差分析与数据辨识方法包括：

c1.测量误差

测量误差主要存在于如下几方面：

1)起落架行程载荷曲线测定误差；

2)滑行过程飞机姿态、速度、加速度、起落架行程等测量误差；

c2.计算误差。