[发明专利]一种基于气动模型的民机气流角估计方法

摘要

本发明属于飞行控制技术，提供一种基于气动模型的民机气流角估计方法，包括：步骤1：计算飞机总升力系数CL和总侧力系数CY，步骤2：利用气动力风洞试验得到各部件产生的气动力系数的插值表；步骤3：将各部件产生的气动力分别进行分类；步骤4：得到关于迎角的一元N次多项式；得到关于侧滑角的一元M次多项式；步骤5：将若干个关于迎角的一元N次多项式参数叠加得到总的关于迎角的一元N次多项式；将若干个关于侧滑角的一元M次多项式参数叠加得到总的关于侧滑角的一元M次多项式；步骤6：通过一元N次多项式反求出迎角；通过一元M次多项式反求出侧滑角；步骤7：根据迎角和侧滑角的实际取值范围即可确定实时迎角和侧滑角。

主权项

一种基于气动模型的民机气流角估计方法，其特征在于，包括：步骤1：通过获取的飞机当前的总升力L，总侧力Y，质量m，纵向加速度aby，侧向加速度abz，动压Q，机翼参考面积Sw，计算飞机总升力系数CL和总侧力系数CY，公式如下：L=CLQSw=mabyY=CYQSw=mabz⇒CL=maby/QSwCY=mabz/QSw;]]>步骤2：利用气动力风洞试验得到各部件产生的气动力系数的插值表；步骤3：将各部件产生的气动力分别进行分类；各部件产生的升力可分为与迎角相关的和与迎角无关的两类；各部件产生的侧力可分为与侧滑角相关的和与侧滑角无关的两类；步骤4：将与迎角相关的气动力系数从插值表进行曲线拟合，得到关于迎角的一元N次多项式；将与侧滑角相关的气动力系数从插值表进行曲线拟合，得到关于侧滑角的一元M次多项式；步骤5：将得到的若干个关于迎角的一元N次多项式进行参数叠加得到总的关于迎角的一元N次多项式；将得到的若干个关于侧滑角的一元M次多项式进行参数叠加得到总的关于侧滑角的一元M次多项式；步骤6：通过一元N次多项式反求出迎角；通过一元M次多项式反求出侧滑角；步骤7：根据迎角和侧滑角的实际取值范围即可确定实时迎角和侧滑角。