[发明专利]一种通过地面滑行试验辨识双发飞机平衡极曲线的方法

说明书

本发明公开了一种通过地面滑行试验辨识双发飞机平衡极曲线的方法，忽略发动机转速变化而引起的进气畸变的变化量；试验的跑道水平，迎角与俯仰角大小相同；选取2个不同俯仰角的滑行状态点分别进行双发在不同转速下的同步加/减速以及异步加/减速的滑行试验，通过加/减速运动图线计算得到加/减速度；从而计算得到型阻和升致阻力因子，拟合得到飞机平衡极曲线CD‑CL。本发明克服了发动机台架试验数据的不准确性，得到真实飞机的平衡极曲线，同时，节省空中飞行试验费用，降低首飞的试飞风险。本发明在不利用发动机台架试验数据的基础上，辨识出飞机的平衡极曲线，为后续首飞试飞规划的合理制定建立基础，具有较好的实用性。

技术领域

本发明属于飞机测试的技术领域，具体涉及一种通过地面滑行试验辨识双发飞机平衡极曲线的方法。

背景技术

目前，公知的飞机平衡极曲线数据是通过风洞试验得到的，并且对试验数据进行一定修正获得。风洞试验是由风洞模型的气动特性修正后获得真实飞机的气动特性，这之间要通过相似性、干扰修正等环节，因此要获得真实飞机的气动参数还比较困难，虽然现在对风洞试验数据的洞壁干扰修正和雷诺数修正等方面已有较成熟的方法，但其修正结果的准确性仍然需要进一步提高。

另外，由于飞机试制过程中，飞机表面质量，制造误差和制造超差等因素的影响，修正后的风洞试验数据和飞机在真实试飞过程中的气动特性也存在差异。飞行试验可以直接获取真实飞机在真实大气环境中的气动特性，是获取真实飞机准确气动参数的重要途径，也是风洞试验与飞行相关性研究的基础。

目前，许多专家学者，均选取飞机飞行试验的数据，对真实飞机的气动数据进行辨识研究。例如，杨媚等人采用模态激励的方式，进行了飞机气动导数的辨识并验证了部分气动导数（杨媚, 王启, 何康乐. 无人机飞行试验参数辨识研究[J]. 飞行力学, 2017(4).）。李寒冰等通过逐步回归法和最小二乘法，对飞机纵向和横侧向的气动参数进行辨识，并对比了该方法的正确性（李寒冰, 吴大卫. 一种无人机气动参数辨识的实现方法[J]. 飞行力学, 2014, 32(2):183-188.）。齐万涛等考虑飞机质量特性数据变化大的特点，提出了一种成熟的气动特性参数的辨识算法（齐万涛, 吕新波, 钱炜祺. 调整试飞阶段的某型飞机气动参数辨识实现方法[J]. 科学技术与工程, 2015, 15(16):222-225.）。

然而，现有技术仍存在以下不足：

1）通过风洞试验修正，得到飞机平衡极曲线，与真实飞机存在差异；

2）通过试飞数据辨识飞机平衡极曲线，均是建立在发动机台架试验数据的基础上，台架数据是否准确直接影响了飞机平衡极曲线辨识的正确性。

3）空中飞行试验费用高昂且风险较大；

4）特别是，新研飞机在首飞之前，就需要掌握飞机的气动特性，尤其是飞机平衡极曲线，以合理的制定飞行策略和任务规划，降低试飞风险。

发明内容

本发明的目的在于提供一种通过地面滑行试验辨识双发飞机平衡极曲线的方法，以克服发动机台架试验数据的不准确性，得到真实飞机的平衡极曲线，同时，节省空中飞行试验费用，降低首飞的试飞风险。

本发明主要通过以下技术方案实现：一种通过地面滑行试验辨识双发飞机平衡极曲线的方法，忽略发动机转速变化而引起的进气畸变的变化量；试验的跑道水平，迎角与俯仰角大小相同；选取2个不同俯仰角的滑行状态点分别进行双发在不同转速下的同步加/减速以及异步加/减速的滑行试验，通过加/减速运动曲线计算得到加/减速度；从而计算得到型阻和升致阻力因子，拟合得到飞机平衡极曲线CD-CL。