[发明专利]一种直升机空速确定方法

说明书

本发明提供一种直升机空速确定方法，包括S1，构建空速计算模型的各类公式；S2，建立空速计算模型；S3，应用空速计算模型；由此能够利用惯性导航设备测量的过载数据、直升机旋翼的前倾角指令、发动机的功率输出等工作参数确定直升机飞行空速。本发明的直升机空速确定方法中，若直升机装有空速管，空速管有效时该方法可以为空速管提供备份校验，提高系统可靠性；在空速管无效的工作状态可提供对空速测量能力的延伸，由于本发明不受旋翼下洗气流限制，空速大小的测量范围向下延伸到1m/s的量级，可以完全确定360°水平气流方向范围，侧滑角没有测量范围限制，甚至倒飞的情形也可适用，可大幅度提升空速和侧滑角测量的能力和范围。

技术领域

本发明涉及飞行器导航定位技术领域，具体而言，涉及一种直升机空速确定方法。

背景技术

直升机飞行时确定空速及侧滑角状态是很重要的。根据任务需要选择合适的飞行空速，以经济速度可实现最大续航时间，以有利速度巡航可实现最大航程；顺风飞行时实际空速可能接近0，长时间保持该状态会导致发动机持续大功率工作而大幅度增加油耗及散热负担，而飞行空速超过最大速度边界则有可能威胁飞行安全。直升机在大侧风状态飞行时空速和地速可以相差很大，而其航向与飞行速度方向是可以独立控制的，这种情况下可能产生很大的侧滑角，带来大的飞行阻力，也增加了横侧向操纵的负担。准确测量侧滑角，则可提供直升机为自动消除侧滑功能提供输入。

现有方法是安装空速管来完成空速和侧滑角的测量。在部分有人直升机机型上，还安装了倾斜仪，以小球在竖直安装的圆弧滑槽中的位置来辅助飞行员确定直升机的侧滑状态。在较小的速度，由于受到旋翼下洗气流的严重影响，空速管无法对真实空速和侧滑角进行测量；侧滑角超过一定范围时，空速管同样无法给出有效的空速和侧滑角测量值。在结冰或其他原因导致空速管测量孔堵塞时，会导致空速管失效。倾斜仪仅用于为飞行员提供参考，不能为自动控制系统提供控制输入。

发明内容

本发明旨在提供一种直升机空速确定方法，以解决上述现有方法存在的问题。

本发明提供的一种直升机空速确定方法，包括如下步骤：

S1，构建空速计算模型的各类公式：

S11，在直升机体轴系内建立x、y、z方向的质心动力学方程(1)；

S12，根据z方向的质心动力学方程，得到主旋翼拉力与法向过载的关系公式(2)；

S13，按主旋翼消耗功率占发动机总功率的比例为确定值，并根据尾桨力臂，得到尾桨推力的计算公式(3)；

S14，根据x、y方向的质心动力学方程，得到x、y方向的阻力计算公式(4)；

S15，建立x、y方向的阻力与侧滑角及飞行表速的关系公式(5)；

S16，建立直升机的飞行表速与空速的关系公式(6)；

S2，建立空速计算模型：

S21，通过试验或理论计算确定主旋翼消耗功率在发动机总功率中的占比；

S22，在直升机上安装空速管，开展不同空速和侧滑角状态的飞行试验，积累飞行数据；

S23，按式(2)计算飞行数据中对应状态的主旋翼拉力；

S24，按式(3)计算飞行数据中对应状态的尾桨推力；

S25，按式(4)计算飞行数据中对应状态的x、y方向阻力；

S26，用最小二乘法求取式(5)的待定系数，使带入所有飞行数据的总偏差最小，由此确定x、y方向的阻力与侧滑角及飞行表速的关系公式(5)；

S3，应用空速计算模型：