申请/专利权人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

申请日：2019-09-03

公开（公告）日：2023-05-19

公开（公告）号：CN110598294B

主分类号：G06F30/15

分类号：G06F30/15

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2023.05.19#授权;2020.01.14#实质审查的生效;2019.12.20#公开

摘要：本申请提供了一种常规布局飞机飞行轨迹稳定性确定方法及装置，该方法包括：在给定飞行高度和飞行空速条件下，根据气流轴系中的方向合外力为零，确定飞机的稳态迎角；将稳态迎角代入俯仰力矩方程，基于俯仰力矩等于零的条件，确定飞机的稳态升降舵偏度；将稳态迎角和稳态升降舵偏度代入阻力平衡方程，确定飞机的稳态航迹倾角；根据不同的飞行空速，确定不同的稳态航迹倾角，并绘制航迹倾角和空速曲线；在航迹倾角和空速曲线上，求出不同飞行空速时的航迹倾角对空速的导数；根据不同飞行空速时的航迹倾角对空速的导数，确定飞机在不同飞行空速下的航迹稳定特性。

主权项：1.一种常规布局飞机飞行轨迹稳定性确定方法，其特征在于，包括：在给定飞行高度和飞行空速条件下，根据气流轴系中的方向合外力为零，确定飞机的稳态迎角；将稳态迎角代入俯仰力矩方程，基于俯仰力矩等于零的条件，确定飞机的稳态升降舵偏度；将稳态迎角和稳态升降舵偏度代入阻力平衡方程，确定飞机的稳态航迹倾角；根据不同的飞行空速，确定不同的稳态航迹倾角，并绘制航迹倾角和空速曲线；在航迹倾角和空速曲线上，求出不同飞行空速时的航迹倾角对空速的导数；根据不同飞行空速时的航迹倾角对空速的导数，确定飞机在不同飞行空速下的航迹稳定特性；在给定飞行高度和飞行空速条件下，根据气流轴系中的方向合外力为零，确定飞机的稳态迎角，包括：根据飞行高度，计算飞机在所述飞行高度下的大气密度和重力加速度： 给定飞行空速，根据所述飞行空速和所述大气密度，计算飞机在该飞行空速下的动压： 根据所述飞行高度和所述飞行空速，计算此时所需的发动机推力：P＝nPH,V根据所述重力加速度、所述动压和所述发动机推力，计算所述稳态迎角： 其中，ρ为大气密度，g为重力加速度，H为飞行高度，V为飞行空速，m为飞机质量，为飞机的动压，S为机翼面积，P为发动机推力，n为发动机个数，PH,V为插值后得到的单台发动机所需推力，CL0为迎角为0时对应的升力系数，为发动机推力线与飞机水平构造线的夹角，为升力线斜率，α为稳态迎角；将稳态迎角代入俯仰力矩方程，基于俯仰力矩等于零的条件，确定飞机的稳态升降舵偏度，包括：根据飞行高度，计算飞机在所述飞行高度下的大气密度和重力加速度： 给定飞行空速，根据所述飞行空速和所述大气密度，计算飞机在该飞行空速下的动压： 给定稳态迎角，根据该稳态迎角计算飞机本体的俯仰力矩系数：Cm＝Cmα计算飞机稳态升降舵偏度： 其中，ρ为大气密度，g为重力加速度，H为飞行高度，V为飞行空速，为飞机的动压，S为机翼面积，P为发动机推力，为发动机推力线与飞机水平构造线的夹角，α为稳态迎角，Cm为俯仰力矩系数，fcz为插值函数即对括号中的表达式进行插值求出δe，Zt为发动机推力线作用点和重心之间的垂直距离，Xt为发动机推力线作用点和重心之间的纵向距离，为平均气动弦长；飞机的稳态航迹倾角通过下式进行计算： 其中，asin为反正弦函数，CD为稳态迎角和升降舵偏度长生的阻力系数，P为发动机推力，α为稳态迎角，为发动机推力线与飞机水平构造线的夹角，为飞机的动压，S为机翼面积，g为重力加速度，m为飞机质量；在航迹倾角和空速曲线上，求出不同飞行空速时的航迹倾角对空速的导数，包括：通过下式计算不同飞行空速时的航迹倾角对空速的导数： 其中，V1、V2为飞行空速，γ1、γ2为航迹倾角，γV为导数。

全文数据：

权利要求：

百度查询： 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 常规布局飞机飞行轨迹稳定性确定方法及装置

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