申请/专利权人：中国航空无线电电子研究所

申请日：2021-10-25

公开（公告）日：2024-04-12

公开（公告）号：CN114004021B

主分类号：G06F30/15

分类号：G06F30/15;G06F30/28;G06F17/11;G06F113/08;G06F119/14

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2024.04.12#授权;2022.02.22#实质审查的生效;2022.02.01#公开

摘要：本发明揭示了一种用于飞行管理系统性能管理的巡航燃油流量计算方法，通过根据飞机的飞行速度，飞行高度，飞行位置，飞行方向计算得到飞机当前的重力加速度，之后基于基础的气动数据库建立力平衡方程，根据当前飞机确切的重量可以迭代得到巡航状态下的气动迎角，进而计算得到飞机推力的值，基于不同型号发动机给出的转速极性曲线得到一发推力对应的燃油流量，根据不同型号飞机的发动机台数得到该型号飞机在巡航状态下的实时燃油流量，进而可以进行飞行预测、燃油里程监控、飞行成本分析等飞行管理领域相关性能的计算。

主权项：1.一种用于飞行管理系统性能管理的巡航燃油流量计算方法，其特征在于所述方法包括如下步骤：步骤一：根据飞机的飞行速度，飞行高度，飞行位置，飞行方向计算得到飞机当前的重力加速度；步骤二：根据飞机当前的重力加速度及当前飞机质量计算当前飞行重力,根据并基础气动数据库和飞行状态和型号参数信息，建立力平衡方程； 升力系数CL和阻力系数CD根据当前飞行马赫数M、飞行高度H、飞行环境温度T和飞机重心CG以及气动迎角α，利用气动数据库可以计算得到，上式中S为机翼参考面积，δ为压力系数比，为机翼安装角，其中压力系数比δ是关于高度的参数： 步骤三：将步骤二中的力平衡方程联立消去Fn建立飞行重量和气动迎角的迭代方程； 其中f1和f2分别是升力系数、阻力系数基于飞行速度、高度等飞行状态信息和气动迎角等飞行构型信息的基础气动数据库函数，对给定的巡航状态，除气动迎角外，其余参数已知；步骤四：通过给定的飞行重量迭代求解对应的气动迎角α；步骤五：将当前飞行重量对应的气动迎角迭代结果代入步骤二中的力平衡方程，得到飞行推力；步骤六：根据不同型号飞机的发动机台数得到一发推力，并根据该型号发动机对应的发动机转速特性曲线，结合H,T,M,B等已知参数，求得一发燃油流量，进而可以得到在给定W,H,T,M,CG,B,S条件下，确定巡航燃油流量。

全文数据：

权利要求：

百度查询： 中国航空无线电电子研究所 用于飞行管理系统性能管理的巡航燃油流量计算方法

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