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申请/专利权人：成都飞机工业(集团)有限责任公司

摘要：本发明提出了一种基于爬升试飞数据的稳定盘旋过载修正方法，该方法基于爬升试飞，飞行状态稳定，试飞风险较小，同时，通过实际试飞数据推算修正获取飞机的稳定盘旋性能极限，数据的准确性高，极大的降低了试飞的风险。因此，该方法对飞机后续盘旋机动极限性能的获取以及其它结合飞行试验科目的安全完成有积极的意义和深远的影响。

主权项：1.一种基于爬升试飞数据的稳定盘旋过载修正方法，其特征在于，具体包括以下步骤：步骤1：进行试飞，并获取试飞数据；步骤2：构建稳定爬升的力学模型和稳定盘旋力学模型；步骤3：计算分析爬升率和爬升率-推力关系，并对给定转速稳定盘旋极限过载进行修正；步骤4：进行全包线稳定盘旋性能极限的分析；所述步骤1具体操作为：在同高度区间和同速度且不同重量的情况下，分别给定不同的发动机转速N1和转速N2，进行等速稳定爬升试飞，并记录试飞数据；其中，N1N2；所述步骤2中，对于稳定爬升的力学模型的构建，具体方法为：构建稳定爬升的力学模型，具体的方程组如下： CD＝CD0+A·CL25 其中，L为飞机的升力，G为飞机的重力，T为发动机的推力，D为飞机的阻力，m为飞机的质量，a为飞机平飞的加减速度，ρ为密度，V为速度，S为参考面积，CL为升力系数，CD为阻力系数，CD0为型阻，A为升致阻力因子，为航迹角，Vy为爬升率；所述步骤2中，稳定盘旋力学模型的构建的具体操作为：构建稳定盘旋力学模型，具体的方程组如下：Lcosφ＝G7T＝D8 CD＝CD0+A·CL211 其中，L为飞机的升力，G为飞机的重力，T为发动机的推力，D为飞机的阻力，m为飞机的质量，a为飞机平飞的加减速度，ρ为密度，V为速度，S为参考面积，CL为升力系数，CD为阻力系数，CD0为型阻，A为升致阻力因子，Φ为滚转角；所述步骤3具体包括以下步骤：步骤3.1：计算爬升率；步骤3.2：计算爬升率-推力关系；步骤3.3：给定转速稳定盘旋极限过载的修正方法，具体为：步骤3.3.1：计算爬升率-盘旋过载关系；步骤3.3.2：给定转速最大稳定盘旋过载；步骤3.3.3：进行目标重量的修正；所述步骤3.1的具体操作为：爬升率的计算公式如下： 其中，△H为高度值±100m，△T为爬升高度区间所需的时间，Vy为高度下的爬升率；通过数据分析，得到试飞工况的爬升率；所述步骤3.2的具体操作为：依据式1和式6，可知推力与爬升率关系为： 其中，G为飞机的重力，T为发动机的推力，D为飞机的阻力，V为速度，Vy为爬升率；对比获得的试飞工况的爬升率，在转速分别为N1和N2时，分析飞机爬升率和发动机推力的结果，得推力-爬升率的关系为： 式16-式15，可得： 由式15，得稳定平飞的推力和阻力为： 由于发动机转速与发动机推力成正比线性关系，给定转速N，N1≤N≤N2,同时，选取T1作为推力基本量，则转速N的推力为： 将式16带入式19，得： 其中，N1和N2分别为试飞中给定的发动机转速，Vy1和Vy2分别为N1和N2对应的爬升率，T1为发动机转速N1对应的推力，G为飞机的重力，V为速度，D为飞机的阻力，N为发动机目标转速，TN为发动机目标转速N对应的推力；所述步骤3.3.1的具体操作为：飞机分别在ny＝1和ny＝nymax的状态进行稳定盘旋，其中，nymax为该转速N对应的最大过载，则满足关系式： ny＝1由式7～12，可得： ny＝nymax由式7～12，可得： 式22-式21，可得： 飞机在上述两种状态进行稳定盘旋，满足以下方程：Tny＝1＝D24Tny＝nymax＝TN25联立方程组18、20、23、24和25，得 其中，所述步骤3.3.2的具体操作为：由式26得到飞机给定转速N的最大稳定盘旋过载为： 其中，所述步骤3.3.3的具体操作为：设飞机基准重量为G，目标重量为Gaim，目标重量在不同的滚转角下稳定盘旋试飞的状态，满足关系式： 将式27代入28，得 其中，ny为基准重量下的过载，nyaim为目标重量下的过载。

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