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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耦合盘旋爬升试飞数据的爬升性能修正方法，该方法基于耦合盘旋爬升动作直接获取飞机的爬升特性，在试飞过程中，通过调整滚转角，改变飞机的当量重量，获取飞机不同重量点的爬升性能。同时，该方法通过实际试飞获取源数据，不依赖于发动机的台架数据和飞机的风洞试验数据，因此，该方法能高效且准确的获取飞机目标重量下的爬升率，对飞机后续的持续试飞以及性能指标的完成有积极的意义和深远的影响。

主权项：1.一种基于耦合盘旋爬升试飞数据的爬升性能修正方法，其特征在于，具体包括以下步骤：步骤1：进行试飞，在相同高度，速度和重量的情况下，选取不同的滚转角n个，建立n个稳定盘旋爬升，获取飞机的滚转角和爬升率；步骤2：构建稳定盘旋爬升力学模型和稳定爬升力学模型；步骤3：进行试飞数据分析；步骤4：得到全包线的爬升率；所述步骤1具体包括以下步骤：步骤1.1：爬升率数据获取；步骤1.2：过载数据获取；所述步骤1具体操作为：在选定的高度、速度、重量和滚转角工况下进行耦合盘旋爬升动作的爬升率计算，具体计算公式为： 其中，△H为选定的高度下±100m的值，△T为爬升该高度区间所需的时间，Vy为该高度下的耦合盘旋爬升的爬升率；所述步骤1.2的具体操作为：选定工况耦合盘旋爬升动作的过载计算公式为： 其中，△Ti为数据采集时间间隔，nfi为数据采集间隔的过载，nf为法向过载；所述步骤2具体包括以下步骤：步骤2.1：建立稳定盘旋爬升力学模型稳定盘旋爬升的力学模型，具体的方程组如下：Lcosφ＝Gcosθ3T＝D+Gsinθ4 CD＝CD0+A·CL27 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，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，θ为上升角，nf为法向过载，Vy为爬升率；步骤2.2：建立稳定爬升力学模型：稳定爬升力学模型，具体的方程组如下：L＝Gcosθ10T＝D+Gsinθ11 CD＝CD0+A·CL214 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，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，θ为上升角，Vy为爬升率；所述步骤3具体包括以下步骤：步骤3.1：根据步骤1.1和步骤1.2的数据分析，得到重量-爬升率-过载的矩阵；步骤3.2：计算稳定盘旋爬升-稳定爬升性能关系；步骤3.3：确定稳定盘旋爬升的函数关系；步骤3.4：修正爬升率；所述步骤3.2具体操作为：依据式3～式15，得到稳定盘旋爬升-稳定爬升的函数关系为： 其中，T为发动机的推力，D为飞机的阻力，G为飞机的重力，Vy为爬升率，V为速度，ρ为密度，S为参考面积，CD0为型阻，A为升致阻力因子，nf为法向过载；联立方程16～17，得到： 所述步骤3.3具体包括以下步骤：根据式18得到：飞机在不同的滚转角Φ1和Φ2进行稳定盘旋，则满足关系式： 滚转角Φ1 滚转角Φ2 综上，式19-式20，可得： 即 所述步骤3.4具体包括以下操作：当滚转角Φ1＝0°，飞机处于稳定爬升阶段，过载nf＝1，带入式22，得： 当稳定盘旋爬升的滚转角为Φ，式23即为： 通过稳定盘旋爬升试飞数据，代入式24修正稳定爬升状态的爬升率。

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