一种基于气动模型的民机气流角估计方法

摘要

本发明属于飞行控制技术，提供一种基于气动模型的民机气流角估计方法，包括：步骤1：计算飞机总升力系数CL和总侧力系数CY，步骤2：利用气动力风洞试验得到各部件产生的气动力系数的插值表；步骤3：将各部件产生的气动力分别进行分类；步骤4：得到关于迎角的一元N次多项式；得到关于侧滑角的一元M次多项式；步骤5：将若干个关于迎角的一元N次多项式参数叠加得到总的关于迎角的一元N次多项式；将若干个关于侧滑角的一元M次多项式参数叠加得到总的关于侧滑角的一元M次多项式；步骤6：通过一元N次多项式反求出迎角；通过一元M次多项式反求出侧滑角；步骤7：根据迎角和侧滑角的实际取值范围即可确定实时迎角和侧滑角。

权利要求

1.一种基于气动模型的民机气流角估计方法，其特征在于，包括：

步骤1：通过获取的飞机当前的总升力L，总侧力Y，质量m，纵向加速度aby，侧向加速度abz，动压Q，机翼参考面积Sw，计算飞机总升力系数CL和总侧力系数CY，公式如下：步骤2：利用气动力风洞试验得到各部件产生的气动力系数的插值表；

步骤3：将各部件产生的气动力分别进行分类；各部件产生的升力可分为与迎角相关的和与迎角无关的两类；各部件产生的侧力可分为与侧滑角相关的和与侧滑角无关的两类；

步骤4：将与迎角相关的气动力系数从插值表进行曲线拟合，得到关于迎角的一元N次多项式；将与侧滑角相关的气动力系数从插值表进行曲线拟合，得到关于侧滑角的一元M次多项式；

步骤5：将得到的若干个关于迎角的一元N次多项式进行参数叠加得到总的关于迎角的一元N次多项式；将得到的若干个关于侧滑角的一元M次多项式进行参数叠加得到总的关于侧滑角的一元M次多项式；

步骤6：通过一元N次多项式反求出迎角；通过一元M次多项式反求出侧滑角；

与迎角相关的各部件的升力系数可由飞机总升力系数CL减去与迎角无关的各部件的升力系数得到，再通过总的关于迎角的一元N次多项式即可反求出N个迎角值；与侧滑角相关的各部件的侧力系数可由飞机总侧力系数CY减去与侧滑角无关的各部件的侧力系数得到，再通过总的关于侧滑角的一元M次多项式即可反求出M个侧滑角值；

步骤7：根据迎角和侧滑角的实际取值范围即可确定实时迎角和侧滑角。

说明书

一种基于气动模型的民机气流角估计方法

技术领域

[0001] 本发明属于飞行控制技术，涉及一种适用于民用飞机的气流角估计方法。

背景技术

[0002] 飞机的迎角和侧滑角对于飞行力学十分重要，其测量精度直接关系到飞机的飞行安全和飞行品质。飞机的升力和阻力与迎角密切相关，当迎角超过临界迎角时将导致飞机失速，具体表现为飞机失去控制，自动进入滚转或飘摆状态，高度急剧降低，进而造成飞机失事；在飞机飞行控制系统的横航向控制中，侧滑角信号起到了增稳和协调转弯的作用，并且侧滑角的偏差还将导致飞机产生额外的能量损失。随着主机对控制律的要求越来越高，需将具有较高精度的迎角和侧滑角信号引入控制律设计中。

[0003] 现有的获取迎角和侧滑角的途径主要有三种：测量方法、积分方法、几何关系法。

[0004] 测量方法：传统的迎角和侧滑角一般通过飞机上的风标传感器、压差式传感器和零压差式传感器等来测量，但是这类传感器由于受到结冰、高频阵风、与飞行状态有关的局部环流以及安装位置及转动角速度的影响，几乎不可避免地会造成很大的零点偏差。因此测出的迎角和侧滑角信号精度较低，不能直接用作控制系统的反馈信号。

[0005] 积分方法：利用惯性测量单元(IMU)测量的过载和角速率对六自由度动力学方程进行数值积分，求得返回舱的速度、迎角、侧滑角等。但加速度计和角速率陀螺的误差、姿态初值误差、数据采集的离散性等，都可能导致积分的累积误差，特别是由于重力加速度随高度下降而增加，大大加剧了积分发散的速度。

[0006] 几何关系法：利用GNC提供的姿态和速度信息，根据迎角和侧滑角与速度和姿态角之间的几何关系，计算迎角和侧滑角。此方法的难点在于风速的测量或估计。

[0007] 测量方法、积分方法和几何关系法受外界因素或器件本身影响较大，现阶段对这些影响的处理方法还不是太完善，精度较低。

发明内容

[0008] 发明目的：提供一种基于气动模型的民机气流角估计方法，能够得到精确的迎角和侧滑角信号值。

[0009] 技术方案：一种基于气动模型的民机气流角估计方法，包括：

[0010] 步骤1：通过获取的飞机当前的总升力L，总侧力Y，质量m，纵向加速度aby，侧向加速度abz，动压Q，机翼参考面积Sw，计算飞机总升力系数CL和总侧力系数CY，公式如下：

[0011]

[0012] 步骤2：利用气动力风洞试验得到各部件产生的气动力系数的插值表；

[0013] 步骤3：将各部件产生的气动力分别进行分类；各部件产生的升力可分为与迎角相关的和与迎角无关的两类；各部件产生的侧力可分为与侧滑角相关的和与侧滑角无关的两类；

[0014] 步骤4：将与迎角相关的气动力系数从插值表进行曲线拟合，得到关于迎角的一元N次多项式；将与侧滑角相关的气动力系数从插值表进行曲线拟合，得到关于侧滑角的一元M次多项式；

[0015] 步骤5：将得到的若干个关于迎角的一元N次多项式进行参数叠加得到总的关于迎角的一元N次多项式；将得到的若干个关于侧滑角的一元M次多项式进行参数叠加得到总的关于侧滑角的一元M次多项式；

[0016] 步骤6：通过一元N次多项式反求出迎角；通过一元M次多项式反求出侧滑角；

[0017] 与迎角相关的各部件的升力系数可由飞机总升力系数CL减去与迎角无关的各部件的升力系数得到，再通过总的关于迎角的一元N次多项式即可反求出N个迎角值；与侧滑角相关的各部件的侧力系数可由飞机总侧力系数CY减去与侧滑角无关的各部件的侧力系数得到，再通过总的关于侧滑角的一元M次多项式即可反求出M个侧滑角值；

[0018] 步骤7：根据迎角和侧滑角的实际取值范围即可确定实时迎角和侧滑角。

[0019] 有益效果：由于民用飞机在飞行中迎角保持在较小的数值范围内，使得其气动力的风洞测试结果较为精确。适用于民用飞机的基于气动模型的气流角估计方法，其作用是利用民用飞机的过载测量数据换算气动力系数，利用民用飞机较为精确的气动力风洞试验结果反求迎角和侧滑角，从而得到较为精确的迎角和侧滑角信号值。该方法的优点在于仅受风洞试验精度的影响，计算简单、易于工程实现，无需增加额外器件，且估计精度较高，在现阶段技术条件下风洞试验的精度要优于外界因素或器件对气流角解算的影响。

附图说明

[0020] 图1为基于气动模型的气流角估计的实现原理图。

具体实施方式

[0021] 下面结合附图对本发明作进一步说明。

[0022] 一种基于气动模型的民机气流角估计方法，如图1所示，包括：

[0023] 步骤1：通过获取的飞机当前的总升力L，总侧力Y，质量m，纵向加速度aby，侧向加速度abz，动压Q，机翼参考面积Sw，计算飞机总升力系数CL和总侧力系数CY，公式如下：

[0024]

[0025] 步骤2：利用气动力风洞试验得到各部件产生的气动力系数的插值表。

[0026] 飞机的升力可以看成是机身、机翼、升降舵、平尾、扰流板、襟翼、起落架、发动机等各部件产生的升力之和，再加上气动弹性、地面效应等因素所引起的升力；飞机的侧力可以看成是尾翼、扰流板、方向舵等各部件产生的侧力之和，再加上气动弹性等因素所引起的侧力。

[0027] 步骤3：将各部件产生的气动力分别进行分类；各部件产生的升力可分为与迎角相关的和与迎角无关的两类；各部件产生的侧力可分为与侧滑角相关的和与侧滑角无关的两类。

[0028] 步骤4：将与迎角相关的气动力系数从插值表进行曲线拟合，得到关于迎角的一元N次多项式；将与侧滑角相关的气动力系数从插值表进行曲线拟合，得到关于侧滑角的一元M次多项式。

[0029] 对于与迎角相关的部分，例如刚体飞机基本升力系数CL_basic是一个二维插值表，其大小由迎角、马赫数2个因素决定，可根据实时的马赫数提取出当前马赫数对应的一维插值表，进而将一维插值表根据迎角进行曲线拟合，得到一个关于迎角的一元N次多项式(N越大拟合越精确)。同理，对于与侧滑角相关的部分，例如方向舵偏转产生的侧力系数CY_rud是一个三维插值表，其大小由侧滑角、马赫数和方向舵偏角3个因素决定，可先根据实时的马赫数提取出当前马赫数对应的二维插值表，再根据实时的方向舵偏角提取出当前方向舵偏角对应的一维插值表，进而将一维插值表根据侧滑角进行曲线拟合，得到一个关于侧滑角的一元M次多项式(M越大拟合越精确)。

[0030] 步骤5：将得到的若干个关于迎角的一元N次多项式进行参数叠加得到总的关于迎角的一元N次多项式；将得到的若干个关于侧滑角的一元M次多项式进行参数叠加得到总的关于侧滑角的一元M次多项式。

[0031] 与迎角相关的各部件的升力系数均可得到一个关于迎角的一元N次多项式，将这一系列的一元N次多项式进行参数叠加，进而获得一个总的关于迎角的一元N次多项式；与侧滑角相关的各部件的侧力系数均可得到一个关于侧滑角的一元M次多项式，将这一系列的一元M次多项式进行参数叠加，进而获得一个总的关于侧滑角的一元M次多项式。

[0032] 步骤6：通过一元N次多项式反求出迎角；通过一元M次多项式反求出侧滑角。

[0033] 与迎角相关的各部件的升力系数可由飞机总升力系数CL减去与迎角无关的各部件的升力系数得到，再通过总的关于迎角的一元N次多项式即可反求出N个迎角值；与侧滑角相关的各部件的侧力系数可由飞机总侧力系数CY减去与侧滑角无关的各部件的侧力系数得到，再通过总的关于侧滑角的一元M次多项式即可反求出M个侧滑角值。

[0034] 步骤7：根据迎角和侧滑角的实际取值范围即可确定实时迎角和侧滑角。