基于試飛數(shù)據(jù)的無人機平飛加速性能

邱福生，邵緒威，楊建平

(沈陽航空航天大學(xué) 航空航天工程學(xué)部(院)，沈陽 100136)

基于試飛數(shù)據(jù)的無人機平飛加速性能

邱福生，邵緒威，楊建平

(沈陽航空航天大學(xué) 航空航天工程學(xué)部(院)，沈陽 100136)

根據(jù)試飛數(shù)據(jù)進行飛機平飛加速性能分析，區(qū)別于以往的平飛加速性能分析方法，而是以試飛數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)，在對數(shù)據(jù)進行分析處理后，建立數(shù)學(xué)模型進而分析飛機的平飛加速性能。此方法既可以作為傳統(tǒng)飛機平飛加速性能計算的一種參考，又從實際的實驗數(shù)據(jù)出發(fā)，使得計算結(jié)果更加真實可靠。通過此種方法還可以預(yù)測出飛機在實際飛行中的性能極限數(shù)值，大大的減小了飛機的試飛周期，提高了試飛效率。在整個新機研發(fā)過程中，縮短了新機科研試飛周期，為保證飛行安全提供了可靠的技術(shù)支持。

平飛加速；試飛數(shù)據(jù)；性能；最大平飛速度；最小二乘法

平飛加速性能測試是飛機飛行試驗的一個重要部分。它既是探索航空未知領(lǐng)域的手段，又是驗證飛機性能、飛行品質(zhì)和確定使用限制的方法，也是投產(chǎn)的依據(jù)[1-3]。因此飛行試驗貫穿于飛機研制、生產(chǎn)和使用的全過程，是航空工業(yè)發(fā)展的重要環(huán)節(jié)。在試飛過程中和試飛結(jié)束后，會產(chǎn)生大量的試飛數(shù)據(jù)，這些數(shù)據(jù)作為評價飛機性能的重要依據(jù)[4-8]。然而現(xiàn)今，試飛數(shù)據(jù)僅僅是用于衡量飛機性能的一個標準，并沒有將產(chǎn)生的數(shù)據(jù)進行進一步分析，而本文對試飛數(shù)據(jù)進行了進一步分析，進而計算出飛機的性能參數(shù)，達到對傳統(tǒng)飛機性能計算的驗證作用。

1 基本方法

飛機在平飛加速狀態(tài)下的受力如圖1所示，圖中P為發(fā)動機推力，機體軸線和水平方向夾角為α，推力P和機體軸線夾角為φp，Q為氣動阻力，Y為升力。

圖1 平飛加速狀態(tài)下的受力情況

1.1 數(shù)據(jù)預(yù)處理

對于給定的按時間步長t測得的縱向過載(t1，Nx1)，(t2，Nx2)，…，(tm，Nxm)，馬赫數(shù)(t1,Ma1)，(t2,Ma2)，…，(t2,Man)，俯仰角(t1,α1)，(t2,α2)，…，(tn,αn)在平飛加速過程中成線性變化，因此進行最小二乘擬合直線，擬合后的直線方程分別為

縱向過載p(t)=a1+b1t

其中，

馬赫數(shù)z(t)=a2+b2t，

俯仰角a(t)=a3+b3t。

法相過載(t1，Nz1)，(t2，Nz2)，…，(tm，Nzm)和機內(nèi)燃油質(zhì)量(t1,M1)，(t2,M2)，…，(tn,Mn)，在平飛加速過程中成二次曲線變化，通過二次最小二乘法，擬合成方程法相過載l(t)=at2+bt+c，燃油質(zhì)量s(t)=at2+bt+c，由于步長t一樣，因此在建立正規(guī)方程組，他們對應(yīng)的系數(shù)矩陣相同都為：

平飛加速過程中，飛機重量隨機內(nèi)燃油的變化而變化，飛機空重為G1，則在平飛加速過程中,飛機重量Gk=G1+Mkg(g取10)，即飛機總量擬合曲線g(t)=G1+s(t)g(g為重力加速度，這里取10)。

1.2 算法描述

1)過載分解：在擬合后的光滑曲線上按規(guī)定步長t提取出相應(yīng)的數(shù)據(jù)lk,pk,ak,zk,sk，對于每一個測量點經(jīng)處理變換可得：

(1)

其中mk為飛機平飛加速過程中的質(zhì)量，ax體軸k和ay體軸k分別是飛機體坐標系下X方向加速度和Y方向加速度。

2)將加速度轉(zhuǎn)換到風(fēng)軸系：

axk=ax體軸kcosak-ay體軸ksinak

ayk=0

(2)

式中axk為風(fēng)軸系X方向加速度，ayk為風(fēng)軸系Y方向加速度。

3)配平求解發(fā)動機推力：建立風(fēng)軸系力的平衡方程

mkaxk=Pkcos(ak+φpk)-Qk

mkayk=Yk+Pksin(ak+φpk)-gk

(3)

將方程

qk=0.5ρ(zk)2

(4)

和方程(2)帶入平衡方程(3)得到平飛加速性能迭代方程。

(5)

2 算例

飛機總體和其他參數(shù)如表1所示，平飛中測試數(shù)據(jù)如表2所示。

表1 飛機總體參數(shù)

表2 平飛中測得的飛行數(shù)據(jù)

通過上文中的擬合方程和迭代方程，求得曲線擬合和發(fā)動機推力等數(shù)據(jù)：

燃油重量擬合方程：f(x)=0.6x2-19.7x+6014.3(x=1,2,3，……)；

Ma擬合方程:Ma(x)=0.002x+0.7116(x=1,2,3，……)；

俯仰角擬合方程：α(x)=-0.024x+2.0298(x=1,2,3……)；

縱向過載擬合方程：Nx(x)=-0.008x+0.1002(x=1,2,3……)；

法相過載擬合方程：Nz(x)=0.0002x2-0.0055x+0.9221(x=1,2,3……)。

根據(jù)求得的擬合方程，按照預(yù)定的步長選每兩秒為一個步長，在平滑曲線上選取計算用參數(shù)，按照上文提到的迭代方法求出發(fā)動機推力等性能參數(shù)，如表3所示。

表3 發(fā)動機推力等性能參數(shù)表

求解出P(實測)=f(Ma)=-21801Ma+33207曲線圖如圖2所示，在P(實測)=f(Ma)中按事先輸入的計算M數(shù)步長從平滑后的曲線上取出計算用發(fā)動機推力值如表4所示。

表4 計算用發(fā)動機推力

圖2 P(實測)=f(Ma)

圖3 nx=f(Ma)曲線

3 結(jié)論

1)從算例中可以看出，飛機推力P在小Ma下，隨Ma的增加而減小，符合理論運算結(jié)果。

2)運算方程可以應(yīng)用到平飛加速過程中，將迭代方程和過載分解方程進一步加入迎角，這樣便可以解決飛機在鉛垂面內(nèi)的其他性能分析。

3)本文提供了一種基于試飛數(shù)據(jù)的飛機性能計算方法，能更好的對于理論方法進行修正，縮短了飛機研發(fā)過程中的周期。

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(責(zé)任編輯：宋麗萍 英文審校：劉紅江)

AnalysisontheUAVlevelaccelerationperformancebasedontheflighttestdata

QIU Fu-sheng，SHAO Xu-wei,YANG Jian-ping

(Faculty of Aerospace Engineering，Shenyang Aerospace University，Shenyang 110136,China)

A method of analyzing the level acceleration performance which is different from the past method based in the flight test data is proposed.It analyses the level acceleration performance by setting up the mathematical model.The method can be used as a reference to the traditional method and a tool to improve test efficiency.According to the real test data,it makes the result more reliable.With the method,we can forecast the limit of performance of flight test.The method decrease the cycle of flight test,and improve test efficiency.In the whole process of new aircraft development,the method shorten the cycle of new aircraft flight test and provide the technical support of flight safety.

level accelerating;flight test data;performance;maximum level flight speed;least squares

2013-11-12

邱福生(1977-)，男，江西于都人，副教授，主要研究方向：飛機系統(tǒng)設(shè)計與試驗技術(shù)、飛行器設(shè)計與制造一體化，E-mail:shenhangsau2011@sina.com。

2095-1248(2014)03-0028-04

V212.13+3

A

10.3969/j.issn.2095-1248.2014.03.006