本發(fā)明涉及飛機(jī)操穩(wěn)設(shè)計(jì)技術(shù)領(lǐng)域，特別是涉及一種民用運(yùn)輸機(jī)機(jī)動(dòng)操縱面最小偏轉(zhuǎn)速率臨界值確定方法。

背景技術(shù)：

飛機(jī)機(jī)動(dòng)操縱面最小偏轉(zhuǎn)速率臨界值確定可以保證飛機(jī)的機(jī)動(dòng)能力和飛行安全，如果偏轉(zhuǎn)速率過(guò)小，就可能保證不了飛機(jī)預(yù)期的機(jī)動(dòng)能力，甚至對(duì)飛行安全構(gòu)成威脅；如果偏轉(zhuǎn)速率過(guò)大，就可能對(duì)作動(dòng)器設(shè)計(jì)提出了過(guò)高的要求，需要付出更大的代價(jià)，所以最小偏轉(zhuǎn)速率臨界值確定顯得尤為重要。圖1是飛機(jī)機(jī)動(dòng)操縱面最小偏轉(zhuǎn)速率臨界值確定的原理圖。

圖1中實(shí)線代表的是K_δ＝inf時(shí)的歐拉角速率曲線；虛線代表的是K_δ＝Lim時(shí)的歐拉角速率曲線；t₁代表的是K_δ＝inf時(shí)達(dá)到最大歐拉角速率時(shí)所需的時(shí)間；t_j代表的是K_δ＝Lim時(shí)達(dá)到最大歐拉角速率時(shí)所需的時(shí)間；dt_j代表的是時(shí)間差(t_j-t₁)。

目前，針對(duì)民用運(yùn)輸機(jī)機(jī)動(dòng)操縱面最小偏轉(zhuǎn)速率臨界值的確定，還沒(méi)有一套適用的方法，大部分都是參照國(guó)內(nèi)外同類飛機(jī)的機(jī)動(dòng)面最小偏轉(zhuǎn)速率而定，但是最小偏轉(zhuǎn)速率為什么這么定、為什么定這么大，缺乏理論技術(shù)支持，甚至有些為了滿足最小偏轉(zhuǎn)速率要求而大大增加了飛機(jī)研制成本。

因此，希望有一種技術(shù)方案來(lái)克服或至少減輕現(xiàn)有技術(shù)的至少一個(gè)上述缺陷。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的在于提供一種民用運(yùn)輸機(jī)機(jī)動(dòng)操縱面最小偏轉(zhuǎn)速率臨界值確定方法來(lái)克服或至少減輕現(xiàn)有技術(shù)的至少一個(gè)上述缺陷。

為實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供一種民用運(yùn)輸機(jī)機(jī)動(dòng)操縱面最小偏轉(zhuǎn)速率臨界值確定方法，所述民用運(yùn)輸機(jī)機(jī)動(dòng)操縱面最小偏轉(zhuǎn)速率臨界值確定方法包括如下步驟：

步驟1：在機(jī)動(dòng)操縱面K_δ＝inf時(shí)，計(jì)算飛機(jī)飛行狀態(tài)下任意時(shí)刻的滾轉(zhuǎn)角速率p_{i_inf}，俯仰角速率q_{i_inf}，偏航角速率r_{i_inf}；

步驟2：當(dāng)機(jī)動(dòng)操縱面的K_δ為一系列有限值(Lim)時(shí)，分別計(jì)算任意時(shí)刻的滾轉(zhuǎn)角速率(p_{i_Lim})_j，俯仰角速率(q_{i_Lim})_j，偏航角速率(r_{i_Lim})_j；

步驟3：計(jì)算K_δ＝inf時(shí)最大歐拉角速率(p_{max_inf}，q_{max_inf}，r_{max_inf})和計(jì)算K_δ＝Lim時(shí)最大歐拉角速率((p_{max_}L_im)_j，(q_{max_}L_im)_j，(r_{max_Lim})_j)；

步驟4：通過(guò)計(jì)算仿真方式分別記錄K_δ為inf和Lim時(shí)，滾轉(zhuǎn)角速率、俯仰角速率和偏航角速率達(dá)到最大值時(shí)所需要的時(shí)間t₁和t_j，并通過(guò)t₁和t_j確定時(shí)間差dt_j；

步驟5：確定機(jī)動(dòng)操縱面最小偏轉(zhuǎn)速率臨界值(K_{δ_min})_L。

優(yōu)選地，所述步驟1中的滾轉(zhuǎn)角速率p_{i_inf}，俯仰角速率q_{i_inf}，偏航角速率rⁱ_{_}ⁱ_n^f具體為通過(guò)如下公式獲取：

；其中，

I_x,I_y,I_z是繞飛機(jī)x,y,z三軸的慣性矩(kg.m³)，p_{i-1_inf},q_{i-1_inf},r_{i-1_inf}是上一時(shí)刻的歐拉角速率(°/s)，分別是上一時(shí)刻的歐拉角加速度(°/s²)，Δt是計(jì)算時(shí)間步長(zhǎng)(s),取值為0.001，是上一時(shí)刻的速壓(kg/m.s²)，分別是上一時(shí)刻的滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航力矩系數(shù),S是機(jī)翼參考面積(m2)，b_A,c_A是機(jī)翼的展長(zhǎng)和平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)(m)。

優(yōu)選地，所述步驟2中滾轉(zhuǎn)角速率(p_{i_Lim})_j，俯仰角速率(q_{i_Lim})_j，偏航角速率(r_{i_Lim})_j具體為通過(guò)如下公式獲?。海黄渲?，

I_x,I_y,I_z是繞飛機(jī)x,y,z三軸的慣性矩(kg.m³)，pi-1_inf,qi-1_inf,ri-1_inf是上一時(shí)刻的歐拉角速率(°/s)，分別是上一時(shí)刻的歐拉角加速度(°/s²)，Δt是計(jì)算時(shí)間步長(zhǎng)(s),取值為0.001，是上一時(shí)刻的速壓(kg/m.s²)，分別是上一時(shí)刻的滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航力矩系數(shù),S是機(jī)翼參考面積(m2)，b_A,c_A是機(jī)翼的展長(zhǎng)和平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)(m)。

優(yōu)選地，所述步驟3中的K_δ＝inf時(shí)最大歐拉角速率(p_{max_inf}，q_{max_inf}，r_{max_inf})通過(guò)如下公式進(jìn)行計(jì)算：

p_{max_inf}＝max(p_{i_inf}),q_{max_inf}＝max(q_{i_inf}),r_{max_inf}＝max(r_{i_inf})；其中，j為K_δ取值個(gè)數(shù)。

優(yōu)選地，所述步驟3中的K_δ＝Lim時(shí)最大歐拉角速率((p_{max_Lim})_j，(q_{max_Lim})_j，(r_{max_Lim})_j)通過(guò)如下公式進(jìn)行計(jì)算：

(p_{max_Lim})_j＝max((p_{i_Lim})_j),(q_{max_Lim})_j＝max((q_{i_Lim})_j),(r_{max_Lim})_j＝max((r_{i_Lim})_j)；其中，j為K_δ取值個(gè)數(shù)。

優(yōu)選地，所述時(shí)間差dt_j為dt_j＝t_j-t₁。

優(yōu)選地，所述步驟5為：判斷dt_j中有幾個(gè)時(shí)間差值滿足如下條件：第一預(yù)設(shè)條件≤dt_j≤第二預(yù)設(shè)條件；

如果只有一個(gè)時(shí)間差值滿足條件，則通過(guò)該時(shí)間差值計(jì)算仿真記錄當(dāng)前操縱面偏轉(zhuǎn)值，該當(dāng)前操縱面偏轉(zhuǎn)值為機(jī)動(dòng)操縱面最小偏轉(zhuǎn)速率臨界值(K_{δ_min})_L；

如果有多個(gè)時(shí)間差值滿足條件，則取多個(gè)時(shí)間差值中數(shù)值最接近第一預(yù)設(shè)條件的時(shí)間差值，通過(guò)該時(shí)間差值計(jì)算仿真記錄當(dāng)前操縱面偏轉(zhuǎn)值，該當(dāng)前操縱面偏轉(zhuǎn)值為機(jī)動(dòng)操縱面最小偏轉(zhuǎn)速率臨界值(K_{δ_min})_L。

優(yōu)選地，所述第一預(yù)設(shè)條件為0.075秒；所述第二預(yù)設(shè)條件為0.08秒。

優(yōu)選地，所述步驟1中的一系列有限值(Lim)包括5°/s,10°/s,15°/s,20°/s,25°/s，30°/s。

優(yōu)選地，所述j在20°/s至70°/s的取值范圍內(nèi)取值。

本發(fā)明中的民用運(yùn)輸機(jī)機(jī)動(dòng)操縱面最小偏轉(zhuǎn)速率臨界值確定方法提供了一套完整的民用運(yùn)輸機(jī)機(jī)動(dòng)操縱面最小偏轉(zhuǎn)速率臨界值確定方法；為機(jī)動(dòng)操縱面偏轉(zhuǎn)速率設(shè)計(jì)提供一種新手段，同時(shí)更好地服務(wù)于未來(lái)型號(hào)設(shè)計(jì)。

附圖說(shuō)明

圖1是現(xiàn)有技術(shù)中的飛機(jī)機(jī)動(dòng)操縱面最小偏轉(zhuǎn)速率臨界值確定的原理圖。

圖2是本發(fā)明一實(shí)施例中的民用運(yùn)輸機(jī)機(jī)動(dòng)操縱面最小偏轉(zhuǎn)速率臨界值確定方法的流程示意圖。

具體實(shí)施方式

為使本發(fā)明實(shí)施的目的、技術(shù)方案和優(yōu)點(diǎn)更加清楚，下面將結(jié)合本發(fā)明實(shí)施例中的附圖，對(duì)本發(fā)明實(shí)施例中的技術(shù)方案進(jìn)行更加詳細(xì)的描述。在附圖中，自始至終相同或類似的標(biāo)號(hào)表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。所描述的實(shí)施例是本發(fā)明一部分實(shí)施例，而不是全部的實(shí)施例。下面通過(guò)參考附圖描述的實(shí)施例是示例性的，旨在用于解釋本發(fā)明，而不能理解為對(duì)本發(fā)明的限制。基于本發(fā)明中的實(shí)施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人員在沒(méi)有作出創(chuàng)造性勞動(dòng)前提下所獲得的所有其他實(shí)施例，都屬于本發(fā)明保護(hù)的范圍。下面結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明的實(shí)施例進(jìn)行詳細(xì)說(shuō)明。

在本發(fā)明的描述中，需要理解的是，術(shù)語(yǔ)“中心”、“縱向”、“橫向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“豎直”、“水平”、“頂”、“底”“內(nèi)”、“外”等指示的方位或位置關(guān)系為基于附圖所示的方位或位置關(guān)系，僅是為了便于描述本發(fā)明和簡(jiǎn)化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構(gòu)造和操作，因此不能理解為對(duì)本發(fā)明保護(hù)范圍的限制。

圖1是現(xiàn)有技術(shù)中的飛機(jī)機(jī)動(dòng)操縱面最小偏轉(zhuǎn)速率臨界值確定的原理圖。圖2是本發(fā)明一實(shí)施例中的民用運(yùn)輸機(jī)機(jī)動(dòng)操縱面最小偏轉(zhuǎn)速率臨界值確定方法的流程示意圖。

如圖1所示的民用運(yùn)輸機(jī)機(jī)動(dòng)操縱面最小偏轉(zhuǎn)速率臨界值確定方法包括如下步驟：步驟1：在機(jī)動(dòng)操縱面K_δ＝inf時(shí)，計(jì)算飛機(jī)飛行狀態(tài)下任意時(shí)刻的滾轉(zhuǎn)角速率p_{i_inf}，俯仰角速率q_{i_inf}，偏航角速率r_{i_inf}；

步驟2：當(dāng)機(jī)動(dòng)操縱面的K_δ為一系列有限值(Lim)時(shí)，分別計(jì)算任意時(shí)刻的滾轉(zhuǎn)角速率(p_{i_Lim})_j，俯仰角速率(q_{i_Lim})_j，偏航角速率(r_{i_Lim})_j；

步驟3：計(jì)算K_δ＝inf時(shí)最大歐拉角速率(p_{max_inf}，q_{max_inf}，r_{max_inf})和計(jì)算K_δ＝Lim時(shí)最大歐拉角速率((p_{max_Lim})_j，(q_{max_Lim})_j，(r_{max_Lim})_j)；

步驟4：通過(guò)計(jì)算仿真方式分別記錄K_δ為inf和Lim時(shí)，滾轉(zhuǎn)角速率、俯仰角速率和偏航角速率達(dá)到最大值時(shí)所需要的時(shí)間t₁和t_j，并通過(guò)t₁和t_j確定時(shí)間差dt_j；

步驟5：確定機(jī)動(dòng)操縱面最小偏轉(zhuǎn)速率臨界值(K_{δ_min})_L。

在本實(shí)施例中，步驟1中的滾轉(zhuǎn)角速率p_{i_inf}，俯仰角速率q_{i_inf}，偏航角速率r_{i_inf}具體為通過(guò)如下公式獲?。?/p>

；其中，

I_x,I_y,I_z是繞飛機(jī)x,y,z三軸的慣性矩(kg.m³)(_x對(duì)應(yīng)x軸，_y對(duì)應(yīng)y軸，_z對(duì)應(yīng)z軸)，p_{i-1_inf},q_{i-1_inf},r_{i-1_inf}是上一時(shí)刻的歐拉角速率(單位為°/s)，分別是上一時(shí)刻的歐拉角加速度(單位為°/s²)，Δt是計(jì)算時(shí)間步長(zhǎng)(單位為s),取值為0.001，是上一時(shí)刻的速壓(單位為kg/m.s²)，C_li-1是上一時(shí)刻的滾轉(zhuǎn)系數(shù)、是上一時(shí)刻的俯仰系數(shù)、是上一時(shí)刻的偏航力矩系數(shù),S是機(jī)翼參考面積(單位為m²)，b_A是機(jī)翼的展長(zhǎng)(單位為m)、c_A平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)(單位為m)。

在本實(shí)施例中，步驟2中滾轉(zhuǎn)角速率(p_{i_Lim})_j，俯仰角速率(q_{i_Lim})_j，偏航角速率(r_{i_Lim})_j具體為通過(guò)如下公式獲?。?/p>

；其中，

I_x,I_y,I_z是繞飛機(jī)x,y,z三軸的慣性矩(kg.m³)(_x對(duì)應(yīng)x軸，_y對(duì)應(yīng)y軸，_z對(duì)應(yīng)z軸)，p_{i-1_inf},q_{i-1_inf},r_{i-1_inf}是上一時(shí)刻的歐拉角速率(°/s)，分別是上一時(shí)刻的歐拉角加速度(°/s²)，Δt是計(jì)算時(shí)間步長(zhǎng)(s),取值為0.001，是上一時(shí)刻的速壓(kg/m.s²)，是上一時(shí)刻的滾轉(zhuǎn)系數(shù)、是上一時(shí)刻的俯仰系數(shù)、是上一時(shí)刻的偏航力矩系數(shù),S是機(jī)翼參考面積(m²)，b_A是機(jī)翼的展長(zhǎng)(單位為m)、c_A平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)(單位為m)。

在本實(shí)施例中，步驟3中的K_δ＝inf時(shí)最大歐拉角速率(p_{max_inf}，q_{max_inf}，r_{max_inf})通過(guò)如下公式進(jìn)行計(jì)算：

p_{max_inf}＝max(p_{i_inf}),q_{max_inf}＝max(q_{i_inf}),r_{max_inf}＝max(r_{i_inf})；其中，

j為K_δ取值個(gè)數(shù)。有利的是，j在20°/s至70°/s的取值范圍內(nèi)取值。在該范圍內(nèi)取值，能夠節(jié)省計(jì)算仿真時(shí)間。

在本實(shí)施例中，步驟3中的K_δ＝Lim時(shí)最大歐拉角速率((p_{max_Lim})_j，(q_{max_Lim})_j，(r_{max_Lim})_j)通過(guò)如下公式進(jìn)行計(jì)算：

(p_{max_Lim})_j＝max((p_{i_Lim})_j),(q_{max_Lim})_j＝max((q_{i_Lim})_j)_,(r_{max_Lim})_j＝max((r_{i_Lim})_j)；其中，

j為K_δ取值個(gè)數(shù)。有利的是，j在20°/s至70°/s的取值范圍內(nèi)取值。在該范圍內(nèi)取值，能夠節(jié)省計(jì)算仿真時(shí)間。

在本實(shí)施例中，時(shí)間差dt_j為dt_j＝t_j-t₁。

在本實(shí)施例中，步驟5為：判斷dt_j中有幾個(gè)時(shí)間差值滿足如下條件：

第一預(yù)設(shè)條件≤dt_j≤第二預(yù)設(shè)條件；

如果只有一個(gè)時(shí)間差值滿足條件，則通過(guò)該時(shí)間差值計(jì)算仿真記錄當(dāng)前操縱面偏轉(zhuǎn)值，該當(dāng)前操縱面偏轉(zhuǎn)值為機(jī)動(dòng)操縱面最小偏轉(zhuǎn)速率臨界值(K_{δ_min})_L；

如果有多個(gè)時(shí)間差值滿足條件，則取多個(gè)時(shí)間差值中數(shù)值最接近第一預(yù)設(shè)條件的時(shí)間差值，通過(guò)該時(shí)間差值計(jì)算仿真記錄當(dāng)前操縱面偏轉(zhuǎn)值，該當(dāng)前操縱面偏轉(zhuǎn)值為機(jī)動(dòng)操縱面最小偏轉(zhuǎn)速率臨界值(K_{δ_min})_L。

在本實(shí)施例中，第一預(yù)設(shè)條件為0.075秒；第二預(yù)設(shè)條件為0.08秒。

在本實(shí)施例中，所述步驟1中的一系列有限值(Lim)包括5°/s,10°/s,15°/s,20°/s,25°/s，30°/s?？梢岳斫獾氖牵幌盗杏邢拗?Lim)可以隨意選取。

下面以舉例的是方式對(duì)本申請(qǐng)進(jìn)行進(jìn)一步詳細(xì)闡述，可以理解的是，該舉例并不構(gòu)成對(duì)本申請(qǐng)的任何限制。

已知某一實(shí)施例的飛機(jī)計(jì)算狀態(tài)，如下表1：

通過(guò)本申請(qǐng)的民用運(yùn)輸機(jī)機(jī)動(dòng)操縱面最小偏轉(zhuǎn)速率臨界值確定方法，可得到如下計(jì)算結(jié)果：

表2機(jī)動(dòng)操縱面(升降舵)最小偏轉(zhuǎn)速率臨界值

表3機(jī)動(dòng)操縱面(方向舵)最小偏轉(zhuǎn)速率臨界值

表4機(jī)動(dòng)操縱面(副翼)最小偏轉(zhuǎn)速率臨界值

最后需要指出的是：以上實(shí)施例僅用以說(shuō)明本發(fā)明的技術(shù)方案，而非對(duì)其限制。盡管參照前述實(shí)施例對(duì)本發(fā)明進(jìn)行了詳細(xì)的說(shuō)明，本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員應(yīng)當(dāng)理解：其依然可以對(duì)前述各實(shí)施例所記載的技術(shù)方案進(jìn)行修改，或者對(duì)其中部分技術(shù)特征進(jìn)行等同替換；而這些修改或者替換，并不使相應(yīng)技術(shù)方案的本質(zhì)脫離本發(fā)明各實(shí)施例技術(shù)方案的精神和范圍。