一种抑制飞机航向操纵灵敏性问题的设计方法与流程

本申请属于飞机飞行力学设计领域，特别涉及一种抑制飞机航向操纵灵敏性问题的设计方法。

背景技术：

1、由于飞机气动布局方案的航向稳定性较小，与横向稳定性匹配性差，导致滚转侧滑比较大。而方向舵操纵效率高，会使飞机在双发正常状态使用时，小的航向操纵产生较大的方向舵偏度，航向操纵会偏灵敏。在飞机飞行品质模拟器试验中，飞行员发现飞机航向操纵灵敏性问题会导致以下现象：协调侧滑满舵时坡度较大，导致飞行员方向舵输入时横向补偿大；某些构型下大迎角协调侧滑无法实施，2/3方向舵舵量飞机失速尾旋；定常侧滑在某些速度以下会突然出现坡度抵消不了侧滑的现象，从而导致失控；协调侧滑小速度大侧滑时滚转角无法保持，协调侧滑大侧滑时减速明显；中速以上，方向舵极限舵位对应滚转角较大。这些现象严重影响飞机的飞行安全，需予以解决。

2、因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

技术实现思路

1、本申请的目的是提供了一种抑制飞机航向操纵灵敏性问题的设计方法，以解决现有技术存在的至少一个问题。

2、本申请的技术方案是：

3、一种抑制飞机航向操纵灵敏性问题的设计方法，包括：

4、获取发动机正常工作模式以及单发失效模式的方向舵限偏；

5、获取发动机失效信号，并根据所述发动机失效信号将发动机正常工作模式的方向舵限偏控制转换为单发失效模式的方向舵限偏控制。

6、在本申请的至少一个实施例中，所述发动机正常工作模式包括侧风起飞、侧风着陆以及定常协调转弯。

7、在本申请的至少一个实施例中，获取发动机正常工作模式的方向舵限偏，包括：

8、获取侧风起飞或侧风着陆时的飞机侧滑角为：

9、

10、构建侧风起飞或侧风着陆时的第一横航向静平衡方程：

11、

12、其中，w为侧风速度，v为飞机飞行速度，β为飞机侧滑角，φ为飞机滚转角，cyδa为副翼偏转产生的侧向力系数随副翼偏度的导数，cyδr为方向舵偏转产生的侧向力系数随方向舵偏度的导数，cl为飞机升力系数，cyβ为飞机侧向力随侧滑角变化的导数，clδa为副翼偏转产生的滚转力矩系数随副翼偏度的导数，clδr为方向舵偏转产生的滚转力矩系数随方向舵偏度的导数，clβ为飞机滚转力矩系数随侧滑角变化的导数，cnδa为副翼偏转产生的偏航力矩系数随副翼偏度的导数，cnδr为方向舵偏转产生的偏航力矩系数随方向舵偏度的导数，cnβ为飞机偏航力矩系数随侧滑角变化的导数，δa为副翼偏度，δr为方向舵偏度；

13、联立求解上式，得到侧风起飞或侧风着陆时的方向舵偏度。

14、在本申请的至少一个实施例中，获取发动机正常工作模式的方向舵限偏，包括：

15、计算飞机的相对密度为：

16、μ2＝2mρsc

17、构建定常协调转弯时的第二横航向静平衡方程：

18、

19、其中，μ2为飞机的相对密度，m为飞机质量，ρ为空气密度，s为机翼面积，c为机翼展长，φ为飞机滚转角，cyδr为方向舵偏转产生的侧向力系数随方向舵偏度的导数，cl为飞机升力系数，clr为滚转力矩对偏航角速度的导数，clδa为副翼偏转产生的滚转力矩系数随副翼偏度的导数，clδr为方向舵偏转产生的滚转力矩系数随方向舵偏度的导数，cnr为偏航力矩对偏航角速度的导数，cnδa为副翼偏转产生的偏航力矩系数随副翼偏度的导数，cnδr为方向舵偏转产生的偏航力矩系数随方向舵偏度的导数，r为偏航角速度，δa为副翼偏度，δr为方向舵偏度；

20、给定飞机滚转角φ；

21、联立求解上式，得到定常协调转弯时的方向舵偏度。

22、在本申请的至少一个实施例中，获取单发失效模式的方向舵限偏，包括：

23、构建单发失效模式的第三横航向静平衡方程：

24、

25、其中，φ为飞机滚转角，cl为飞机升力系数，β为飞机侧滑角，cyβ为飞机侧向力随侧滑角变化的导数，clβ为飞机滚转力矩系数随侧滑角变化的导数，cnβ为飞机偏航力矩系数随侧滑角变化的导数，cyδa为副翼偏转产生的侧向力系数随副翼偏度的导数，cyδr为方向舵偏转产生的侧向力系数随方向舵偏度的导数，clδa为副翼偏转产生的滚转力矩系数随副翼偏度的导数，clδr为方向舵偏转产生的滚转力矩系数随方向舵偏度的导数，cnδa为副翼偏转产生的偏航力矩系数随副翼偏度的导数，cnδr为方向舵偏转产生的偏航力矩系数随方向舵偏度的导数，δa为副翼偏度，δr为方向舵偏度，clbu为一侧发动机失效产生的不对称滚转力矩，cnbu为一侧发动机失效产生的不对称偏航力矩；

26、给定飞机滚转角φ；

27、联立求解上式，得到单发失效模式的方向舵偏度。

28、发明至少存在以下有益技术效果：

29、本申请的抑制飞机航向操纵灵敏性问题的设计方法，针对发动机正常工作模式以及单发失效模式分别给出对应的方向舵限偏，并通过发动机失效信号实现两种模式的方向舵限偏控制的切换，能够抑制航向操纵灵敏性的问题，经过试验验证，效果可靠。

技术特征：

1.一种抑制飞机航向操纵灵敏性问题的设计方法，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述的抑制飞机航向操纵灵敏性问题的设计方法，其特征在于，所述发动机正常工作模式包括侧风起飞、侧风着陆以及定常协调转弯。

3.根据权利要求2所述的抑制飞机航向操纵灵敏性问题的设计方法，其特征在于，获取发动机正常工作模式的方向舵限偏，包括：

4.根据权利要求3所述的抑制飞机航向操纵灵敏性问题的设计方法，其特征在于，获取发动机正常工作模式的方向舵限偏，包括：

5.根据权利要求1所述的抑制飞机航向操纵灵敏性问题的设计方法，其特征在于，获取单发失效模式的方向舵限偏，包括：

技术总结
本申请属于飞机飞行力学设计领域，特别涉及一种抑制飞机航向操纵灵敏性问题的设计方法。包括：获取发动机正常工作模式以及单发失效模式的方向舵限偏；获取发动机失效信号，并根据所述发动机失效信号将发动机正常工作模式的方向舵限偏控制转换为单发失效模式的方向舵限偏控制。本申请的抑制飞机航向操纵灵敏性问题的设计方法，为了保证飞行安全，在发动机正常情况下，根据发动机正常工作模式的方向舵限偏实现控制；在单发失效情况时，根据满足单发失效需求的方向舵限偏实现控制。本申请理论合理、实施方式简单，通过飞机铁鸟试验、模拟器试验以及飞行试验等手段验证，成功抑制了飞机航向操纵灵敏性的问题。

技术研发人员：张涛,黄振威,姚海林
受保护的技术使用者：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
技术研发日：
技术公布日：2024/2/1