一种短距着陆最小可用航迹角确定方法与流程

本申请属于飞机飞行控制设计领域，特别涉及一种短距着陆最小可用航迹角确定方法。

背景技术：

1、常规着陆航迹，其进场航迹角在-3～-4°之间，航迹拉起的法向载荷小，航迹拉起高度在离地1m左右。军用运输机为实现在前线机场短距着陆，常采用小速度、大下滑角进场。增大进场下滑角，减小航迹拉起高度，可有效减小飞机着陆空中段的飞行距离。随着进场下滑角的增大，航迹拉起所需的法向过载要增大，航迹拉起所需的时间与高度空间也会越大。航迹拉起高度太低，会威胁到飞机着陆的安全。

技术实现思路

1、为了缩短战术运输机前线机场着陆距离，保证着陆安全，提高飞机作战效能，本申请提供了一种短距着陆最小可用航迹角确定方法，主要包括：

2、步骤s1、根据飞机着陆的升阻比kyx，飞机重量w、发动机最小推力pmin，确定第一着陆最小航迹角θapp：

3、θapp＝nepmin/w-1/kyx；其中，ne为发动机数量；

4、步骤s2、基于给定的飞机着陆起始高度作为航迹拉起高度hl，确定第二着陆最小航迹角θaph：

5、θaph＝-[4hl*a+(θld)2]0.5；其中，a＝(ny-1)/[2g(vap)2]；ny为飞机法向过载，θld为飞机着陆航迹角；

6、步骤s3、将所述第一着陆最小航迹角θapp与所述第二着陆最小航迹角θaph中的最大值最为最小可用航迹角θap。

7、优选的是，步骤s1进一步包括：

8、步骤s11、对给定的着陆告警迎角ayx，在迎角与升力系数对照表中插值出升力系数clyx：clyx＝interp1(asz,clsz,ayx)，asz为迎角与升力系数对照表中的迎角数组，clsz为迎角与升力系数对照表中的升力系数数组；

9、步骤s12、基于升力系数clyx，在升力系数与阻力系数对照表中插值出阻力系数cdyx；cdyx＝interp1(cdsz,clsz,clyx)，cdsz为升力系数与阻力系数对照表中的阻力系数数组，clsz为升力系数与阻力系数对照表中的升力系数数组；

10、步骤s13、确定升阻比kyx：kyx＝clyx/cdyx。

11、优选的是，步骤s2进一步包括：

12、步骤s21、根据飞机失速速度vs及设定的比例系数，确定飞机进场速度vap及飞机着陆速度vld；

13、步骤s22、根据飞机着陆速度vld，确定飞机着陆航迹角θld；

14、步骤s23、根据飞机进场速度vap及升力系数clyx确定飞机法向过载：ny＝[ρ(vap)2sclyx]/(2w)，其中s为机翼面积，ρ为大气密度。

15、优选的是，所述设定的比例系数为1.1。

16、优选的是，步骤s22进一步包括：

17、步骤s221、确定飞机着陆接地点的下沉速度最大值vmax；

18、步骤s222、基于所述下沉速度最大值vmax确定飞机着陆航迹角θld：

19、θld＝vmax/vld。

20、优选的是，步骤s222中，下沉速度最大值vmax为1.5m/s。

21、优选的是，步骤s3之后进一步包括：

22、步骤s4、基于最小可用航迹角θap计算拉起航迹段的拉起高度hl1；其中，拉起航迹段与下滑航迹段共同构成着陆航迹，飞机在给定的起始高度处，以最小可用航迹角θap直线下滑，直到拉起高度hl1，形成下滑航迹段，然后沿二次曲线下滑至着陆，形成拉起航迹段；

23、步骤s5、当拉起高度hl1小于给定的飞机着陆起始高度hl，则差值由下滑航迹段实现。

24、优选的是，步骤s4中，计算拉起航迹段的拉起高度hl1包括：

25、hl1＝[(θap)2+(θld)2]/4a。

26、本申请考虑了发动机动力特性与飞机气动特性的约束，可充分发挥飞机的性能，缩短着陆距离。通过计算不同着陆航迹角对应的航迹拉起高度，能够保证飞机的着陆安全。

技术特征：

1.一种短距着陆最小可用航迹角确定方法，其特征在于，包括：

2.如权利要求1所述的短距着陆最小可用航迹角确定方法，其特征在于，步骤s1进一步包括：

3.如权利要求1所述的短距着陆最小可用航迹角确定方法，其特征在于，步骤s2进一步包括：

4.如权利要求3所述的短距着陆最小可用航迹角确定方法，其特征在于，所述设定的比例系数为1.1。

5.如权利要求3所述的短距着陆最小可用航迹角确定方法，其特征在于，步骤s22进一步包括：

6.如权利要求5所述的短距着陆最小可用航迹角确定方法，其特征在于，步骤s222中，下沉速度最大值vmax为1.5m/s。

7.如权利要求1所述的短距着陆最小可用航迹角确定方法，其特征在于，步骤s3之后进一步包括：

8.如权利要求7所述的短距着陆最小可用航迹角确定方法，其特征在于，步骤s4中，计算拉起航迹段的拉起高度hl1包括：

技术总结
本申请属于飞机飞行控制设计领域，特别涉及一种短距着陆最小可用航迹角确定方法。该方法包括：步骤S1、根据飞机着陆的升阻比，飞机重量、发动机最小推力，确定第一着陆最小航迹角；步骤S2、基于给定的飞机着陆起始高度作为航迹拉起高度，确定第二着陆最小航迹角；步骤S3、将所述第一着陆最小航迹角与所述第二着陆最小航迹角中的最大值最为最小可用航迹角。本申请考虑了发动机动力特性与飞机气动特性的约束，可充分发挥飞机的性能，缩短着陆距离。

技术研发人员：张声伟
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：2024/4/24