(19)国家知识产权局 (12)发明 专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请 号 202111664279.X (22)申请日 2021.12.31 (71)申请人 中国航空工业 集团公司西安飞机设 计研究所 地址 710089 陕西省西安市阎良区人民东 路1号 (72)发明人 商立英　张超　明亚丽　谭蓉蓉　 任江涛　赵科社　 (74)专利代理 机构 北京航信高科知识产权代理 事务所(普通 合伙) 11526 专利代理师 刘传准 (51)Int.Cl. G06F 30/15(2020.01) G06F 119/08(2020.01) G06F 119/14(2020.01) (54)发明名称 一种运输类飞机爬升性能数据实时计算方 法 (57)摘要 本申请提供了一种运输类飞机爬升性能数 据实时计算方法， 包括： 获取输入数据， 所述输入 数据包括飞机基本布局参数、 飞机纵向气动特性 数据与发动机动力数据； 根据所述输入数据确定 所述运输类飞机的爬升速度范围以及所对应的 气动特性数据， 将爬升性能所需的飞机纵向气动 特性数据 拟合成一次函数或多项式的形式， 将发 动机动力数据拟合成多项式形式， 形成光顺曲 线； 对飞机爬升状态的升力曲线模 型和爬升率模 型进行近似， 计算得到爬升率、 快升速度及对应 的爬升率、 升 限。 本申请 的方法可 以对爬升性能 的相关参数进行实时计算， 不需建立数据庞大的 爬升性能数据库， 减 轻了飞机设计人员的工作 负 担， 提高工作效率。 权利要求书4页 说明书9页 附图2页 CN 114491793 A 2022.05.13 CN 114491793 A 1.一种运输类飞机 爬升性能数据实时计算方法， 其特 征在于， 所述方法包括： 获取输入数据， 所述输入数据包括飞机基本布局参数、 飞机纵向气动特性数据与发动 机动力数据； 根据所述输入数据确定所述运输类飞机的爬升速度 范围以及所对应的气动特性数据， 将爬升性能所需的飞机纵向气动特性数据拟合成一次函数或多项式的形式， 将发动机动力 数据拟合成多 项式形式， 形成光 顺曲线； 对飞机爬升状态 的升力曲线模型和爬升率模型进行近似， 计算得到爬升率、 快升速度 及对应的爬 升率、 升限。 2.如权利要求1所述的运输类飞机爬升性能数据实时计算方法， 其特征在于， 将爬升性 能所需的飞机纵向气动特性数据拟合成一次函数或多 项式的形式的过程包括： 步骤一， 首 先将飞机 巡航构型的升力曲线表达为迎角的一次函数， 计算模型如下： CL＝f(Ma，ɑ)＝KMa×ɑ+BMa 其中， KMa为对应马赫数Ma下的升力曲线 斜率， BMa为对应马赫数Ma下的升力曲线的截距， ɑ为迎角， CL 为升力系数。 步骤二， 将阻力系数CD表达为升力系数CL的二次函数， 计算模型如下： CD＝f(Ma， CL)＝+K1MaCL2+K2MaCL+CD0Ma 其中， CD0Ma为对应马赫数Ma下升力系数CL 为零时的阻力系数， K1Ma、 K2Ma， CD0Ma为常值； 步骤三， 将已知的升力系数曲线插进行值得到任意马赫数对应的升力系数曲线； 同样的， 将已知的阻力系数曲线插进行值得到任意马赫数对应的阻力系数曲线； 在任一爬 升飞行马赫数Max,(Man‑1<Max≤Man)时的升力系数为CLMa_x时近似表达为： CLMa_x＝KMa_x×ɑ+BMa_x KMa_x＝KMa_n‑1+(Max‑Man‑1)/(Man‑Man‑1)×(KMa_n‑KMa_n‑1) BMa_x＝BMa_n‑1+(Max‑Man‑1)/(Man‑Man‑1)×(BMa_n‑BMa_n‑1) 在某飞行速度Max， (Man‑1<Max≤Man)下的阻力表达式为： CD＝f(Max， CL)＝+K1xCL2+K2xCL+CD0x K1x＝K1Ma_n‑1+(Max‑Man‑1)/(Man‑Man‑1)×(K1Ma_n‑K1Ma_n‑1) K2x＝K2Ma_n‑1+(Max‑Man‑1)/(Man‑Man‑1)×(K2Ma_n‑K2Ma_n‑1) CD0x＝CD0Ma_n‑1+(Max‑Man‑1)/(Man‑Man‑1)×(CD0Ma_n‑CD0Ma_n‑1)。 3.如权利要求2所述的运输类飞机爬升性能数据实时计算方法， 其特征在于， 将发动机 推力数据拟合成多 项式形式的过程包括： 步骤一： 将飞机在不同温度下爬 升状态的推力拟合成速度的多 项式， 计算模型如下： PT1＝f(h， Ma)＝A3T1×V3+A2T1×V2+A1T1×V+A0T1 …… PTn＝f(h， Ma)＝A3Tn×V3+A2Tn×V2+A1Tn×V+A0Tn 其中， P表示推力， T1 ‑～Tn代表不同温度， h为高度， A3、 A2、 A1、 A0为系数， A3Tn、 A2Tn、 A2Tn、 A1Tn为高度h的一次函数： A3Tn＝KA3Tn×h+BA3Tn A2Tn＝KA2Tn×h+BA2Tn A1Tn＝KA1Tn×h+BA1Tn权　利　要　求　书 1/4 页 2 CN 114491793 A 2A0Tn＝KA0Tn×h+BA0Tn 其中， KA3Tn、 KA2Tn、 KA1Tn、 KA0Tn、 BA3Tn、 BA2Tn、 BA1Tn、 BA0Tn为常数； 步骤二， 将上述不同高度和温度 下爬升状态的推力推力曲线插值， 得到任意高度hx、 温 度Tx下的爬 升推力曲线， 插值过程如下： 在需要得到某一飞行速度V， 在高度hx、 温度Tx(Ti ‑1≤Tx≤Ti)下的爬升推力时， 计算 模型如下： P(Tx， hx， V)＝PTi‑1+(Tx‑Ti‑1)/(Ti‑Ti‑1)×(PTi‑PTi‑1) P(Tx， hx， V)＝A3Tx×Ma3+A2Tx×Ma2+A1Tx×Ma+A0Tx 其中： A3Tx＝[KA3Ti‑1+(Tx‑Ti‑1)/(Ti‑Ti‑1)×(KA3Ti‑KA3Ti‑1)]×h+BA3Ti‑1+(Tx‑Ti‑1)/ (Ti‑Ti‑1)×(BA3Ti‑BA3Ti‑1) 同理， 得到A 2Tx、 A1Tx、 A0Tx的表达式。 4.如权利要求3所述的运输类飞机爬升性能数据的实时计算方法与实现流程， 其特征 在于， 计算爬 升率的过程包括： 飞机在爬 升中飞机纵向受力平衡方程 为： 飞机在爬 升时航迹角很小， cosθ ≈1， 则升力系数CL的表达式如下： 其中， L为升力、 W为重力， θ为飞机的航迹角、 P为 发动机推力， ɑ为机身迎角， 为发动机 安装角(已知量)， S为机翼参 考面积； 由上式可以求得迎角 ɑ； 爬升率ROC和爬 升梯度si nθ 的表达式如下： sinθ ＝ROC/V 其中， D为阻力： D＝1/2ρ V2S×CD。 5.如权利要求4所述的运输类飞机爬升性能数据的实时计算方法， 其特征在于， 计算快 升速度的过程包括： 步骤一， 飞机在高度H、 重量m(重力W)、 爬 升速度V下的爬 升率表达为： dH/dt＝V sinγ＝(Pav ‑D)V/W 其中， H为高度， t为时间， 为可用推力， 通常情况下， 发动机的安装 角一般为零或者 非常小， 对于运输类飞机， 在爬升的速度范围内飞机的迎角较小， 在求解最 大爬升率对应速度时， 令Pav≈P， P为发动机推力， D为阻力； 步骤二， 在最大爬 升率对应的位置， 爬 升率对速度的导数等于零， 有如下表达式： 步骤三， 由步骤二， 根据发动机推力P和阻力D的计算模型， 有： 1/W×(4×A3Tx×V3+3×A2Tx×V2+2×A1Tx×V+A0Tx+4×K2×W/(ρSV3)‑2×K1×W‑ρS×权　利　要　求　书 2/4 页 3 CN 114491793 A 3