本發(fā)明屬于直升機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)，尤其涉及一種通過氣動(dòng)攻角修正直升機(jī)指示空速的方法。

背景技術(shù)：

1、直升機(jī)的指示空速是通過大氣數(shù)據(jù)機(jī)測(cè)得的總壓和靜壓解算獲得，總壓通常使用空速管的壓強(qiáng)傳感器測(cè)得?？账俟芡ǔ２痪哂袣饬鹘嵌让舾行?，常見的空速管測(cè)得的總壓在一定氣流角度范圍內(nèi)幾乎不隨氣動(dòng)攻角而變化，直接導(dǎo)致直升機(jī)大氣數(shù)據(jù)機(jī)測(cè)得的指示空速不具備氣流角度敏感性，在給定的攻角范圍內(nèi)，總壓測(cè)試的精度較高，空速指示精度較高；當(dāng)攻角超出給定空速管的氣流角度范圍，則總壓測(cè)試誤差增加，直接導(dǎo)致指示空速誤差增加。出現(xiàn)直升機(jī)氣動(dòng)攻角超出給定空速管測(cè)量氣流角度范圍的飛行狀態(tài)，主要包括低速爬升、自轉(zhuǎn)下滑、機(jī)動(dòng)狀態(tài)等，因此需對(duì)超出給定空速管的氣流角度范圍的空速指示誤差進(jìn)行修正，以提高指示空速精度和飛行安全性。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、本發(fā)明提出了一種通過氣動(dòng)攻角修正直升機(jī)指示空速的方法，使用前飛速度和升降速度計(jì)算攻角，根據(jù)攻角～誤差關(guān)系對(duì)空速進(jìn)行修正，以提高在低速爬升、自轉(zhuǎn)下滑、機(jī)動(dòng)狀態(tài)等飛行姿態(tài)下，超過給定空速管測(cè)量氣流角度范圍時(shí)的直升機(jī)指示空速精度，提升機(jī)動(dòng)飛行安全性。

2、為達(dá)到上述目的，本發(fā)明采用如下技術(shù)方案予以實(shí)現(xiàn)。

3、一種通過氣動(dòng)攻角修正直升機(jī)指示空速的方法，所述方法包括：

4、s1，在直升機(jī)上加裝測(cè)量氣動(dòng)攻角和指示空速的前置桿；

5、s2，選定平飛狀態(tài)下對(duì)前置桿的指示空速進(jìn)行校準(zhǔn)，得到前置桿的指示空速和校準(zhǔn)空速的關(guān)系曲線；

6、s3，選定爬升和下滑狀態(tài)，獲取前置桿測(cè)試的氣動(dòng)攻角aoa；根據(jù)s2獲得的前置桿的指示空速與校準(zhǔn)空速的關(guān)系曲線，獲得爬升和下降狀態(tài)的校準(zhǔn)空速，繼而得到爬升和下滑狀態(tài)的指示空速誤差，指示空速誤差為校準(zhǔn)空速與機(jī)上指示空速的差值；

7、s4，獲取爬升下滑過程的真速度tas、升降速度vz，初步計(jì)算直升機(jī)的理論氣動(dòng)攻角aoa1；

8、s5，根據(jù)步驟4計(jì)算的理論氣動(dòng)攻角aoa1和步驟3得到的實(shí)測(cè)不同氣動(dòng)攻角對(duì)應(yīng)的指示空速誤差關(guān)系曲線，根據(jù)理論氣動(dòng)攻角aoa1對(duì)應(yīng)的指示空速誤差修正機(jī)上指示空速。

9、進(jìn)一步的，s2中，所述校準(zhǔn)空速的解算過程為：

10、

11、其中，vgps為差分gps速度，為密度比；壓力比：δ＝(1-0.0065×hp/288.15)5.25588，溫度比：hp為絕對(duì)氣壓高度，tamb為大氣溫度。

12、進(jìn)一步的，s2中，得到前置桿的指示空速和校準(zhǔn)空速的關(guān)系曲線，具體為：

13、根據(jù)飛行試驗(yàn)中的前置桿測(cè)量指示空速vi_angle和解算得到的校準(zhǔn)空速vc，得到前置桿測(cè)量指示空速和校準(zhǔn)空速的關(guān)系曲線。

14、進(jìn)一步的，s3中，

15、采用給定平均離地高度進(jìn)行往返鋸齒爬升，爬升采用最大連續(xù)功率，下降采用無動(dòng)力下滑，機(jī)上指示空速范圍從能夠穩(wěn)定指示的最小速度開始到選定的最大速度，速度間隔10km/h-20km/h飛行；

16、通過飛行試驗(yàn)，獲得前置桿的指示空速，通過步驟2前置桿的指示空速與校準(zhǔn)空速關(guān)系曲線，分別獲得爬升、下滑狀態(tài)的校準(zhǔn)空速vc，再減去對(duì)應(yīng)的機(jī)上指示空速vi，得到爬升和下滑狀態(tài)的指示空速誤差δvi；

17、再結(jié)合前置桿測(cè)試的氣動(dòng)攻角aoa，得到指示空速誤差與氣動(dòng)攻角的關(guān)系，并進(jìn)行多項(xiàng)式擬合。

18、進(jìn)一步的，s4中，

19、理論氣動(dòng)攻角aoa1解算公式如下：aoa1＝asin(vz/tas)/π*180

20、其中，vz為升降速度，tas為真速度，真空速tas解算公式如下：vc為校準(zhǔn)空速。

21、進(jìn)一步的，所述方法還包括：

22、s6，如果空速管位置與機(jī)體停放地面水平方向存在夾角，則需根據(jù)空速管安裝角theta和機(jī)身俯仰角pitch獲得空速管處理論氣流攻角aoa_d，修正大氣機(jī)指示空速，再根據(jù)實(shí)測(cè)空速管處氣動(dòng)攻角與指示空速誤差的關(guān)系，修正指示空速誤差。

23、進(jìn)一步的，空速管處理論氣流攻角aoa_d：

24、aoa_d＝asin(vz/tas)/π*180-pitch-theta。

25、本發(fā)明還提供一種直升機(jī)，所述直升機(jī)采用所述的方法修正直升機(jī)指示空速。

26、本文提出的一種通過攻角修正直升機(jī)指示空速的方法，根據(jù)試飛數(shù)據(jù)確定攻角和空速誤差關(guān)系，使用理論計(jì)算攻角直接對(duì)空速進(jìn)行修正?？梢詼p小空速指示誤差，提高空速系統(tǒng)準(zhǔn)確性。

技術(shù)特征：

1.一種通過氣動(dòng)攻角修正直升機(jī)指示空速的方法，其特征在于，所述方法包括：

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種通過氣動(dòng)攻角修正直升機(jī)指示空速的方法，其特征在于，s2中，所述校準(zhǔn)空速的解算過程為：

3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的一種通過氣動(dòng)攻角修正直升機(jī)指示空速的方法，其特征在于，s2中，得到前置桿的指示空速和校準(zhǔn)空速的關(guān)系曲線，具體為：

4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的一種通過氣動(dòng)攻角修正直升機(jī)指示空速的方法，其特征在于，s3中，

5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的一種通過氣動(dòng)攻角修正直升機(jī)指示空速的方法，其特征在于，s4中，

6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的一種通過氣動(dòng)攻角修正直升機(jī)指示空速的方法，其特征在于，所述方法還包括：

7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的一種通過氣動(dòng)攻角修正直升機(jī)指示空速的方法，其特征在于，空速管處理論氣流攻角aoa_d：

8.一種直升機(jī)，其特征在于，所述直升機(jī)采用如權(quán)利要求1-7中任一項(xiàng)所述的方法修正直升機(jī)指示空速。

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明屬于直升機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種通過氣動(dòng)攻角修正直升機(jī)指示空速的方法。包括：S1，在直升機(jī)上加裝測(cè)量氣動(dòng)攻角和指示空速的前置桿；S2，選定平飛狀態(tài)下對(duì)前置桿的指示空速進(jìn)行校準(zhǔn)，得到前置桿的指示空速和校準(zhǔn)空速的關(guān)系曲線；S3，選定爬升和下滑狀態(tài)，獲取前置桿測(cè)試的氣動(dòng)攻角AOA；根據(jù)S2獲得的前置桿的指示空速與校準(zhǔn)空速的關(guān)系曲線，獲得爬升和下降狀態(tài)的校準(zhǔn)空速，繼而得到爬升和下滑狀態(tài)的指示空速誤差，指示空速誤差為校準(zhǔn)空速與機(jī)上指示空速的差值；S4，獲取爬升下滑過程的真速度TAS、升降速度Vz，初步計(jì)算直升機(jī)的理論氣動(dòng)攻角AOA1；S5，根據(jù)步驟4計(jì)算的理論氣動(dòng)攻角AOA1和步驟3得到的實(shí)測(cè)不同氣動(dòng)攻角對(duì)應(yīng)的指示空速誤差關(guān)系曲線，根據(jù)理論氣動(dòng)攻角AOA1對(duì)應(yīng)的指示空速誤差修正機(jī)上指示空速。

技術(shù)研發(fā)人員：張志銘,邱良軍,周靈玲,陳瑞,徐玉貌,孟勝學(xué)
受保護(hù)的技術(shù)使用者：中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2025/1/6