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一种试飞故障载荷预计方法

阅读：533发布：2020-05-16

专利汇可以提供一种试飞故障载荷预计方法专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本发明涉及飞机高升力系统设计与飞行力学领域，具体涉及一种试飞故障载荷预计方法，以解决目前的试飞故障载荷预计方法耗时长、计算精度低等问题。本发明的试飞故障载荷预计方法中，通过飞机高升力系统试飞故障载荷与飞机两种重量数据之间的关系，通过飞机两个可以比较容易得到的重量数据计算给出故障点试飞载荷，确定其与设计需求载荷之间的关系，为高升力系统设计、故障定位等提供了可靠的技术支持，能够减少原有方法的不确定性，缩短排故及设计时间，提高设计效率。，下面是一种试飞故障载荷预计方法专利的具体信息内容。

权利要求

1.一种试飞故障载荷预计方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤一、获取待测飞机的最大着陆重量；
步骤二、获取所述待测飞机在放出增升装置时的临界重量；
步骤三、根据如下公式(1)确定高升力系统故障载荷与其正确的设计需求载荷之比η：
式中，W0为飞机的最大着陆重量；W1为所述待测飞机在放出增升装置时的临界重量；
当发生卡阻时，故障载荷＝设计载荷×η；
当未发生卡阻时，故障载荷为原错误的设计载荷。
2.根据权利要求1所述的试飞故障载荷预计方法，其特征在于，所述待测飞机在放出增升装置时的临界重量W1是根据试飞试验得到，是试飞确定放出增升装置时的最大临界重量，或者几次放出飞机增升装置时得到的临界重量的平均值。
3.根据权利要求1或2所述的试飞故障载荷预计方法，其特征在于，所述步骤三中：
系数1.4等于PDU的设计裕度和突风影响系数的乘积近似值，其中，所述PDU的设计裕度为1.2，所述突风影响系数为1.15。
4.根据权利要求3所述的试飞故障载荷预计方法，其特征在于，所述步骤三中：
系数1.4等于PDU的设计裕度和坡度影响系数的乘积近似值，其中，所述PDU的设计裕度为1.2，所述坡度影响系数为1.15。

说明书全文

一种试飞故障载荷预计方法

技术领域

[0001] 本发明涉及飞机高升力系统设计与飞行力学领域，具体涉及一种试飞故障载荷预计方法。

背景技术

[0002] 新研制飞机在试飞阶段、现役飞机在飞行过程中，往往会出现高升力系统无法驱动增升装置放出的故障，该故障会导致无襟翼(增生装置)着陆故障，严重影响飞行安全。

[0003] 目前的做法是，基于发生故障时的飞参数据，来确定试飞故障载荷。这种方法有以下缺点：第一，故障状态的飞参数据对于气动力计算需求一般不完整，有些参数的准确性不能保证，还需要CFD或其他工程方法计算，耗时长、计算精度较低；第二，故障的发生可能与原始的气动设计有关，再采用同样的计算方法，可信度不高，需要有另外的计算方法来旁证。

发明内容

[0004] 本发明的目的是提供一种试飞故障载荷预计方法，以解决目前的试飞故障载荷预计方法耗时长、计算精度低等问题。

[0005] 本发明的技术方案是：

[0006] 一种试飞故障载荷预计方法，包括：

[0007] 步骤一、获取待测飞机的最大着陆重量；

[0008] 步骤二、获取所述待测飞机在放出增升装置时的临界重量；

[0009] 步骤三、根据如下公式(1)确定故障发生时高升力系统载荷与设计需求载荷之比η：

[0010]

[0011] 式中，W0为飞机的最大着陆重量；W1为所述待测飞机在放出增升装置时的临界重量。

[0012] 可选地，所述待测飞机在放出增升装置时的临界重量W1是根据试飞试验得到，是试飞确定放出增升装置时的最大临界重量，或者几次放出飞机增生装置时得到的临界重量的平均值。

[0013] 可选地，所述步骤三中：

[0014] 系数1.4等于PDU的设计裕度和突风影响系数的乘积近似值，其中，所述PDU的设计裕度为1.2，所述突风影响系数为1.15。

[0015] 可选地，所述步骤三中：

[0016] 系数1.4等于PDU的设计裕度和坡度影响系数的乘积近似值，其中，所述PDU的设计裕度为1.2，所述坡度影响系数为1.15。

[0017] 本发明的有益效果：

[0018] 本发明的试飞故障载荷预计方法中，通过飞机高升力系统试飞故障载荷与飞机两种重量数据之间的关系，通过飞机两个可以比较容易得到的重量数据计算给出故障点试飞载荷，确定其与设计需求载荷之间的关系，为高升力系统设计、故障定位等提供了可靠的技术支持，能够减少原有方法的不确定性，缩短排故及设计时间，提高设计效率。附图说明

[0019] 图1是本发明试飞故障载荷预计方法流程图。

具体实施方式

[0020] 这里将详细地对示例性实施例进行说明，其示例表示在附图中。下面的描述涉及附图时，除非另有表示，不同附图中的相同数字表示相同或相似的要素。

[0021] 如图1所示，本发明提供的一种试飞故障载荷预计方法，包括：

[0022] 步骤S101、获取待测飞机的最大着陆重量。

[0023] 步骤S102、获取所述待测飞机在放出增升装置时的临界重量。

[0024] 步骤S103、根据如下公式(1)确定故障发生时高升力系统载荷与设计需求载荷之比η：

[0025]

[0026] 式中，W0为飞机的最大着陆重量；W1为所述待测飞机在放出增升装置时的临界重量。

[0027] 进一步，待测飞机在放出增升装置时的临界重量W1是根据试飞试验得到，是试飞确定放出增升装置时的最大临界重量，或者几次放出飞机增生装置时得到的临界重量的平均值。

[0028] 进一步，本发明的试飞故障载荷预计方法的步骤S103中：

[0029] 系数1.4等于PDU的设计裕度和突风影响系数的乘积近似值，其中，所述PDU的设计裕度为1.2，所述突风影响系数为1.15。或者，系数1.4等于PDU的设计裕度和坡度影响系数的乘积近似值，其中，所述PDU的设计裕度为1.2，所述坡度影响系数为1.15。突风7.6m/s，设计襟翼速度vf，另外，(7.6+vf)的平方/(vf)的平方值要小于等于1.15，坡度30度，物理意义明确，因而得到了各专业的认可。

[0030] 本发明的试飞故障载荷预计方法中，通过飞机高升力系统试飞故障载荷与飞机两种重量数据之间的关系，通过飞机两个可以比较容易得到的重量数据计算给出故障点试飞载荷，确定其与设计需求载荷之间的关系，为高升力系统设计、故障定位等提供了可靠的技术支持；进一步，本方法是对基于飞参数据的气动计算方法、试飞、地面试验等其他排故方法的有效补充以旁证其结果的正确性，也可以替代这些方法，以避免采用这些方法带来的计算过程复杂、准备时间长的费时耗力、需要大量的资金支持等问题。本发明还可以给出高升力系统飞行故障载荷，为故障定位、设计等提供有效、可靠的技术方法，减少原有方法的不确定性，缩短排故及设计时间，提高设计效率。

[0031] 某飞机在大重量试飞时，着陆放缝翼过程中出现了缝翼放出很小角度后不能再放出的故障，由于缝翼与襟翼的收放是关联的，因而，襟翼也没能放出。

[0032] 出现该故障，分析认为虽然试飞机场跑道长度足够长，但是采取无襟翼着陆措施仍有危险，因而要求飞机滞空耗油，直到飞机重量降低到足够小时，再次放增升装置成功后着陆。

[0033] 经过制造、设计多次检查未发现故障原因，在其间的大重量试飞中均采用滞空耗油策略。

[0034] 针对故障，各专业进行了深入的分析，各专业给出了不同的故障发生时高升力系统载荷，这样的载荷是基于飞参或基于设计曲线计算等的，出现了分歧和争议。判断真实的故障发生时载荷成为一个关键问题，无论是系统更改设计或排故需求。

[0035] 经过分析发现，飞机多次均在重量接近W1时成功放出(相差不到1％)，而大于该重量时，均不能放出。

[0036] 通过研究，给出了上述公式(1)得到试验故障载荷，随后，强度专业设计了地面试验，试验故障载荷与采用本专利给出算式计算结果吻合。

[0037] 通过实验检查，确认是否有卡阻故障；根据高升力系统载荷与设计载荷之比与pdu最大输出扭矩做以下判断：

[0038] 假如发生卡阻故障，即可计算出故障载荷，即高升力设计载荷(或者增升装置的气动设计载荷)×(高升力系统载荷与设计载荷的比值)，故障载荷可以是高升力系统载荷，也可以是发生故障时的增升装置的气动载荷。

[0039] 如果未发生，则表明pdu设计不满足要求，pdu最大输出扭矩需要增大到故障飞机pdu输出扭矩/高升力系统载荷与设计载荷的比值。

[0040] 以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

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