(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 202210937923.4 (22)申请日 2022.08.05 (71)申请人 北京航空航天大 学 地址 100191 北京市海淀区学院路37号 (72)发明人 蔡向群　李卫琪　戴树岭　赵永嘉　 雷小永　 (74)专利代理 机构 北京永创新实专利事务所 11121 专利代理师 周长琪 (51)Int.Cl. G06F 30/15(2020.01) G06F 30/20(2020.01) (54)发明名称 一种基于试飞的起 落架气动特性 辨识方法 (57)摘要 本发明公开了一种基于试飞的起落架气动 特性辨识方法， 首先通过试飞， 对试飞状态点及 试飞数据进行采集； 然后利用刚体运动学方程对 飞机气动系数进行计算； 利用最小二乘法对飞机 起落架气动数据进行辨识； 最后建立起落架气动 特性非线性模型， 并对结果进行校核。 本方法解 决了利用试飞进行起落架气动特性建模过程中， 无法对起落架位置、 迎角、 马赫数之间实施控制 变量的问题， 相比于传统线性模型， 结果准确性 有着明显提高； 此外， 本方法给出了简单可靠地 起落架模型精确性校核 方法， 能够简单快速度的 验证本方法得到的模型精确性， 从而提供了结果 可靠性评判标准； 本方法通用性强， 适用于各种 具有可收放起落架装置的飞机型号， 算法简单， 易于编程实现。 权利要求书2页 说明书5页 附图3页 CN 115358005 A 2022.11.18 CN 115358005 A 1.一种基于试飞的起 落架气动特性 辨识方法， 包括以下步骤： 步骤1： 试飞状态点及试飞数据获取； 各个试飞状态点以 以下条件进行组合将构成试飞矩阵进行 试飞： a、 重量及重心： 中等飞行重量， 以25％Mac为重心； b、 马赫数： 根据被辨识飞机速度包线， 从最小机动速度开始， 以每20％最大起落架放下 马赫数间隔， 直到最大起 落架放下马赫数； c、 高度： 根据被辨识飞机高度包线， 从距地高度500英尺开始， 以每20％最大起落架放 下飞行高度为间隔， 直到最大起 落架放下飞行高度； d、 襟翼构型： 该机型支持的每种襟翼构型状态； 试飞过程中， 记录下述数据： 1)重量数据： 飞机初始重量、 转动惯量和惯性积、 燃油消耗 量； 2)几何外形 数据： 机翼面积、 平均气动弦长等数据； 3)操纵面数据： 水平安定面、 升降舵位置、 起 落架归一 化位置、 发动机油门角度； 4)飞行状态数据： 飞机表速、 真空速、 马赫数、 垂直速度、 动 压、 气压高度、 飞机三轴加速 度、 角速度、 角加速度、 姿态角、 迎角等； 步骤2:飞机气动系数计算； 根据记录的试飞数据， 利用刚体六自由度运动方程对每一个试飞状态点飞机升力、 阻 力、 俯仰力矩系数时间历程数据进行求解， 并将每一个试飞状态点数据分成三部分： M2311 机动数据、 起 落架收上 数据、 起落架放下 过程数据和起 落架放下 数据； 步骤3： 结合步骤2的M2311数据， 使用最小二乘法对操纵面气动数据进行辨识， 得到升 降舵导致的升力系数导数、 升降舵导 致的阻力系数导数、 升降舵导 致的俯仰力矩系数导数； 步骤4： 起 落架气动特性模型建立； 对于步骤2得到的每一个试飞状态点数据， 利用起落架放下过程数据和起落架收上数 据分别建立起落架动态气动数据和稳态数据， 并结合步骤3中气动舵面气动数据建立起落 架非线性气动模型； 步骤5： 模型精确性校核； 利用起落架收上数据、 非线性模型及起落架放下数据之间的关系， 对模型进行校核， 确 认模型精确性。 2.如权利要求1所述基于试飞的起落架气动特性辨识方法， 其特征在于： 步骤1中试飞 方式为： 每次试飞从起落架收上状态开始， 首先保持5s定常平飞； 进行一次升降舵M2311机 动； 再进行一次起落架放下测试， 具体为： 恢复定常平飞后放下起落架， 在起落架放下过程 中保持飞机 速度、 高度不变； 起 落架完全放下后， 再保持5s定常平飞后结束该状态点飞行。 3.如权利要求1所述基于试飞的起 落架气动特性 辨识方法， 其特 征在于： 步骤4方法为： 1)得到起 落架收上时气动系数关于 迎角‑马赫数插值表， 表示 为： CagearUp(alpha,mac h)＝Table(alpha,mac h),a＝L,D,M 式中， CagearUp(alpha,mach)为起落架稳态收上模型； alpha为飞机迎角； mach为飞机马 赫数； a＝L,D,M时， CLgearUp(alpha,mach)、 CDgearUp(alpha,mach)、 CMgearUp(alpha,mach)分别表 示起落架收上时升力系数、 阻力系数与俯仰力矩系数关于 迎角‑马赫数插值表； 以上述相同方式得到起 落架稳态放下模型CagearDn；权　利　要　求　书 1/2 页 2 CN 115358005 A 22)取步骤2中起落架放下过程计算得到的气动系数， 减去该次试验时起落架收上的稳 态数据， 并减去升降舵变化带来的气动系 数影响， 得到由于起落架放下导致的气动系 数增 量ΔCagear， 表示为： ΔCagear(gearPos)＝CagearDyn(gearPos) ‑CagearUp‑Δ δCaδ,a＝L,D,M 式中， gearPos为 起落架归一 化位置， 收上为0， 完全放下为1； 3)起落架气动特性模型 对整个放下过程迎角及马赫数进行平均， 得到该试飞状态点的迎角和马赫数； 进一步 得到起落架放下动态的气动系数关于 “起落架位置 ‑迎角‑马赫数”插值表， 表示 为： ΔCagear(gearPos)＝Table(gearPos,alpha,mac h),a＝L,D,M 上式中得到的ΔCagear(gearPos)即为起落架气动特性模型， 根据输入的起落架位置、 迎 角及马赫数 得到对应起 落架气动力矩系数增量。 4.如权利要求3所述基于试飞的起落架气动特性辨识方法， 其特征在于： 步骤1)中， 使 用5s稳态数据进行平均， 使结果更加精确。 5.如权利要求1所述基于试飞的起落架气动特性辨识方法， 其特征在于： 步骤5 中， 具体 校核方法为 当输入起落架位置为1时， 起落架稳态收上模型、 起落架模型及稳态放下数据之间应当 具有以下关系： CagearDn(alpha,mac h)＝ΔCagear(gearPos＝1)+CagearUp(alpha,mac h)+ ε (10) a＝L,D,M 当建立的起落架模型足够精确时， CagearDn(alpha,mach)及ΔCagear(gearPos＝1)+ CagearUp(alpha,mach)相等， 式中ε趋近于0； 当ε>5 ％的CagearDn(alpha,mach)时， 表示模型误 差较大， 需要对建模过程中数据采集、 计算过程进 行检查， 对模型修正， 使 ε减小至满足模型 精度要求。权　利　要　求　书 2/2 页 3 CN 115358005 A 3