差动式阻力方向舵预偏判定方法、装置、设备及存储介质与流程

1.本技术涉及飞翼布局飞机设计领域，尤其涉及一种差动式阻力方向舵预偏判定方法、装置、设备及存储介质。


背景技术：

2.飞翼布局飞机的机翼机身高度融合，因其气动效率高、可探测性低、装载空间大以及结构重量轻等优势已经成为新气动布局形式的理想方案，但由于飞翼布局没有常规飞机的垂尾和垂尾上的方向舵，存在航向稳定性不足的特点，需要利用阻力方向舵差动偏转提供额外阻力产生偏航力矩，达到航向增稳、增阻以及控制效果。差动式阻力方向舵利用机翼后缘的简单舵面，以内侧舵面后缘向下偏转、外侧舵面后缘向上偏转来产生偏航力矩，容易实现控制效果，具有较好的工程应用前景，但这种简单舵面组合的方向舵在某一小偏角范围内，舵面效率很低甚至没有效率，这一角度区间就称为舵效死区，舵效死区对飞机控制率的设计非常不利，需要进行预偏来避开。
3.通常情况下技术人员采用机翼内侧舵面向下偏转的角度和外侧舵面向上偏转的角度相同、且左右阻力方向舵同时偏转实现预偏，但这种预偏方式会降低全机性能。


技术实现要素：

4.本技术的主要目的在于提供一种差动式阻力方向舵预偏判定方法、装置、设备及存储介质，旨在解决现有的差动式阻力方向舵预偏方式会产生附加力矩、降低全机性能的技术问题。
5.为实现上述目的，本技术提供一种差动式阻力方向舵预偏判定方法，包括：
6.根据目标飞机在当前巡航飞行状态下的第一侧机翼舵面偏转引起的第一气动数据矩阵，获得所述目标飞机第二侧机翼舵面偏转引起的第二气动数据矩阵以及所述目标飞机的差动式阻力方向舵在不同偏转角下的偏航力矩系数；
7.基于所述偏航力矩系数随差动式阻力方向舵偏角的变化曲线，获得舵效死区；
8.基于所述舵效死区和第一目标条件，获得所述第一侧机翼的内侧舵与外侧舵的多种预偏角度组合；其中，所述第一目标条件为使所述第一侧机翼的内侧舵与外侧舵偏转后产生的偏航力矩系数相同；
9.根据所述第一气动数据矩阵、所述第二气动数据矩阵和多种所述预偏角度组合，获得每种所述预偏角度组合下升力系数随阻力系数变化曲线和俯仰力矩系数随升力系数变化曲线；
10.根据所述目标飞机当前巡航飞行状态下的飞机重量、飞机速压和机翼面积，获得当前飞行状态下的巡航升力系数；
11.基于所述巡航升力系数和第二目标条件，获得所述内侧舵与所述外侧舵的目标预偏角度组合；其中，所述第二目标条件为所述巡航升力系数在所述升力系数随阻力系数变化曲线中对应的阻力系数最小并且在所述俯仰力矩系数随升力系数变化曲线中俯仰力矩
系数最接近零。
12.可选地，所述根据目标飞机在当前巡航飞行状态下的第一侧机翼舵面偏转引起的第一气动数据矩阵，获得所述目标飞机第二侧机翼舵面偏转引起的第二气动数据矩阵以及所述目标飞机的差动式阻力方向舵在不同偏转角下的偏航力矩系数的步骤，包括：
13.所述第一气动数据矩阵为：
[0014][0015]
其中，αi为攻角序列，i＝1,2,
…
,n，δj为舵面，j为内侧舵或外侧舵，为舵面j偏转引起的升力系数增量，为舵面j偏转引起的阻力系数增量，为舵面j偏转引起的俯仰力矩系数增量，为舵面j偏转引起的侧力系数增量，为舵面j偏转引起的偏航力矩系数增量，为舵面j偏转引起的滚转力矩系数增量；
[0016]
根据气动力及气动力矩对称规则获得所述第二气动数据矩阵：
[0017][0018]
根据如下关系式，获得所述偏航力矩系数：
[0019][0020]
其中，所述第一侧机翼内侧舵偏转dδ、外侧舵偏转-dδ，所述第二侧机翼内侧舵偏转-dδ、外侧舵偏转dδ，为偏转角dδ时的偏航力矩系数，为内侧舵偏转角为dδ时的偏航力矩系数增量、为外侧舵偏转角为-dδ时的偏航力矩系数增量。
[0021]
可选地，所述基于所述偏航力矩系数随差动式阻力方向舵偏角的变化曲线，获得舵效死区的步骤，包括：
[0022]
根据所述全机偏航力矩系数随差动式阻力方向舵偏角dδ的变化曲线设定斜率阈值，所述斜率阈值对应的偏角区间[0,dδ
max
]为所述舵效死区。
[0023]
可选地，所述基于所述舵效死区和第一目标条件，获得所述第一侧机翼的内侧舵与外侧舵的多种预偏角度组合的步骤，包括：
[0024]
使所述第一侧机翼内侧舵偏转dδ δd、外侧舵偏转-dδ δd；
[0025]
其中，dδ＝dδ
max
，δd的取值为{-|δd|,-(|δd|-1),...,-1,0,1,...,|δd|-1,|δd|}，|δd|为小于dδ
max
的最大整数，所述预偏角度组合共计2*|δd| 1种。
[0026]
可选地，所述根据所述第一气动数据矩阵、所述第二气动数据矩阵和多种所述预偏角度组合，获得每种所述预偏角度组合下升力系数随阻力系数变化曲线和俯仰力矩系数
随升力系数变化曲线的步骤，包括：
[0027]
所述第二侧机翼内侧舵偏转-dδ δd、外侧舵偏转dδ δd，其中，dδ＝-dδ
max
；
[0028]
根据如下关系式，获得每种所述预偏角度组合下升力系数随阻力系数变化曲线和俯仰力矩系数随升力系数变化曲线：
[0029][0030][0031][0032]
其中，cli、cdi、cmi分别为升力系数、阻力系数及俯仰力矩系数，分别为升力系数、阻力系数及俯仰力矩系数，分别为舵面无偏转时全机的升力系数、阻力系数及俯仰力矩系数，为第一侧机翼内侧舵偏转dδ δd时引起的升力系数增量、阻力系数增量及俯仰力矩系数增量，为第一侧机翼外侧舵偏转-dδ δd时引起的升力系数增量、阻力系数增量及俯仰力矩系数增量，为第二侧机翼内侧舵偏转-dδ δd时引起的升力系数增量、阻力系数增量及俯仰力矩系数增量，阻力系数增量及俯仰力矩系数增量，为第二侧机翼外侧舵偏转dδ δd时引起的升力系数增量、阻力系数增量以及俯仰力矩系数增量；
[0033]
根据所述升力系数、所述阻力系数以及所述俯仰力矩系数得到所述升力系数随阻力系数变化曲线和所述俯仰力矩系数随升力系数变化曲线。
[0034]
可选地，所述根据所述目标飞机当前巡航飞行状态下的飞机重量、飞机速压和机翼面积，获得当前飞行状态下的巡航升力系数的步骤，包括：
[0035]
根据如下关系式，获得所述巡航升力系数：
[0036][0037][0038][0039]
其中，cl
cruise
为巡航升力系数，g
curise
为当前巡航飞行状态下的飞机重量，q为当前巡航飞行状态下的飞机速压，s为机翼面积，g为全机总重，g
oil
为全机可用燃油重量，为当前飞行状态下的余油量，ρ为当前飞行高度下的空气密度，v为当前飞行速度。
[0040]
可选地，所述基于所述巡航升力系数和第二目标条件，获得所述内侧舵与所述外侧舵的目标预偏角度组合的步骤之后，还包括：
[0041]
根据所述目标预偏角度组合调整所述第一侧机翼内侧舵、所述第一侧机翼外侧舵、所述第二侧机翼内侧舵和所述第二侧机翼外侧舵。
[0042]
此外，为实现上述目的，本技术还提供一种差动式阻力方向舵预偏判定装置，包括：
[0043]
数据获取模块，根据目标飞机在当前巡航飞行状态下的第一侧机翼舵面偏转引起
的第一气动数据矩阵，获得所述目标飞机第二侧机翼舵面偏转引起的第二气动数据矩阵以及所述目标飞机的差动式阻力方向舵在不同偏转角下的偏航力矩系数；
[0044]
舵效死区获取模块，基于所述偏航力矩系数随差动式阻力方向舵偏角的变化曲线，获得舵效死区；
[0045]
预偏角度组合获取模块，基于所述舵效死区和第一目标条件，获得所述第一侧机翼的内侧舵与外侧舵的多种预偏角度组合；其中，所述第一目标条件为使所述第一侧机翼的内侧舵与外侧舵偏转后产生的偏航力矩系数相同；
[0046]
曲线获取模块，根据所述第一气动数据矩阵、所述第二气动数据矩阵和多种所述预偏角度组合，获得每种所述预偏角度组合下升力系数随阻力系数变化曲线和俯仰力矩系数随升力系数变化曲线；
[0047]
巡航升力系数获取模块，根据所述目标飞机当前巡航飞行状态下的飞机重量、飞机速压和机翼面积，获得当前飞行状态下的巡航升力系数；
[0048]
目标预偏角度组合获取模块，基于所述巡航升力系数和第二目标条件，获得所述内侧舵与所述外侧舵的目标预偏角度组合；其中，所述第二目标条件为所述巡航升力系数在所述升力系数随阻力系数变化曲线中对应的阻力系数最小并且在所述俯仰力矩系数随升力系数变化曲线中俯仰力矩系数最接近零。
[0049]
此外，为实现上述目的，本技术还提供一种生产设备，该生产设备包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序，实现上述的方法。
[0050]
此外，为实现上述目的，本技术还提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质上存储有计算机程序，处理器执行所述计算机程序，实现上述的方法。
[0051]
本技术所能实现的有益效果。
[0052]
本技术实施例提出的一种差动式阻力方向舵预偏判定方法、装置、设备及存储介质，通过根据目标飞机在当前巡航飞行状态下的第一侧机翼舵面偏转引起的第一气动数据矩阵，获得所述目标飞机第二侧机翼舵面偏转引起的第二气动数据矩阵以及所述目标飞机的差动式阻力方向舵在不同偏转角下的偏航力矩系数；基于所述偏航力矩系数随差动式阻力方向舵偏角的变化曲线，获得舵效死区；基于所述舵效死区和第一目标条件，获得所述第一侧机翼的内侧舵与外侧舵的多种预偏角度组合；其中，所述第一目标条件为使所述第一侧机翼的内侧舵与外侧舵偏转后产生的偏航力矩系数相同；根据所述第一气动数据矩阵、所述第二气动数据矩阵和多种所述预偏角度组合，获得每种所述预偏角度组合下升力系数随阻力系数变化曲线和俯仰力矩系数随升力系数变化曲线；根据所述目标飞机当前巡航飞行状态下的飞机重量、飞机速压和机翼面积，获得当前飞行状态下的巡航升力系数；基于所述巡航升力系数和第二目标条件，获得所述内侧舵与所述外侧舵的目标预偏角度组合；其中，所述第二目标条件为所述巡航升力系数在所述升力系数随阻力系数变化曲线中对应的阻力系数最小并且在所述俯仰力矩系数随升力系数变化曲线中俯仰力矩系数最接近零。即以飞机舵效死区为范围得到可以避开舵效死区且产生的偏航力矩相同的差动式阻力方向舵的多种预偏角度组合，计算目标飞机巡航状态下的巡航升力系数，对比巡航升力系数与不同的预偏角度组合的气动数据曲线，筛选出差动式阻力方向舵的目标预偏角度组合，既避开了舵效死区，也不会产生附加的纵向力矩，不再需要额外的升降舵来配平，也不会导致
全机配平阻力增加，确保了巡航状态下的飞机性能更优。
附图说明
[0053]
图1为本技术实施例涉及的硬件运行环境的生产设备结构示意图；
[0054]
图2为本技术实施例提供的一种差动式阻力方向舵预偏判定方法的流程示意图；
[0055]
图3为本技术实施例提供的一种差动式阻力方向舵预偏判定装置的功能模块示意图；
[0056]
图4为本技术实施例提供的一种目标飞机的偏航力矩系数随阻力方向舵偏角的变化曲线；
[0057]
图5为本技术实施例提供的一种目标飞机的升力系数随阻力系数变化曲线；
[0058]
图6为本技术实施例提供的一种目标飞机的俯仰力矩系数随升力系数变化曲线。
[0059]
本技术目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。
具体实施方式
[0060]
应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本技术，并不用于限定本技术。
[0061]
本技术实施例的主要解决方案是：提出的一种差动式阻力方向舵预偏判定方法、装置、设备及存储介质，通过根据目标飞机在当前巡航飞行状态下的第一侧机翼舵面偏转引起的第一气动数据矩阵，获得所述目标飞机第二侧机翼舵面偏转引起的第二气动数据矩阵以及所述目标飞机的差动式阻力方向舵在不同偏转角下的偏航力矩系数；基于所述偏航力矩系数随差动式阻力方向舵偏角的变化曲线，获得舵效死区；基于所述舵效死区和第一目标条件，获得所述第一侧机翼的内侧舵与外侧舵的多种预偏角度组合；其中，所述第一目标条件为使所述第一侧机翼的内侧舵与外侧舵偏转后产生的偏航力矩系数相同；根据所述第一气动数据矩阵、所述第二气动数据矩阵和多种所述预偏角度组合，获得每种所述预偏角度组合下升力系数随阻力系数变化曲线和俯仰力矩系数随升力系数变化曲线；根据所述目标飞机当前巡航飞行状态下的飞机重量、飞机速压和机翼面积，获得当前飞行状态下的巡航升力系数；基于所述巡航升力系数和第二目标条件，获得所述内侧舵与所述外侧舵的目标预偏角度组合；其中，所述第二目标条件为所述巡航升力系数在所述升力系数随阻力系数变化曲线中对应的阻力系数最小并且在所述俯仰力矩系数随升力系数变化曲线中俯仰力矩系数最接近零。
[0062]
现有技术中，飞翼布局飞机的机翼机身高度融合，因其气动效率高、可探测性低、装载空间大以及结构重量轻等优势已经成为新气动布局形式的理想方案，但由于飞翼布局没有常规飞机的垂尾和垂尾上的方向舵，存在航向稳定性不足的特点，需要利用阻力方向舵差动偏转提供额外阻力产生偏航力矩，达到航向增稳、增阻以及控制效果。差动式阻力方向舵利用机翼后缘的简单舵面，以内侧舵面后缘向下偏转、外侧舵面后缘向上偏转来产生偏航力矩，容易实现控制效果，具有较好的工程应用前景，但这种简单舵面组合的方向舵在某一小偏角范围内，舵面效率很低甚至没有效率，这一角度区间就称为舵效死区，舵效死区对飞机控制率的设计非常不利，需要进行预偏来避开。
[0063]
通常情况下技术人员采用机翼内侧舵面向下偏转的角度和外侧舵面向上偏转的角度相同、且左右阻力方向舵同时偏转实现预偏，但这种预偏方式会降低全机性能。
[0064]
为此，本技术提供一种解决方案，以飞机舵效死区为范围得到可以避开舵效死区且产生的偏航力矩相同的差动式阻力方向舵的多种预偏角度组合，计算目标飞机巡航状态下的巡航升力系数，对比巡航升力系数与不同的预偏角度组合的气动数据曲线，筛选出差动式阻力方向舵的目标预偏角度组合，既避开了舵效死区，也不会产生附加的纵向力矩，不再需要额外的升降舵来配平，也不会导致全机配平阻力增加，确保了巡航状态下的飞机性能更优。
[0065]
参照图1，图1为本技术实施例方案涉及的硬件运行环境的生产设备结构示意图。
[0066]
如图1所示，该生产设备可以包括：处理器1001，例如中央处理器(central processing unit，cpu)，通信总线1002、用户接口1003，网络接口1004，存储器1005。其中，通信总线1002用于实现这些组件之间的连接通信。用户接口1003可以包括显示屏(display)、输入单元比如键盘(keyboard)，可选用户接口1003还可以包括标准的有线接口、无线接口。网络接口1004可选的可以包括标准的有线接口、无线接口(如无线保真(wireless-fidelity，wi-fi)接口)。存储器1005可以是高速的随机存取存储器(random access memory，ram)存储器，也可以是稳定的非易失性存储器(non-volatile memory，nvm)，例如磁盘存储器。存储器1005可选的还可以是独立于前述处理器1001的存储装置。
[0067]
本领域技术人员可以理解，图1中示出的结构并不构成对生产设备的限定，可以包括比图示更多或更少的部件，或者组合某些部件，或者不同的部件布置。
[0068]
如图1所示，作为一种存储介质的存储器1005中可以包括操作系统、数据存储模块、网络通信模块、用户接口模块以及电子程序。
[0069]
在图1所示的生产设备中，网络接口1004主要用于与网络服务器进行数据通信；用户接口1003主要用于与用户进行数据交互；本发明生产设备中的处理器1001、存储器1005可以设置在生产设备中，所述生产设备通过处理器1001调用存储器1005中存储的差动式阻力方向舵预偏判定装置，并执行本技术实施例提供的差动式阻力方向舵预偏判定方法。
[0070]
参照图2，基于前述实施例的硬件设备，本技术的实施例提供一种差动式阻力方向舵预偏判定方法，包括：
[0071]
步骤s10：根据目标飞机在当前巡航飞行状态下的第一侧机翼舵面偏转引起的第一气动数据矩阵，获得所述目标飞机第二侧机翼舵面偏转引起的第二气动数据矩阵以及所述目标飞机的差动式阻力方向舵在不同偏转角下的偏航力矩系数；
[0072]
在具体实施过程中，目标飞机的巡航状态是指飞机完成起飞阶段进入预定航线后保持已经飞行速度和飞行高度的飞行状态。气动数据是飞机动力学仿真中必不可少的，应用于仿真飞机空气动力特性，建立飞机的空气动力模型，主要来源为风洞试验。气动数据主要包括升力系数、阻力系数、侧力系数、滚转力矩系数、偏航力矩系数和俯仰力矩系数。
[0073]
作为一种可选的实施方式，所述根据目标飞机在当前巡航飞行状态下的第一侧机翼舵面偏转引起的第一气动数据矩阵，获得所述目标飞机第二侧机翼舵面偏转引起的第二气动数据矩阵以及所述目标飞机的差动式阻力方向舵在不同偏转角下的偏航力矩系数的步骤，包括：
[0074]
所述第一气动数据矩阵为：
[0075][0076]
其中，αi为攻角序列，i＝1,2,
…
,n，δj为舵面，j为内侧舵或外侧舵，为舵面j偏转引起的升力系数增量，为舵面j偏转引起的阻力系数增量，为舵面j偏转引起的俯仰力矩系数增量，为舵面j偏转引起的侧力系数增量，为舵面j偏转引起的偏航力矩系数增量，为舵面j偏转引起的滚转力矩系数增量；
[0077]
根据气动力及气动力矩对称规则获得所述第二气动数据矩阵：
[0078][0079]
根据如下关系式，获得所述偏航力矩系数：
[0080][0081]
其中，所述第一侧机翼内侧舵偏转dδ、外侧舵偏转-dδ，所述第二侧机翼内侧舵偏转-dδ、外侧舵偏转dδ，为偏转角dδ时的偏航力矩系数，为内侧舵偏转角为dδ时的偏航力矩系数增量、为外侧舵偏转角为-dδ时的偏航力矩系数增量。
[0082]
在具体实施过程中，目标飞机共有左右两侧机翼，每侧机翼的后侧边缘上设有差动式阻力方向舵，包含一个内侧舵和一个外侧舵，舵面单侧偏转，内侧舵为正偏角，外侧舵为负偏角。两侧机翼方向舵的偏转是镜像对称的，所以第一侧机翼和第二侧机翼的内外侧舵偏转角的公式表达上有正负即方向的区分，数值上是相同的。
[0083]
具体的，本技术的一种实施例以巡航飞行状态下的飞行高度为10km，飞行马赫数为0.6，通过风洞试验或其他试验得到第一侧机翼的气动数据矩阵。
[0084]
根据气动力及气动力矩对称规则：升力系数、阻力系数及俯仰力矩系数呈正向对称，侧力系数、偏航力矩系数及滚转力矩系数呈反向对称得到第二侧机翼气动数据矩阵。
[0085]
根据第一侧机翼的气动数据矩阵通过公式(3)计算出差动式阻力方向舵在不同偏转角下的偏航力矩系数。
[0086]
步骤s20：基于所述偏航力矩系数随差动式阻力方向舵偏角的变化曲线，获得舵效死区；
[0087]
在具体实施过程中，根据上述步骤得到的数据，得到偏航力矩系数随阻力方向舵偏角的变化曲线，如图4所示。
[0088]
作为一种可选的实施方式，所述基于所述偏航力矩系数随差动式阻力方向舵偏角的变化曲线，获得舵效死区的步骤，包括：
[0089]
根据所述全机偏航力矩系数随差动式阻力方向舵偏角dδ的变化曲线设定斜率阈值，所述斜率阈值对应的偏角区间[0,dδ
max
]为所述舵效死区。
[0090]
在具体实施过程中，舵效死区是指在某一小偏角范围内，舵面效率很低甚至没有效率，而偏航力矩大小和舵面效率呈正相关，可以通过偏航力矩的曲线斜率判断舵面效率大小，曲线斜率最接近零的区间即为舵效死区的范围。
[0091]
具体的，如图4所示，阻力方向舵偏角在5
°
以内偏航力矩系数变化较小，斜率接近于0，所以舵效死区为[0,5]，即dδ
max
＝5。
[0092]
步骤s30：基于所述舵效死区和第一目标条件，获得所述第一侧机翼的内侧舵与外侧舵的多种预偏角度组合；其中，所述第一目标条件为使所述第一侧机翼的内侧舵与外侧舵偏转后产生的偏航力矩系数相同；
[0093]
在具体实施过程中，先将差动式阻力方向舵的内外侧舵偏角预先设置为舵效死区的最大偏角，在此基础上再进行偏转就可以避开舵效死区，这种预偏方式让技术人员精准控制对舵效死区的预偏。当内外侧方向舵的偏角调整量相同时，内外侧方向舵产生的偏航力矩系数相同，才能保证稳定飞行。
[0094]
作为一种可选的实施方式，所述基于所述舵效死区和第一目标条件，获得所述第一侧机翼的内侧舵与外侧舵的多种预偏角度组合的步骤，包括：
[0095]
使所述第一侧机翼内侧舵偏转dδ δd、外侧舵偏转-dδ δd；
[0096]
其中，dδ＝dδ
max
，δd的取值为{-|δd|,-(|δd|-1),...,-1,0,1,...,|δd|-1,|δd|}，|δd|为小于dδ
max
的最大整数，所述预偏角度组合共计2*|δd| 1种。
[0097]
在具体实施过程中，差动式阻力方向舵的使用必须要内侧舵为正偏角、外侧舵为负偏角，故设置|δd|＜dδ
max
，若|δd|》dδ
max
，会造成内侧舵为负偏角、内侧舵为正偏角，飞机无法安全飞行。
[0098]
具体的，dδ＝dδ
max
＝5，|δd|＝4，δd＝{-4,-3,-2,-1,0,1,2,3,4}，共2*|δd| 1＝9种预偏角度组合，见表1。
[0099]
表1第一侧机翼差动式阻力方向舵预偏角度组合
[0100][0101]
步骤s40：根据所述第一气动数据矩阵、所述第二气动数据矩阵和多种所述预偏角度组合，获得每种所述预偏角度组合下升力系数随阻力系数变化曲线和俯仰力矩系数随升力系数变化曲线；
[0102]
在具体实施过程中，升力系数和阻力系数之比也称作升阻比、气动效率，比值最大时，相同的升力下阻力最小，飞行效率最高。俯仰力矩系数随升力系数的变化量是纵向稳定度，能比较全面地衡量飞机的纵向稳定性，纵向稳定度小于0则纵向静稳定、等于0则纵向静中立稳定、大于0则纵向静不稳定。
[0103]
作为一种可选的实施方式，所述根据所述第一气动数据矩阵、所述第二气动数据矩阵和多种所述预偏角度组合，获得每种所述预偏角度组合下升力系数随阻力系数变化曲线和俯仰力矩系数随升力系数变化曲线的步骤，包括：
[0104]
所述第二侧机翼内侧舵偏转-dδ δd、外侧舵偏转dδ δd，其中，dδ＝-dδ
max
；
[0105]
根据如下关系式，获得每种所述预偏角度组合下升力系数随阻力系数变化曲线和俯仰力矩系数随升力系数变化曲线：
[0106][0107][0108][0109]
其中，cli、cdi、cmi分别为升力系数、阻力系数及俯仰力矩系数，分别为升力系数、阻力系数及俯仰力矩系数，分别为舵面无偏转时全机的升力系数、阻力系数及俯仰力矩系数，为第一侧机翼内侧舵偏转dδ δd时引起的升力系数增量、阻力系数增量及俯仰力矩系数增量，为第一侧机翼外侧舵偏转-dδ δd时引起的升力系数增量、阻力系数增量及俯仰力矩系数增量，为第二侧机翼内侧舵偏转-dδ δd时引起的升力系数增量、阻力系数增量及俯仰力矩系数增量，阻力系数增量及俯仰力矩系数增量，为第二侧机翼外侧舵偏转dδ δd时引起的升力系数增量、阻力系数增量以及俯仰力矩系数增量；
[0110]
根据所述升力系数、阻力系数以及俯仰力矩系数得到所述升力系数随阻力系数变化曲线和所述俯仰力矩系数随升力系数变化曲线。
[0111]
在具体实施过程中，dδ＝-dδ
max
＝-5，第二侧机翼差动式阻力方向舵预偏角度组合见表2：
[0112]
表2第二侧机翼差动式阻力方向舵预偏角度组合
[0113][0114][0115]
通过公式(4)、公式(5)、公式(6)计算得到升力系数、阻力系数及俯仰力矩系数，并得到图5升力系数随阻力系数变化曲线和图6俯仰力矩系数随升力系数变化曲线，其中，舵1表示第一侧机翼内侧舵、舵2表示第一侧机翼外侧舵。
[0116]
步骤s50：根据所述目标飞机当前巡航飞行状态下的飞机重量、飞机速压和机翼面积，获得当前飞行状态下的巡航升力系数；
[0117]
在具体实施过程中，巡航升力系数是指飞机在巡航状态下的升力系数，可以通过巡航状态下的飞机重量、飞机速压和机翼面积计算得到。
[0118]
作为一种可选的实施方式，根据所述目标飞机当前巡航飞行状态下的飞机重量、飞机速压和机翼面积，获得当前飞行状态下的巡航升力系数的步骤，包括：
[0119]
根据如下关系式，获得所述巡航升力系数：
[0120][0121][0122][0123]
其中，cl
cruise
为巡航升力系数，g
curise
为当前巡航飞行状态下的飞机重量，q为当前巡航飞行状态下的飞机速压，s为机翼面积，g为全机总重，g
oil
为全机可用燃油重量，为当前飞行状态下的余油量，ρ为当前飞行高度下的空气密度，v为当前飞行速度；
[0124]
在具体实施过程中，通过公式(7)、公式(8)、公式(9)计算得到巡航升力系数为0.21。
[0125]
步骤s60：基于所述巡航升力系数和第二目标条件，获得所述内侧舵与所述外侧舵的目标预偏角度组合；其中，所述第二目标条件为所述巡航升力系数在所述升力系数随阻力系数变化曲线中对应的阻力系数最小并且在所述俯仰力矩系数随升力系数变化曲线中俯仰力矩系数最接近零。
[0126]
在具体实施过程中，将巡航升力系数标注在升力系数随阻力系数变化曲线和俯仰力矩系数随升力系数变化曲线中，选取阻力系数最小并且俯仰力矩系数最接近零的预偏角度组合，此时飞机飞行效率最高并且最接近纵向静中立稳定。
[0127]
具体的，将该巡航升力系数0.21标注在图5和图6中，可以看到，当预偏角度组合为舵1＝7
°
、舵2＝-3
°
时，阻力系数最小并且俯仰力矩系数最接近零，此时飞机飞行效率最高且最接近纵向静中立稳定，巡航性能更优，即飞机目标预偏角度组合为第一侧机翼内侧舵偏转7
°
、第一侧机翼外侧舵偏转-3
°
、第二侧机翼内侧舵偏转7
°
、第二侧机翼外侧舵偏转-3
°
[0128]
步骤s70：根据所述目标预偏角度组合调整所述第一侧机翼内侧舵、所述第一侧机翼外侧舵、所述第二侧机翼内侧舵和所述第二侧机翼外侧舵。
[0129]
在具体实施过程中，调整目标飞机两侧机翼内侧舵偏转7
°
、外侧舵偏转-3
°
。
[0130]
应当理解的是，以上仅为举例说明，对本技术的技术方案并不构成任何限制，本领域的技术人员在实际应用中可以基于需要进行设置，此处不做限制。
[0131]
通过上述描述不难发现，本实施例是通过以飞机舵效死区为范围得到可以避开舵效死区且产生的偏航力矩相同的差动式阻力方向舵的多种预偏角度组合，计算不同组合的巡航升力系数，筛选出差动式阻力方向舵的目标预偏角度组合，既避开了舵效死区，也不会产生附加的纵向力矩，不再需要额外的升降舵来配平，也不会导致全机配平阻力增加，确保了巡航状态下的飞机性能更优。
[0132]
参照图3，基于相同的发明思路，本技术的实施例还提供一种差动式阻力方向舵预偏判定装置，包括：
[0133]
数据获取模块，根据目标飞机在当前巡航飞行状态下的第一侧机翼舵面偏转引起的第一气动数据矩阵，获得所述目标飞机第二侧机翼舵面偏转引起的第二气动数据矩阵以及所述目标飞机的差动式阻力方向舵在不同偏转角下的偏航力矩系数；
[0134]
舵效死区获取模块，基于所述偏航力矩系数随差动式阻力方向舵偏角的变化曲线，获得舵效死区；
[0135]
预偏角度组合获取模块，基于所述舵效死区和第一目标条件，获得所述第一侧机翼的内侧舵与外侧舵的多种预偏角度组合；其中，所述第一目标条件为使所述第一侧机翼的内侧舵与外侧舵偏转后产生的偏航力矩系数相同；
[0136]
曲线获取模块，根据所述第一气动数据矩阵、所述第二气动数据矩阵和多种所述预偏角度组合，获得每种所述预偏角度组合下升力系数随阻力系数变化曲线和俯仰力矩系数随升力系数变化曲线；
[0137]
巡航升力系数获取模块，根据所述目标飞机当前巡航飞行状态下的飞机重量、飞机速压和机翼面积，获得当前飞行状态下的巡航升力系数；
[0138]
目标预偏角度组合获取模块，基于所述巡航升力系数和第二目标条件，获得所述内侧舵与所述外侧舵的目标预偏角度组合；其中，所述第二目标条件为所述巡航升力系数在所述升力系数随阻力系数变化曲线中对应的阻力系数最小并且在所述俯仰力矩系数随升力系数变化曲线中俯仰力矩系数最接近零。
[0139]
需要说明的是，本实施例中差动式阻力方向舵预偏判定装置中各模块是与前述实施例中差动式阻力方向舵预偏判定方法中的各步骤一一对应，因此，本实施例的具体实施方式可参照前述差动式阻力方向舵预偏判定方法的实施方式，这里不再赘述。
[0140]
此外，在一种实施例中，本技术的实施例还提供一种生产设备，所述设备包括处理器，存储器以及存储在所述存储器中的计算机程序，所述计算机程序被处理器运行时实现前述实施例中方法的步骤。
[0141]
此外，在一种实施例中，本技术的实施例还提供一种计算机存储介质，所述计算机存储介质上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器运行时实现前述实施例中方法的步骤。
[0142]
在一些实施例中，计算机可读存储介质可以是fram、rom、prom、eprom、eeprom、闪存、磁表面存储器、光盘、或cd-rom等存储器；也可以是包括上述存储器之一或任意组合的各种设备。计算机可以是包括智能终端和服务器在内的各种计算设备。
[0143]
在一些实施例中，可执行指令可以采用程序、软件、软件模块、脚本或代码的形式，按任意形式的编程语言(包括编译或解释语言，或者声明性或过程性语言)来编写，并且其可按任意形式部署，包括被部署为独立的程序或者被部署为模块、组件、子例程或者适合在计算环境中使用的其它单元。
[0144]
作为示例，可执行指令可以但不一定对应于文件系统中的文件，可以可被存储在保存其它程序或数据的文件的一部分，例如，存储在超文本标记语言(html，hyper text markup language)文档中的一个或多个脚本中，存储在专用于所讨论的程序的单个文件中，或者，存储在多个协同文件(例如，存储一个或多个模块、子程序或代码部分的文件)中。
[0145]
作为示例，可执行指令可被部署为在一个计算设备上执行，或者在位于一个地点的多个计算设备上执行，又或者，在分布在多个地点且通过通信网络互连的多个计算设备上执行。
[0146]
需要说明的是，在本文中，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者系统不仅包括那些要素，而
且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者系统所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个
……”
限定的要素，并不排除在包括该要素的过程、方法、物品或者系统中还存在另外的相同要素。
[0147]
上述本技术实施例序号仅仅为了描述，不代表实施例的优劣。
[0148]
通过以上的实施方式的描述，本领域的技术人员可以清楚地了解到上述实施例方法可借助软件加必需的通用硬件平台的方式来实现，当然也可以通过硬件，但很多情况下前者是更佳的实施方式。基于这样的理解，本技术的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质(如只读存储器/随机存取存储器、磁碟、光盘)中，包括若干指令用以使得一台多媒体终端设备(可以是手机，计算机，电视接收机，或者网络设备等)执行本技术各个实施例所述的方法
[0149]
以上仅为本技术的优选实施例，并非因此限制本技术的专利范围，凡是利用本技术说明书及附图内容所作的等效结构或等效流程变换，或直接或间接运用在其他相关的技术领域，均同理包括在本技术的专利保护范围内。