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

技术特征：
1.一种差动式阻力方向舵预偏判定方法，其特征在于，包括以下步骤：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。2.如权利要求1所述的差动式阻力方向舵预偏判定方法，其特征在于，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：所述第一气动数据矩阵为：其中，α
i
为攻角序列，i＝1,2,
…
,n，δ
j
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；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：
根据如下关系式，获得所述偏航力矩系数：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。3.如权利要求1所述的差动式阻力方向舵预偏判定方法，其特征在于，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：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。4.如权利要求1所述的差动式阻力方向舵预偏判定方法，其特征在于，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：使所述第一侧机翼内侧舵偏转dδ δd、外侧舵偏转-dδ δd；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。5.如权利要求4所述的差动式阻力方向舵预偏判定方法，其特征在于，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：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
；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：力矩系数随升力系数变化曲线：力矩系数随升力系数变化曲线：其中，cl
i
、cd
i
、cm
i
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，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；
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。6.如权利要求1所述的差动式阻力方向舵预偏判定方法，其特征在于，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：根据如下关系式，获得所述巡航升力系数：根据如下关系式，获得所述巡航升力系数：根据如下关系式，获得所述巡航升力系数：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。7.如权利要求1所述的差动式阻力方向舵预偏判定方法，其特征在于，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：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。8.一种差动式阻力方向舵预偏判定装置，其特征在于，包括：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；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；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；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；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；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。9.一种生产设备，其特征在于，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，实现如权利要求1-7中任一项所述的方法。10.一种计算机可读存储介质，其特征在于，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，实现如权利要求1-7中任一项所述的方法。

技术总结
本申请公开了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。状态下的飞机性能更优。状态下的飞机性能更优。


技术研发人员：姚皆可 冯文梁 郭强 陈斌 安玮 胡骁
受保护的技术使用者：成都飞机工业（集团）有限责任公司
技术研发日：2022.01.17
技术公布日：2022/4/15