一种计算飞机升力曲线的方法及装置制造方法及图纸

本发明专利技术涉及一种计算飞机升力曲线的方法及装置。该方法包括：以滑动时间窗的方式，实时采集飞机飞行时的预设时间段内的至少一组与升力曲线相关的第一参数；分别将至少一组中每一组与升力曲线相关的第一参数代入第一公式中，计算与升力曲线相关的第二参数；根据第二参数和第一升力曲线函数表达式，计算飞机飞行时的预设时间段内的第二升力曲线函数表达式，其中，第一升力曲线函数表达式为飞机飞行状态为预设状态时的升力曲线函数表达式；根据第二升力曲线函数表达式，生成第二升力曲线。通过该方法，可以实时在线估计飞机在任何情况下的升力曲线，进而确定飞机飞行的包线范围。从而辅助飞行员在安全范围内飞行。

A method and device for calculating lift curve of aircraft

The invention relates to a method and a device for calculating the lift curve of an aircraft. The method comprises the following steps: using the sliding time window, and at least one group of lift curve real-time flight when the preset time period related to the first parameter; respectively in each group and at least one lift curve in the first group of related parameters of the first and the second parameter calculation formula, lift curve; according to the second parameters and the first lift curve function, calculate the second lift curve function, a preset period of time when the aircraft in the first lift curve function for aircraft flight status to lift curve function expression preset state; according to the second lift curve function, generating second lift curve. This method can estimate the lift curve of aircraft in real time, and then determine the envelope range of aircraft flight. To assist the pilot in safe flight.

【技术实现步骤摘要】
一种计算飞机升力曲线的方法及装置
本专利技术涉及数据处理领域，尤其涉及一种计算飞机升力曲线的方法及装置。
技术介绍
飞机在飞行过程中，如果发生异常情况，如恶劣的天气导致飞机结冰，或者机翼受损等，均会导致飞机升力曲线及其临界点发生变化，进而导致飞机的飞行包线发生变化。而飞行员如果还在预先设定的飞行包线范围内飞行，极有可能发生事故。虽然，现有技术中，已经通过风洞实验等方式获取飞机正常飞行或者几种特定情况下飞机的升力系数曲线，并在升力曲线的基础上计算飞机飞行的包线范围。但是，通过实验所确定飞机包线范围的情况毕竟是有限的。不能将飞机在飞行过程中所有的情况进行模拟，从而也无法计算出不同情况下飞机飞行时的包线范围。另外，也有一些文献记载的是采用离线分析的方式，即事先构建异常状况的特征模型，之后通过在线参数辩识的方法辨识特征参数，从而分离出相应的异常状况并查找出相应的升力曲线。但是，这类方法的适应性和灵活性比较差，而且同样不能够事先分析出所有状况，一旦飞机在飞行过程中出现之前并未预料到的突发情况，飞行员还是无法应对。必然导致飞行员在控制飞机飞行过程中，加大危险发生的概率。
技术实现思路
为解决上述技术问题，本专利技术提供了一种计算飞机升力曲线的方法及装置。第一方面，本专利技术提供了一种计算飞机升力曲线的方法。该方法包括：以滑动时间窗的方式，实时采集飞机飞行时的预设时间段内的至少一组与升力曲线相关的第一参数；分别将至少一组中每一组与升力曲线相关的第一参数代入第一公式中，计算与升力曲线相关的第二参数；根据第二参数和第一升力曲线函数表达式，计算飞机飞行时的预设时间段内的第二升力曲线函数表达式，其中，第一升力曲线函数表达式为飞机飞行状态为预设状态时的升力曲线函数表达式；根据第二升力曲线函数表达式，生成第二升力曲线，其中第一公式为计算第二参数最优解的公式，至少一组中每一组与升力曲线相关的第一参数均包括与升力曲线对应的升力系数和迎角。本专利技术的有益效果是：飞机在飞行过程中，采用时间窗的方式，实时采集预设时间段内的至少一组与升力曲线相关的第一参数，分别将每一组第一参数代入第一公式计算第二参数，根据第二参数和飞第一升力曲线函数表达式，计算第二升力曲线函数表达式，进而根据第二升力曲线函数表达式生成第二升力曲线。从第二升力曲线上可以直接获取到临界迎角和临界升力系数。而根据这两个参数则可以间接计算出飞机飞行包线，以此为飞行员提供辅助信息，保证飞机安全飞行。进一步，根据第二参数和第一升力曲线函数表达式，计算飞机飞行时的预设时间段内的第二升力曲线函数表达式，具体包括：根据第二参数和第一升力曲线函数表达式，获取与第二升力曲线函数表达式对应的公式模型；根据第二参数和第二升力曲线函数表达式对应的公式模型，获取第二升力曲线函数表达式。采用上一步的技术方案的有益技术效果在于，在获取第二升力曲线函数表达式之前，需要根据第二参数和第一升力曲线函数表达式计算出与第二升力曲线函数表达式对应的公式模型，然后根据这个公式模型和第二参数，最终获取第二升力曲线函数表达式。进一步的，第一升力曲线函数表达式、与第二升力曲线函数表达式以及与第二升力曲线函数表达式对应的公式模型均为高斯过程模型的表达式，高斯过程模型的表达式具体包括：均值函数表达式和协方差函数表达式。采用上述进一步的技术方案的有益技术效果在于，高斯过程模型具备将原有的升力曲线和数据发生变动后的升力曲线相融合，以及在线获取与升力曲线对应的升力系数和迎角的能力，因此所有升力曲线的函数表达式均为高斯过程模型函数表达式。进一步的，第二参数包括升力曲线协方差函数表达式中的参数σ、λ和n，以及均值函数表达式中的升力曲线水平偏移因子a、升力曲线竖直偏移因子b、升力曲线缩放比例因子c；第一公式的表达式由下式所示：其中，arg函数表示求最优解；m(A)表示迎角为A时的均值向量；k(A,A)表示迎角为A时的协方差矩阵；C为升力系数，其中，A和C均为已知数据。采用上述进一步的技术方案的有益技术效果在于，首先采集到迎角A和升力系数C，然后利用该公式计算出第二参数包括协方差函数中的参数σ、λ和n，以及均值函数表达式中的升力曲线水平偏移因子a、升力曲线竖直偏移因子b、升力曲线缩放比例因子c。进一步的，与第二升力曲线函数表达式对应的公式模型分别由以下两个公式表示：均值函数表达式为：m(α)＝c*CLm(α+a)+b；协方差函数表达式为：k(α,α’)＝σ*exp[(α-α’)2/(2λ2)]+δαα’n2；其中，α和α’分别为预设时间段内不同时刻的迎角；CLm(α)为第一升力曲线函数表达式；δαα’为系数，且当α＝α’时，δαα’为1，否则，δαα’为0。采用上述进一步的方案的有益技术效果在于，当第二参数包括协方差函数表达式中的参数σ、λ和n，以及均值函数表达式中的升力曲线水平偏移因子a、升力曲线竖直偏移因子b、升力曲线缩放比例因子c等参数为已知时，则可以确定与第二升力曲线函数表达式对应的公式模型。进一步的，第二升力曲线函数表达式分别由以下公式表示：均值函数表达式：mp(α)＝m(α)+k(α,A)k(A,A)-1[C-m(A)]协方差函数表达式：kp(α,α’)＝k(α,α’)-k(α,A)k(A,A)-1k(A,α’)其中，mp(α)为第二升力曲线函数表达式中的均值函数表达式，m(α)为与第二升力曲线函数表达式对应的公式模型中的均值函数，k(α,A)k(A,A)-1[C-m(A)]为校正参数；kp(α,α’)为第二升力曲线函数表达式中的协方差函数表达式，k(α,α’)为与第二升力曲线函数表达式对应的公式模型中的协方差函数。采用上述进一步的有益效果在于，通过上述两个公式可以生成第二升力曲线，并从第二升力曲线上确定临界迎角和临界升力系数。最终，根据临界迎角和临界升力系数，间接获取飞机包线。飞机包线可以辅助飞行员安全飞行。第二方面，本专利技术提供了一种计算飞机升力曲线的装置，该装置包括：采集单元，用于以滑动时间窗的方式，实时采集飞机飞行时的预设时间段内的至少一组与升力曲线相关的第一参数；处理单元，用于分别将至少一组中每一组与升力曲线相关的第一参数代入第一公式中，计算与升力曲线相关的第二参数；根据第二参数和第一升力曲线函数表达式，计算飞机飞行时的预设时间段内的第二升力曲线函数表达式，其中，第一升力曲线函数表达式为飞机飞行状态为预设状态时的升力曲线函数表达式；根据第二升力曲线函数表达式，生成第二升力曲线，其中第一公式为计算第二参数最优解的公式，至少一组中每一组与升力曲线相关的第一参数均包括与升力曲线对应的升力系数和迎角。本专利技术的有益效果是：飞机在飞行过程中，采用时间窗的方式，实时采集预设时间段内的至少一组与升力曲线相关的第一参数，分别将每一组第一参数代入第一公式计算第二参数，根据第二参数和飞第一升力曲线函数表达式，计算第二升力曲线函数表达式，进而根据第二升力曲线函数表达式生成第二升力曲线。从第二升力曲线上可以直接获取到临界迎角和临界升力系数。而根据这两个参数则可以间接计算出飞机飞行包线，以此为飞行员提供辅助信息，保证飞机安全飞行。进一步的，处理单元具体用于：根据第二参数和第一升力曲线函数表达式，获取与第二升力曲线函数表达式对应的公式模型；根据第二参数和本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种计算飞机升力曲线的方法，其特征在于，所述方法包括：以滑动时间窗的方式，实时采集飞机飞行时的预设时间段内的至少一组与升力曲线相关的第一参数；分别将所述至少一组中每一组与升力曲线相关的第一参数代入第一公式中，计算与升力曲线相关的第二参数；根据所述第二参数和第一升力曲线函数表达式，计算飞机飞行时的预设时间段内的第二升力曲线函数表达式，其中，所述第一升力曲线函数表达式为飞机飞行状态为预设状态时的升力曲线函数表达式；根据所述第二升力曲线函数表达式，生成第二升力曲线，其中所述第一公式为计算所述第二参数最优解的公式，所述至少一组中每一组与升力曲线相关的第一参数均包括与所述升力曲线对应的升力系数和迎角。

【技术特征摘要】
1.一种计算飞机升力曲线的方法，其特征在于，所述方法包括：以滑动时间窗的方式，实时采集飞机飞行时的预设时间段内的至少一组与升力曲线相关的第一参数；分别将所述至少一组中每一组与升力曲线相关的第一参数代入第一公式中，计算与升力曲线相关的第二参数；根据所述第二参数和第一升力曲线函数表达式，计算飞机飞行时的预设时间段内的第二升力曲线函数表达式，其中，所述第一升力曲线函数表达式为飞机飞行状态为预设状态时的升力曲线函数表达式；根据所述第二升力曲线函数表达式，生成第二升力曲线，其中所述第一公式为计算所述第二参数最优解的公式，所述至少一组中每一组与升力曲线相关的第一参数均包括与所述升力曲线对应的升力系数和迎角。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述第二参数和第一升力曲线函数表达式，计算飞机飞行时的预设时间段内的第二升力曲线函数表达式，具体包括：根据所述第二参数和所述第一升力曲线函数表达式，获取与第二升力曲线函数表达式对应的公式模型；根据所述第二参数和所述第二升力曲线函数表达式对应的公式模型，获取所述第二升力曲线函数表达式。3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述第一升力曲线函数表达式、所述与第二升力曲线函数表达式以及与第二升力曲线函数表达式对应的公式模型均为高斯过程模型的表达式，所述高斯过程模型的表达式具体包括：均值函数表达式和协方差函数表达式。4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述第二参数包括升力曲线协方差函数表达式中的参数σ、λ和n，以及均值函数表达式中的升力曲线水平偏移因子a、升力曲线竖直偏移因子b、升力曲线缩放比例因子c；所述第一公式的表达式由下式所示：其中，arg函数表示求最优解；m(A)表示迎角为A时的均值向量；k(A,A)表示迎角为A时的协方差矩阵；C为升力系数，其中，A和C均为已知数据。5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述与第二升力曲线函数表达式对应的公式模型分别由以下两个公式表示：均值函数表达式为：m(α)＝c*CLm(α+a)+b；协方差函数表达式为：k(α,α’)＝σ*exp[(α-α’)2/(2λ2)]+δαα’n2；其中，α和α’分别为所述预设时间段内不同时刻的迎角；CLm(α)为第一升力曲线函数表达式；δαα’为系数，且当α＝α’时，δαα’为1，否则，δαα’为0。6.根据权利要求3-5任一项所述的方法，其特征在于，所述第二升力曲...

【专利技术属性】
技术研发人员：杨晓科，张晶，杨凌宇，周航，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京,11