用于飞行管理系统性能管理的巡航燃油流量计算方法与流程

用于飞行管理系统性能管理的巡航燃油流量计算方法
【技术领域】
1.本发明属于飞行管理技术领域，特别是指一种用于飞行管理系统性能管理的巡航燃油流量计算方法。


背景技术：

2.燃油流量的精确计算对于飞行管理有着重要意义。能够计算得到不同条件下的燃油流量精确值可有效提升飞行预测的精度，提升飞行安全裕度。此外经济飞行问题一直是飞机厂商致力于解决的重要问题，飞行过程主要分为爬升、巡航和下降三个阶段，其中爬升和下降时间较短，因此巡航阶段的燃油流量分析对于飞行成本的计算特别重要。
3.传统计算巡航燃油流量的方式是通过机载性能数据库插值得到，根据飞机当前的重量和高度、速度、引气状态等输入值插值得到飞机当前的巡航燃油流量。飞行成本分析和飞行预测等计算都要依据燃油流量不断更新飞行重量，整个过程是积分的过程，会不断累积燃油流量的误差，因此飞行成本分析、飞行预测等计算都对燃油流量的计算精度有着较高的要求。利用传统的插值方法计算燃油流量，提升计算精度的主要方式就是增加性能数据库密度，而苛刻的机载环境限制了机载性能数据库的大小。
4.此外，因为地球的自转和椭球形状，飞行器在不同纬度位置，不同高度飞行时，飞行速度的大小和方向都会影响到飞行器当前状态下受到的重力加速度。传统的计算方法，为了便利，工程计算往往取重力加速度为定值g0,其值大小为9.80m/s2，为具有代表性的中纬度海平面高度下的重力加速度值。
5.根据上文的分析，在成本分析、燃油里程检查等计算中，燃油流量误差会在积分过程中累积，且燃油里程检查等计算对飞行安全有较大影响，计算精度要求较高。因此燃油流量的计算应不同于传统计算方法，应根据实际飞行高度、速度、位置修正重力加速度，得到飞机当前飞行状态下确切的重量。
6.根据飞机当前重量和基础气动数据，可以建立巡航状态下的力学平衡方程，迭代计算得到一发推力，根据发动机转速特性曲线可以得到燃油流量。此种方法能够保证较高的计算精度，且能有效精简性能数据库大小。国内对此方面研究较少，通过这一法则的方法进行燃油流量计算在飞机管理技术领域有着广阔的应用前景。


技术实现要素：

7.本发明的目的在于提供一种用于飞行管理系统性能管理的巡航燃油流量计算方法，用以解决现有技术中精度无法充分保证、误差较多、安全裕度低且无法脱离机载性能数据库限制的问题。
8.为实现上述目的，实施本发明的用于飞行管理系统性能管理的巡航燃油流量计算方法包括如下步骤：
9.步骤一：根据飞机的飞行速度，飞行高度，飞行位置，飞行方向计算得到飞机当前的重力加速度；
10.步骤二：根据飞机当前的重力加速度及当前飞机质量计算当前飞行重力,根据并基础气动数据库和飞行状态和型号参数信息，建立力平衡方程；
[0011][0012][0013]
升力系数c
l
和阻力系数cd根据当前飞行马赫数m、飞行高度h、飞行环境温度t和飞机重心cg以及气动迎角α，利用气动数据库可以计算得到，上式中s为机翼参考面积，δ为压力系数比，为机翼安装角，其中压力系数比δ是关于高度的参数：
[0014][0015]
步骤三：将步骤二中的力平衡方程联立消去fn建立飞行重量和气动迎角的迭代方程；
[0016][0017]
其中f1和f2分别是升力系数、阻力系数基于飞行速度、高度等飞行状态信息和气动迎角等飞行构型信息的基础气动数据库函数，对给定的巡航状态，除气动迎角外，其余参数已知；
[0018]
步骤四：通过给定的飞行重量迭代求解对应的气动迎角α；
[0019]
步骤五：将当前飞行重量对应的气动迎角迭代结果代入步骤二中的力平衡方程，得到飞行推力；
[0020]
步骤六：根据不同型号飞机的发动机台数得到一发推力，并根据该型号发动机对应的发动机转速特性曲线，结合h,t,m,b等已知参数，求得一发燃油流量，进而可以得到在给定w,h,t,m,cg,b,s条件下，确定巡航燃油流量。
[0021]
依据上述主要特征，步骤一包括如下具体流程：
[0022]
(a)根据飞行纬度考虑到地球的椭球形状和地球自转的离心力影响，计算得到该纬度的海平面静止状态时的重力加速度
[0023][0024]
(b)根据飞行高度z和纬度的海平面静止状态时的重力加速度考虑到地球的椭球形状和地球自转的离心力影响，计算得到在该海拔高度的静止状态时的重力加速度
[0025][0026]
(c)根据飞行速度vg和飞行方向角χ和飞行纬度飞行高度z，考虑到飞行速度引起的离心力和科氏力的修正，计算得到在该纬度高度时，以飞行速度vg大小的速度沿着与正北飞行方向角χ方向飞行带来的重力加速度修正量g
centrifugal
；
[0027][0028]
(d)根据静止重力加速度和飞行速度的重力加速度修正量g
centrifugal
，可以得到修正后的重力加速度g；
[0029][0030]
依据上述主要特征，通过给定的w迭代求解对应的气动迎角α的具体步骤包括如下流程：
[0031]
(a)设定气动迎角α的迭代起始值为α1＝3，α2＝6，迭代起始值在巡航过程中气动迎角的变化范围内；
[0032]
(b)将气动迎角迭代起始值与飞机的飞行状态信息和型号构型参数信息w,h,t,m,cg,b,s等已知信息代入到气动迎角α和飞行重量w的迭代方程中，求得对应飞行重量迭代值w1,w2；
[0033]
(c)判断飞行重量迭代值w1,w2与当前飞行重量w的大小关系；
[0034]
(d)如迭代值w1,w2之一与w的差值小于设定的飞行重量计算精度，如w1、w2之一与当前飞机重量w的差值的绝对值小于设定的误差阈值，则返回其对应的气动迎角α
1or2
，为气动迎角的迭代计算结果；
[0035]
(e)如迭代值w1,w2任一与w的差值不小于设定精度，判断w1,w2,w三者的大小关系，对气动迎角迭代值α1,α2进行迭代更新；
[0036]
(f)迭代后α1,α2重复步骤(b)、(c)及(e)，直至满足设置的飞行重量计算精度要求，求得气动迎角的迭代计算结果α。
[0037]
与现有技术相比较，本发明具有以下有益效果：
[0038]
(1)不同于传统的计算方法对于性能数据库的高依赖程度，实施本发明的方法只需基础的升阻力气动数据库和发动机转速特性曲线；
[0039]
(2)实施本发明的方法不再依赖性能数据库的密度，所需的数据库更能适合苛刻的机载环境；
[0040]
(3)实施本发明的方法考虑了重力加速度修正，根据飞机的飞行速度大小、方向、高度、位置，精确计算得到飞机当前状态下的重力加速度，不再只是用典型重力加速度常值进行计算；
[0041]
(4)实施本发明的方法通过设置飞行重量迭代精度，权衡不同计算对计算速度和精度的需求；
[0042]
(5)实施本发明的方法进行飞行预测，燃油里程监控等性能计算时，提供更高的计
算精度，提升飞行安全裕度。
【附图说明】
[0043]
图1为实施本发明的巡航燃油流量计算方法的流程示意图。
[0044]
图2为实施本发明的巡航燃油流量计算方法中求解对应的气动迎角的流程示意图。
【具体实施方式】
[0045]
实施本发明的巡航燃油流量计算方法整体构思为通过机载传感器等方式获取的飞行状态信息，实现对重力加速度的修正，利用基础气动数据库及飞行状态和型号参数等信息建立巡航状态下的力平衡方程，推导得到关于气动迎角与飞行重量的迭代方程，从而确定燃油流量。
[0046]
请参阅图1所示，为实施本发明的巡航燃油流量计算方法的流程示意图。实施本发明的巡航燃油流量计算方法具体包括如下步骤：
[0047]
步骤一：根据飞机的飞行速度，飞行高度，飞行位置，飞行方向计算得到飞机当前的重力加速度；
[0048]
在具体实施时，步骤一具体通过如下流程实现：
[0049]
(a)根据飞行纬度考虑到地球的椭球形状和地球自转的离心力影响，计算得到该纬度的海平面静止状态时的重力加速度
[0050][0051]
(b)根据高度z和纬度的海平面静止状态时的重力加速度考虑到地球的椭球形状和地球自转的离心力影响，计算得到在该海拔高度的静止状态时的重力加速度
[0052][0053]
(c)根据飞行速度vg和飞行方向角χ和飞行纬度飞行高度z，考虑到飞行速度引起的离心力和科氏力的修正，计算得到在该纬度高度时，以飞行速度vg大小的速度沿着与正北飞行方向角χ方向飞行带来的重力加速度修正量g
centrifugal
；
[0054][0055]
(d)根据静止重力加速度和飞行速度的重力加速度修正量g
centrifugal
，可以得到修正后的重力加速度g；
[0056][0057]
步骤二：根据飞机当前的重力加速度g及当前飞机质量m(可以通过燃油由起始飞行质量更新燃油消耗后得到)计算当前飞行重力w,根据基础气动数据库和飞行状态和型号
参数信息，建立力平衡方程；
[0058][0059][0060]
其中升力系数c
l
和阻力系数cd根据当前飞行马赫数m、飞行高度h、飞行环境温度t和飞机重心cg以及气动迎角α，利用气动数据库可以计算得到，上式中s为机翼参考面积，δ为压力系数比，为机翼安装角，其中压力系数比δ是关于高度的参数：
[0061][0062]
步骤三：由以上可以得到飞行重量和气动迎角的迭代方程，方程内其余变量为飞行状态和型号参数信息，将步骤二中的力平衡方程联立消去fn可以得到如下：
[0063][0064]
其中f1和f2分别是升力系数、阻力系数基于飞行速度、高度等飞行状态信息和气动迎角等飞行构型信息的基础气动数据库函数，对给定的巡航状态，除气动迎角外，其余参数已知。
[0065]
步骤四：进行迭代方程的单调性判断，由步骤三可知f1和f2是关于气动迎角α的函数，且易知为单调增函数；范围在(-90,90)内，所以对于巡航状态下给定的巡航马赫速度m和巡航高度h,步骤三中的方程左侧是关于气动迎角α的单调增函数；据此设计关于步骤三中的方程的迭代方法，求解给定的w对应的气动迎角α。
[0066]
其中通过给定的w迭代求解对应的气动迎角α的具体流程如图2所示，包括如下步骤：
[0067]
(a)设定气动迎角α的迭代起始值为α1＝3，α2＝6，迭代起始值在巡航过程中气动迎角的变化范围内，起始迭代值适当地设置在有效范围(0-飞机最大气动迎角)的两侧，可提升迭代收敛速率；
[0068]
(b)将气动迎角迭代起始值与飞机的飞行状态信息和型号构型参数信息w,h,t,m,cg,b,s等已知信息代入到气动迎角α和飞行重量w的迭代方程中，求得对应飞行重量迭代值w1,w2；
[0069]
(c)判断飞行重量迭代值w1,w2与当前飞行重量w的大小关系；
[0070]
(d)如迭代值w1,w2之一与w的差值小于设定的飞行重量计算精度，如w1、w2之一与当前飞机重量w的差值的绝对值小于设定的误差阈值，则返回其对应的气动迎角α
1or2
，为气动迎角的迭代计算结果，本发明中的迭代算法中飞行重量计算精度设为10lb，可根据不同计算对精度和计算速度的要求，设置不同的飞行重量计算精度；
[0071]
(e)如迭代值w1,w2任一与w的差值不小于设定精度，判断w1,w2,w三者的大小关系，
对气动迎角迭代值α1,α2进行迭代更新；
[0072]
(f)迭代后α1,α2重复步骤(b)、(c)及(e)，直至满足设置的飞行重量计算精度要求，求得气动迎角的迭代计算结果α，在具体实施时会对迭代次数进行限制设计，防止因为错误输入进入死循环。
[0073]
步骤五：将当前飞行重量w对应的气动迎角迭代结果α代入步骤二中的力平衡方程，得到飞行推力fn；
[0074]
步骤六：根据不同型号飞机的发动机台数得到一发推力；并根据该型号发动机对应的发动机转速特性曲线，结合h,t,m,b(发动机引气状态)等已知参数，求得一发燃油流量，进而可以得到在给定w,h,t,m,cg,b,s条件下，确定巡航燃油流量ff。
[0075]
综上所述，本发明提出了一种计算巡航阶段燃油流量的高精度计算方法，不同于传统数据库插值的计算方法，本方法考虑了不同的飞行状态位置，重力加速度的修正，并且基于基础的气动数据库，建立力平衡方程，根据当前飞机确切的重量可以迭代得到巡航状态下的气动迎角，进而计算得到飞机推力的值。基于不同型号发动机给出的转速极性曲线，可以得到一发推力对应的燃油流量，根据不同型号飞机的发动机台数，得到该型号飞机在巡航状态下的实时燃油流量，进而可以进行飞行预测，燃油里程监控，飞行成本分析等飞行管理领域相关性能的计算。同时，通过此种计算方法，可以实现巡航阶段燃油流量的高精度计算，依赖的基础性能数据库大小受控，更易满足机载环境搭载要求。再者，更高的计算精度，在进行燃油流程监控等相关性能参数计算时，确保了更高的安全裕度。
[0076]
与现有技术相比较，实施本发明的方法具有以下有益效果：
[0077]
(1)不同于传统的计算方法对于性能数据库的高依赖程度，实施本发明的方法只需基础的升阻力气动数据库和发动机转速特性曲线；
[0078]
(2)实施本发明的方法不再依赖性能数据库的密度，所需的数据库更能适合苛刻的机载环境；
[0079]
(3)实施本发明的方法考虑了重力加速度修正，根据飞机的飞行速度大小、方向、高度、位置，精确计算得到飞机当前状态下的重力加速度，不再只是用典型重力加速度常值进行计算；
[0080]
(4)实施本发明的方法通过设置飞行重量迭代精度，权衡不同计算对计算速度和精度的需求；
[0081]
(5)实施本发明的方法进行飞行预测，燃油里程监控等性能计算时，提供更高的计算精度，提升飞行安全裕度。
[0082]
可以理解的是，对本领域普通技术人员来说，可以根据本发明的技术方案及其发明构思加以等同替换或改变，而所有这些改变或替换都应属于本发明所附的权利要求的保护范围。