(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 202211074900.1 (22)申请日 2022.09.02 (71)申请人 中航通飞华南飞机工业有限公司 地址 519040 广东省珠海市金海中路9 99号 201B栋 (72)发明人 廖海君　张玲　秦何军　 (74)专利代理 机构 中国航空专利中心 1 1008 专利代理师 周梅萍 (51)Int.Cl. G06F 17/10(2006.01) B64C 35/00(2006.01) B64C 39/02(2006.01) G01D 21/02(2006.01) G06F 16/903(2019.01) (54)发明名称 一种大型灭火水陆两栖飞机在线侧滑角估 算方法 (57)摘要 本发明提出了一种大型灭火水陆两栖飞机 在线侧滑角估算方法， 包括： 计算飞机的功率系 数Cp； 计算飞机的前进比J； 插值获得飞机的螺旋 桨效率η； 根据轴功率Pt、 螺旋桨效率η和真空 速Vas， 计算飞机的推力T； 根据速压qbar、 机翼面 积Sw和飞机推力T， 计算飞机的拉力系数Tc； 通过 侧向过载信号ny、 在线重量估算值mass和速压信 号qbar， 根据侧 力平衡关系式计算飞机的侧力系 数CY； 再通过内置气动侧力数据库， 根据拉力系 数Tc、 襟翼偏度δf、 飞行迎角α、 马赫数mach、 计 算飞机的侧力气动参数CY0、 CY δ r和CY β； 再根据 方向舵偏度信号δr、 偏航角速度信号r、 真空速 信号Vas， 实时计算飞机的侧滑角β。 本发明可以 简单、 方便、 快速且实时的计算螺旋桨飞机的侧 滑角。 权利要求书3页 说明书5页 附图1页 CN 115544428 A 2022.12.30 CN 115544428 A 1.一种大 型灭火水陆两栖飞机在线侧滑角估算方法， 其特 征在于， 包括以下步骤： 步骤1： 通过轴功率Pt、 螺旋桨转速Np和螺旋桨直径D， 计算飞机的功率系数Cp； 步骤2： 再根据真空速Vas、 螺 旋桨转速Np和螺旋桨直径D， 计算飞机的前进比J； 步骤3： 根据飞机内置发动机效率数据库， 功率系数Cp、 前进比J和气压高度H信号， 插值 获得飞机的螺 旋桨效率 η； 步骤4： 根据轴功率Pt、 螺旋桨效率 η和真空速Vas， 计算飞机的推力T； 步骤5： 根据速 压qbar、 机翼面积Sw和飞机推力T， 计算飞机的拉力系数Tc； 步骤6： 通过内置气动力数据库， 根据拉力系数Tc、 襟翼偏度信号δf、 飞行迎角信号α、 马 赫数信号mach、 升降舵偏度信号δe、 副翼偏度信号δa和扰流片偏度信号δs等参数， 实时计算 飞机的升力系数CL； 步骤7： 通过法向过载信号nz、 速压信号qbar、 升力系 数CL等参数， 实时解算飞机在空中 飞行时的重量mas s； 步骤8： 根据飞机当前侧向过载信号ny、 速压信号qbar、 机翼面积Sw和飞机重量mass等参 数， 解算飞机在空中飞行时的侧力系数CY； 步骤9： 根据内置气动侧力数据库， 计算飞机的侧力气动参数CY0、 、 CY δr和CYβ； 步骤10： 再根据方向舵偏度信号δr、 偏航角速度信号r、 真 空速信号Vas， 实时计算飞机的 侧滑角 β 。 2.根据权利要求1所述的方法， 其特 征在于， 在步骤1中： 计算飞机的功率系数Cp： 其中： Cp是功率系数； Pt为发动机轴功率信号； ρ 为大气密度； Np为螺旋桨转速信号； D为螺旋桨直径。 3.根据权利要求1所述的方法， 其特 征在于， 在步骤2中： 再根据真空速、 螺 旋桨转速和螺 旋桨直径计算飞机的前进比J 其中： J表示发动机的前进比； Vas为真空速信号； Np为螺旋桨转速信号； D为螺旋桨直径。 4.根据权利要求1所述的方法， 其特 征在于， 在步骤3中： 插值获得飞机的螺 旋桨效率 η： η＝f(J Cp H)…………………………………………………(3) η为螺旋桨效率；权　利　要　求　书 1/3 页 2 CN 115544428 A 2J为前文计算的发动机前进比； Cp为前文计算的功率系数。 5.根据权利要求1所述的方法， 其特 征在于， 在步骤4中： 计算飞机的推力T： T＝Pt* η/Vas………………………………………………………(4) 其中： T是飞机的推力； Pt为发动机轴功率信号； η为前文计算的螺 旋桨效率； Vas为真空速信号。 6.根据权利要求1所述的方法， 其特 征在于， 在步骤5中： 飞机的拉力系数Tc如下式所示： 其中： Tc是飞机的拉力系数； T为前文计算出的发动机推力； qbar为速压信号； Sw为机翼面积。 7.根据权利要求1所述的方法， 其特 征在于， 在步骤6中： 计算飞机的升力系数CL CL＝f(Tc δf α mach δe δa δs)…………………………………·…·…公式(6) CL是升力系数； 其余参数为影响升力计算的参数， 包括， TC为前文计算的飞机拉力系数； δ f为襟翼偏度信号； α 为飞机飞行迎角信号； mach为飞行马赫数信号； δ e为升降舵偏度信号； δ a为副翼偏度信号； δ s为扰流片偏度信号。 8.根据权利要求1所述的方法， 其特 征在于， 在步骤7中： 解算飞机在空中飞行时的实时重量mas s： mass为飞机在空中飞行时的重量； qbar为速 压信号； Sw为机翼面积； CL为前文计算的升力系数； nzB为飞机当前的法向过 载信号； g为重力加速度。权　利　要　求　书 2/3 页 3 CN 115544428 A 3