基于FDR数据的民用航空器起飞爬升阶段推力仿真方法与流程

本发明公开了基于FDR数据的民用航空器起飞爬升阶段推力仿真方法，涉及以高涵道比涡扇发动机为发动机的民用航空器在起飞爬升阶段的推力剖面生成，属于计算、推算、计数的技术领域。

背景技术：

近年来，随着国内航空运输业的迅速发展，巨大的市场潜力和经济效益为航空业带来了机遇与挑战。一方面，如何在安全运行的前提下尽可能地降低燃油消耗、缓解机场噪声、减少废气排放等已经成为民航业关注的焦点；另一方面，随着基于航迹运行(Trajectory Based Operations，TBO)的未来空中交通运行模式的提出，各主要民航国家相继开展以四维航迹管理为基础的系统和项目研究，包括欧洲的单一天空计划(SESAR)、美国的下一代空中交通管理系统(NextGen)等。决定航迹的基础元素——航空器性能，对发动机推力的准确建模将有效提高四维航迹的预测精确度。

我国在民用航空发动机这一领域的研究起步较晚，相关的技术储备较为薄弱。在过往研究中，民用航空器推力建模主要有五种方案：

第一种是欧控实验中心开发的航空器基本性能数据库(Base of aircraft Data，BADA)，该数据库提供相关系数及模型计算航空器在最大起飞和爬升、最大巡航和下降三种模式的推力情况；

第二种是美国汽车工程师协会建立的飞机噪声和性能数据库(Aircraft Noise and Performance，ANP)，提供指定推力等级与控制发动机参数两种模式实现推力模型的构建；

第三种是空客公司开发的一款可以预测和监控主流空客飞机性能水平的工具(Performance Engineer Program，PEP)，通过对历史数据的条件仿真，该工具能够输出飞机燃油消耗数据和总推力水平；

第四种是通过特定的稳态推力计算试验修正并推导推力瞬变性能指标，拟合得出发动机推力剖面；

第五种是间接测量发动机有效推力，通过对风洞测量推力与计算机体阻力计算相加获得推力。

上述方法多集中于通过经验系数估计或推导构建模型，条件单一，精度不高，忽略了实际飞行中环境变化、发动机损耗及飞行员操控等因素引起的航空器发动机性能波动，影响推力计算结果；同时，上述方法未涉及发动机内部的复杂运行方式及能量流动，计算精度不高，给针对特定航班民用航空器及发动机的推力计算与分析带来很大的不确定性。

飞行数据记录器(Flight Data Recorder,FDR)是一种用于记录民用航空器特定性能参数的设备，包括速度、高度、飞机姿态、发动机功率等性能指标，广泛应用于飞行性能监控、飞行品质评估、航空器性能故障检测与诊断等方面。本申请旨在利用FDR采集的发动机各部件温度、压力数据和空气流速数据并结合环境数据建立体现发动机中能量流动特性的推力模型，进而简化推力建模过程并提高推力计算精度。

技术实现要素：

本发明的发明目的是针对上述背景技术的不足，提供了基于FDR数据的民用航空器起飞爬升阶段推力仿真方法，对航空器运行过程中发动机推力实现了准确计算，解决了推力模型精确度较低导致的航空器性能仿真模型误差较大的技术问题。

本发明为实现上述发明目的采用如下技术方案：

一种基于FDR数据的民用航空器起飞爬升阶段推力仿真方法，包含以下步骤：

步骤1，确定民用航空器仿真机型及发动机型号，获取发动机相关基础性能参数；

步骤2，构建环境模型与发动机部件模型，并结合模型中相关参数构建推力模型，发动机部件模型包括：进气道模型、压气机模型、涡轮模型、燃烧室模型、风扇模型、尾喷管模型；

步骤3，在飞行记录仪中采集航空器起飞爬升阶段相关数据代入推力模型中，计算推力进而获得推力剖面。

上述步骤1中，确定航空器仿真机型及发动机型号，获取发动机相关基础性能系数，包括：进气道等熵效率ηduct、涡轮等熵效率ηturb、涵道比bpr、发动机总压比EPR。

上述步骤2中，外部环境模型的构建方法是：

步骤21a，根据大气静温T0与马赫数M0确定大气总温Tt0及大气总/静态温度比τr：

其中，γc＝1.40，表示正常空气条件下的绝热指数；

步骤21b，根据大气静压P0确定大气总压Pt0：

步骤21c，根据大气静温T0确定声速a0：

其中，R＝287.05287m²/(K·s²)，表示空气常数。

上述步骤2中，进气道部件模型的构建方法是：

步骤22a，根据大气总温Tt0确定压气机入口总温Tt2：

Tt2＝Tt0；

步骤22b，根据大气总压Pt0、马赫数M0、进气道等熵效率ηduct确定压气机入口总压Pt2：

上述步骤2中，压气机部件模型的构建方法是：

步骤23a，根据高压压气机出口温度HPC确定压气机出口总温Tt3：

Tt3＝HPC，

步骤23b，根据压气机出口总温Tt3、压气机入口总温Tt2、压气机入口总压Pt2确定压气机出口总压Pt3：

Pt3＝Pt2×CPR，

其中，CPR为压气机总压比；

步骤23c，根据压气机出口总温Tt3、压气机入口总温Tt2确定压气机总/静温度比τc：

上述步骤2中，涡轮部件模型的构建方法是：

步骤24a，根据排气温度EGT确定涡轮出口总温Tt5：

Tt5＝EGT；

步骤24b，根据压气机入口总压Pt2与发动机总压比EPR确定涡轮出口总压Pt5：

Pt5＝Pt2×EPR。

上述步骤2中，燃烧室部件模型的构建方法是：

步骤25a，根据压气机出口总压Pt3与燃烧室总压比πburn确定燃烧室出口总压Pt4：

Pt4＝Pt3×πburn；

步骤25b，根据燃烧室出口总压Pt4、涡轮出口总压Pt5与涡轮等熵效率ηturb确定燃烧室出口总温Tt4：

步骤25c，根据下式计算燃烧前空气恒压比热Cpc、燃烧后空气恒压比热Cph以及燃料与内涵道空气流量比f：

其中，γh＝1.30，表示燃烧后条件下的空气绝热指数；LCV＝43×10⁶JKg^-1，表示为燃料低热值；

步骤25d，根据下式计算燃烧室出口/大气热焓比：

上述步骤2中，风扇部件模型的构建方法是：

步骤26a，根据下式计算风扇出口总温Tt13：

其中，bpr为发动机涵道比；

步骤26b，根据压气机入口总温Tt2与风扇出口总温Tt13确定风扇出/入口总温比τf：

上述步骤2中，在构建尾喷管部件模型中，根据下式计算外涵道尾喷管出口马赫数M19：

上述步骤3在飞行记录仪(Flight Data Recorder,FDR)中采集的航空器起飞爬升阶段相关数据，包括：大气静温、大气静压、真空速、马赫数、燃油流量、排气温度、高压压气机出口温度，推力模型构建的步骤如下：

步骤31，根据下式计算内涵道空气流量与外涵道空气流量

步骤32，根据下式计算进气道速度V0、内涵道尾喷管空气流速V9与外涵道尾喷管空气流速V19：

V0＝VTAS，

λ为空气绝热指数，α为发动机涵道比；

步骤33，考虑推力由内外涵道共同作用生成，推导得出推力的计算表达式如下式：

其中，F为发动机推力；

步骤34，以FDR数据两次连续记录的时间间隔为步长，将航空器起飞爬升阶段分为若干个时间节点；

步骤35，按照时间节点逐次计算发动机推力，获得各时刻航空器推力情况并生成推力-时间剖面。

本发明采用上述技术方案，具有以下有益效果：

(1)本发明通过对发动机部件的建模，将发动机运行过程中内部能量流动引起的温度变化、压力变化以及空气流速变化反映到推力模型中，再根据FDR采集的航空器起飞爬行阶段的相关参数即可优化推力剖面，简化了民用航空器常用的高涵道比涡扇发动机的推力建模难度，并提高了推力计算的准确率。

(2)与现有技术相比，本发明实践性强，充分考虑发动机各部件性能特点及相互关联，利用航空器及发动机运行数据推算推力，可以减少间接估算及人为因素误差影响，具有建模简单且计算精准的优势，能够有效提高飞行轨迹预测与燃油消耗估算的精确度，具有较高的实用价值。

(3)本发明关注飞行任务中最为关键的起飞爬升阶段，此阶段航空器性能较为复杂，与飞行安全密切相关，采用本发明公开的技术方案可获取航空器起飞爬升过程中发动机推力实时情况，对航空器性能监测及后续分析具有重要作用。

附图说明

图1是本发明的流程示意图。

图2是高涵道涡扇发动机结构的原理示意图，其中：0为大气环境，1为进气面，13为风扇出口，17为外涵道尾喷管入口，18/19为外涵道尾喷管出口2为发动机风扇面，23为低压压气机出口/高压压气机入口；3为高压压气机出口/燃烧室入口，4为燃烧室出口/高压涡轮入口，45为高压涡轮出口，5为低压涡轮出口，7为内涵道尾喷管入口，8/9为内涵道尾喷管出口。

图3是大气环境模型构建的示意图。

图4是进气道部件模型构建的示意图。

图5是压气机部件模型构建的示意图。

图6是涡轮部件模型构建的示意图。

图7是燃烧室部件模型构建的示意图。

图8是风扇部件模型构建的示意图。

图9是尾喷管部件模型构建的示意图。

图10是推力计算模型的示意图。

图11是起飞爬升阶段推力剖面生成过程的示意图。

图12(a)、图12(b)、图12(c)、图12(d)、图12(e)、图12(f)分别是该航空器起飞爬升阶段发动机的发动机压力比示意图、排气温度示意图、高压压气机出口温度示意图、航空器真空速示意图、燃油流量示意图、内涵道空气流量示意图。

图13(a)为本发明推力仿真方法生成的推力剖面仿真图，图13(b)为ANP模型中控制参数方法生成的推力剖面仿真图，图13(c)为ANP模型中推力等级方法生成的推力剖面仿真图，图13(d)为BADA模型生成的推力剖面仿真图，图13(e)为PEP性能分析软件生成的推力剖面仿真图，图13(f)为综合各类方法生成的推力剖面仿真图。

具体实施方式

下面结合附图对发明的技术方案进行详细说明。

本发明提出一种基于FDR数据的民用航空器起飞爬升阶段推力仿真方法，其流程如图1所示，包括以下3个步骤：

步骤11，确定民用航空器机型及发动机型号，获取发动机相关基础性能参数，本申请以图2所示的民航空器常用的高涵道比涡扇发动机为例建立推力仿真模型；

步骤12，构建环境模型与发动机部件模型，并结合模型中相关参数构建推力模型；

步骤13，将飞行记录仪(Flight Data Recorder,FDR)采集的航空器起飞爬升阶段相关数据代入推力模型中，计算推力进而获得推力剖面。

步骤11获取的发动机相关系数及步骤13采集的FDR数据如表1所示。

表1

图3为构建大气环境模型的示意图，包括以下具体步骤：

步骤21，根据大气静温T0与马赫数M0确定大气总温Tt0及大气总/静态温度比τr：

其中，γc＝1.40，表示正常空气条件下的绝热指数；

步骤22，根据大气静压P0确定大气总压Pt0：

步骤23，根据大气静温T0确定声速a0：

其中，R＝287.05287m²/(K·s²)，表示空气常数。

图4为构建进气道部件模型的示意图，包括以下具体步骤：

步骤31，根据大气总温Tt0确定压气机入口总温Tt2：

Tt2＝Tt0；

步骤32，根据大气总压Pt0、马赫数M0、进气道等熵效率ηduct确定压气机入口总压Pt2：

图5为构建压气机部件模型的示意图，包括以下具体步骤：

步骤41，根据高压压气机出口温度HPC确定压气机出口总温Tt3：

Tt3＝HPC；

步骤42，根据压气机出口总温Tt3、压气机入口总温Tt2、压气机入口总压Pt2确定压气机出口总压Pt3：

Pt3＝Pt2×CPR，

其中，CPR为压气机总压比；

步骤43，根据压气机出口总温Tt3、压气机入口总温Tt2确定压气机总/静温度比τc：

图6为构建涡轮部件模型的示意图，包括以下具体步骤：

步骤51，根据排气温度EGT确定涡轮出口总温Tt5：

Tt5＝EGT；

步骤52，根据压气机入口总压Pt2与发动机总压比EPR确定涡轮出口总压Pt5：

Pt5＝Pt2×EPR。

图7为构建燃烧室部件模型的示意图，包括以下具体步骤：

步骤61，根据压气机出口总压Pt3与燃烧室总压比πburn确定燃烧室出口总压Pt4：

Pt4＝Pt3×πburn；

步骤62，根据燃烧室出口总压Pt4、涡轮出口总压Pt5与涡轮等熵效率ηturb确定燃烧室出口总温Tt4：

步骤63，根据下式计算燃烧前空气恒压比热Cpc、燃烧后空气恒压比热Cph以及燃料与内涵道空气流量比f：

其中，γh＝1.30，表示燃烧后条件下的空气绝热指数；LCV＝43×10⁶JKg^-1，表示为燃料低热值；

步骤64，根据下式计算燃烧室出口/大气热焓比：

图8为构建风扇部件模型的示意图，包括以下具体步骤：

步骤71，根据下式计算风扇出口总温Tt13：

其中，bpr为发动机涵道比；

步骤72，根据压气机入口总温Tt2与风扇出口总温Tt13确定风扇出/入口总温比τf：

图9为构建尾喷管部件模型的示意图，包括以下具体步骤：

步骤81，根据下式计算外涵道尾喷管出口马赫数M19：

图10为推力计算模型的示例图，包括以下具体步骤：

步骤91，根据下式计算内涵道空气流量与外涵道空气流量

步骤92，根据下式计算进气道空气流速V0、内涵道尾喷管空气流速V9与外涵道尾喷管空气流速V19：

V0＝VTAS，

步骤93，考虑推力由内外涵道共同作用生成，推导得出推力的计算表达式如下式：

其中，F为发动机推力。

图11为起飞爬升阶段推力剖面生成过程的示意图，具体步骤如下：

步骤101，以FDR数据两次连续记录的时间间隔为步长，将航空器起飞爬升阶段分为若干个时间节点；

步骤102，按照时间节点逐次计算发动机推力，生成推力-时间剖面。

实施例：

以2017年12月7日国航CCA841北京—维也纳航班为例，实现推力建模及对比仿真验证。该航班执飞机型为空客A330-200机型，发动机为RR Trent772B，起飞重量221351千克。依次执行该推力仿真步骤，生成推力剖面。该航空器起飞爬升阶段FDR数据，经提取、筛选及整理后，将相关参数作图，其中发动机的压力比、排气温度、高压压气机出口温度、航空器真空速、发动机燃油流量、内涵道空气流量分别如图12(a)、图12(b)、图12(c)、图12(d)、图12(e)、图12(f)所示。

图13为该航空器起飞爬升阶段的推力剖面仿真图，可进行推力剖面仿真对比。其中，图13(a)为本发明推力仿真方法生成的推力剖面仿真图；图13(b)为ANP模型中控制参数方法生成的推力剖面仿真图；图13(c)为ANP模型中推力等级方法生成的推力剖面仿真图；图13(d)为BADA模型生成的推力剖面仿真图。图13(e)为PEP性能分析软件生成的推力剖面仿真图；图13(f)为综合各类方法生成的推力剖面仿真图。由对比结果可以看出，五种推力方法仿真后所得推力剖面总体上具有相同的趋势：航空器起飞时推力迅速增大，爬升时推力逐渐减小，并在巡航时趋于平稳。基于BADA模型生成的推力剖面在起飞时与其他结果相差较大，准确度较低；基于PEP性能分析软件生成的推力剖面在起飞时波动较大，不能稳定持续输出推力，不符合发动机运行趋势及航空器起飞爬升阶段推力需求；基于ANP模型生成的推力剖面精确度较高，但该方法过分依赖于发动机某一参数(EPR或N1)记录的准确性，当传感器失效或出现偏差时，会造成推力评估较大误差。基于飞行记录仪数据的推力仿真方法修正了上述方法的不足，不仅充分利用发动机相关参数，而且简化建模难度并提高了推力的计算精度。

以上实施例仅为说明本发明的技术思想，不能以此限定本发明的保护范围，凡是按照本发明提出的技术思想在技术方案基础上所做的任何改动均落入本发明保护范围之内。