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

技术特征：

1.基于FDR数据的民用航空器起飞爬升阶段推力仿真方法，其特征在于，获取民用航空器发动机的相关基础性能参数，构建环境模型与发动机部件模型并根据内外涵道空气流量、内外涵道尾喷管空气流速、进气道空气流速构建推力模型，将飞行记录仪采集的航空器起飞爬升阶段相关数据带入推力模型得到推力剖面。

2.根据权利要求1所述的基于FDR数据的民用航空器起飞爬升阶段推力仿真方法，其特征在于，所述发动机相关基础性能参数包括：进气道等熵效率、涡轮等熵效率、涵道比、发动机总压比。

3.根据权利要求1所述的基于FDR数据的民用航空器起飞爬升阶段推力仿真方法，其特征在于，飞行记录仪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。

4.根据权利要求1所述的基于FDR数据的民用航空器起飞爬升阶段推力仿真方法，其特征在于，所述推力模型为：

其中，为内涵道空气流量，为燃油流量，f为燃料与内涵道空气流量比，为外涵道空气流量，bpr为涵道比，V0为进气道空气流速，VTAS为真空流速，V9为内涵道尾喷管空气流速，λ为空气绝热指数，τλ为燃烧室出口/大气热焓比，τr为大气总/静态温度比，τc为压气机总/静温度比，α为发动机涵道比，τf为风扇出/入口总温比，a0为声速，V19为外涵道尾喷管空气流速，M19为外涵道尾喷管出口马赫数，F为发动机推力。

5.根据权利要求1所述的基于FDR数据的民用航空器起飞爬升阶段推力仿真方法，其特征在于，环境模型包括大气总温Tt0、大气总压Pt0、大气总/静态温度比τr，其中，T0为大气静温，M0为马赫数，γc为正常空气条件下的绝热指数，P0为大气静压。

6.根据权利要求1所述的基于FDR数据的民用航空器起飞爬升阶段推力仿真方法，其特征在于，所述发动机部件模型包括：进气道模型、压气机模型、燃烧室模型、风扇模型、涡轮模型、尾喷管部件模型。

7.根据权利要求6所述的基于FDR数据的民用航空器起飞爬升阶段推力仿真方法，其特征在于，

进气道模型为：

压气机模型为：

燃烧室模型为：

涡轮模型为：

风扇模型为：

尾喷管部件模型为：

其中，Tt2为压气机入口总温，Tt0为大气总温，Pt2为压气机入口总压，Pt0为大气总压，ηduct为进气道等熵效率，γc为正常空气条件下的绝热指数，M0为马赫数，τc为压气机总/静温度比，Tt3为压气机出口总温，Tt2为压气机入口总温，Pt3为压气机出口总压，τλ为燃烧室出口/大气热焓比，Cpc为燃烧前空气恒压比热，Cph为燃烧后空气恒压比热，Tt4为燃烧室出口总温，γh为燃烧后条件下的空气绝热指数，f为燃料与内涵道空气流量比，LCV为燃料低热值，Tt5为涡轮出口总温，EGT为排气温度，Pt5为涡轮出口总压，EPR为发动机总压比，Tt13为风扇出口总温，bpr为发动机涵道比，τf为风扇出/入口总温比，M19为外涵道尾喷管出口马赫数，τr为大气总/静态温度比。