支真莉

虛擬試飛中的橫航向品質(zhì)研究

支真莉

以simulink環(huán)境開(kāi)發(fā)的虛擬試飛平臺(tái)為基礎(chǔ)，使用頻域低階等效系統(tǒng)的方法對(duì)某型機(jī)橫航向飛行品質(zhì)進(jìn)行分析研究，通過(guò)四種激勵(lì)輸入對(duì)三個(gè)等效擬配模型的擬配計(jì)算，討論比較了這四種輸入的優(yōu)劣，以及分析了等效擬配模型和激勵(lì)輸入之間的影響關(guān)系，得到了一些結(jié)論，這些結(jié)果和結(jié)論對(duì)虛擬試飛和實(shí)際試飛起到了一定的指導(dǎo)作用。

隨著我國(guó)航空工業(yè)的快速發(fā)展和自主研制能力的大幅提高，飛機(jī)復(fù)雜性的大幅增加、新概念的引入和機(jī)載軟件密集度的迅速提高，使飛行試驗(yàn)越來(lái)越復(fù)雜、難度越來(lái)越大、風(fēng)險(xiǎn)越來(lái)越高，因此必然會(huì)增加飛行試驗(yàn)對(duì)地面試驗(yàn)和模擬試驗(yàn)的依賴性。目前在我國(guó)國(guó)防事業(yè)對(duì)先進(jìn)航空武器系統(tǒng)迫切需要的形勢(shì)下，以及在飛機(jī)設(shè)計(jì)、制造數(shù)字化和試飛數(shù)字化的大背景下，提出了虛擬試飛的概念和工程需求。通過(guò)虛擬飛行，可更加合理地安排試驗(yàn)任務(wù)，更加準(zhǔn)確地判斷試飛員完成動(dòng)作的質(zhì)量，更為有效地進(jìn)行風(fēng)險(xiǎn)監(jiān)控和風(fēng)險(xiǎn)化解，從而減少一定試飛架次的浪費(fèi)、提高試飛效率。

虛擬試飛平臺(tái)

虛擬試飛從使用觀點(diǎn)定義為“在典型的地面試驗(yàn)設(shè)施上，如飛行模擬器、系統(tǒng)綜合試驗(yàn)臺(tái)、測(cè)試臺(tái)和飛行試驗(yàn)地面站，運(yùn)行所選的飛行試驗(yàn)任務(wù)”。

虛擬試飛選擇人在環(huán)工作方式（也可選擇離線仿真方式），按照任務(wù)給定的高度速度點(diǎn)以及組合試驗(yàn)狀態(tài)，設(shè)置仿真初始狀態(tài)；而試飛任務(wù)要求的操縱指令則由與虛擬座艙仿真機(jī)聯(lián)接的操縱桿裝置及鍵盤(pán)虛擬實(shí)現(xiàn)，飛行動(dòng)態(tài)仿真機(jī)采集操縱指令并進(jìn)行飛行動(dòng)態(tài)仿真運(yùn)算，存儲(chǔ)仿真結(jié)果并將結(jié)果發(fā)送給座艙虛擬機(jī)，進(jìn)行飛機(jī)姿態(tài)、座艙視景、平顯、儀表、指示燈的仿真運(yùn)算及動(dòng)態(tài)顯示。本文基于simulink環(huán)境開(kāi)發(fā)某型飛機(jī)的仿真計(jì)算軟件（包括空氣動(dòng)力學(xué)模型、運(yùn)動(dòng)學(xué)模型、大氣模型、飛行控制系統(tǒng)模型、發(fā)動(dòng)機(jī)模型等部分），并以該飛機(jī)風(fēng)洞數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)，構(gòu)建了一套逼真度較高的虛擬試飛平臺(tái)，通過(guò)網(wǎng)絡(luò)技術(shù)搭建監(jiān)控系統(tǒng)網(wǎng)絡(luò)，通過(guò)模擬器和監(jiān)控系統(tǒng)進(jìn)行交聯(lián)，實(shí)現(xiàn)監(jiān)控系統(tǒng)對(duì)模擬器試驗(yàn)的監(jiān)控；同時(shí)通過(guò)將飛機(jī)飛行狀態(tài)和飛行員動(dòng)作傳輸給模擬器，模擬器經(jīng)過(guò)計(jì)算將仿真結(jié)果再傳給監(jiān)控系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)飛行數(shù)據(jù)和模擬器數(shù)據(jù)的準(zhǔn)實(shí)時(shí)對(duì)比。

以此平臺(tái)為基礎(chǔ)，采用低階等效系統(tǒng)的方法對(duì)飛機(jī)的橫航向動(dòng)態(tài)特性進(jìn)行研究。按照GJB185-86的方法對(duì)飛機(jī)的操縱性、穩(wěn)定性進(jìn)行定量的評(píng)價(jià)，選取與飛行試驗(yàn)相同的高度、速度點(diǎn)進(jìn)行地面試驗(yàn)，通過(guò)對(duì)仿真結(jié)果進(jìn)行等效系統(tǒng)擬配計(jì)算得到飛機(jī)的荷蘭滾頻率，阻尼比，滾轉(zhuǎn)時(shí)間常數(shù)等重要參數(shù)，并總結(jié)得出規(guī)律。

橫航向模型

根據(jù)飛行品質(zhì)規(guī)范的要求，飛機(jī)橫航向低階等效系統(tǒng)的基本模型為：

其中，φ為滾轉(zhuǎn)角，β為側(cè)滑角，F(xiàn)as為橫向駕駛桿力，F(xiàn)r為航向駕駛桿力（腳蹬力），Ts和TR分別為螺旋模態(tài)和滾轉(zhuǎn)模態(tài)的時(shí)間常數(shù)，ζd和ωd分別為荷蘭滾模態(tài)的阻尼比和無(wú)阻尼自然頻率，ζφ和ωφ為等效零點(diǎn)阻尼比和固有頻率，Tβ1、Tβ2和Tβ3是等效分子時(shí)間常數(shù)。

本文選用基本模型的三種形式進(jìn)行擬配計(jì)算。

模型一：?jiǎn)渭兒较蜉斎肽Ｐ?/p>

考慮荷蘭滾模態(tài)主要表現(xiàn)為側(cè)滑/偏航振蕩，可以忽略滾轉(zhuǎn)速率，進(jìn)一步將模型簡(jiǎn)化為：

這種簡(jiǎn)化方法忽略了滾轉(zhuǎn)自由度，有時(shí)可能會(huì)導(dǎo)致明顯的誤差，但盡管如此，上式仍然是影響荷蘭滾的關(guān)鍵因素。

模型二：?jiǎn)渭儥M向輸入模型

忽略姿態(tài)角，并且不考慮有利/不利偏航影響，模型可以簡(jiǎn)化為：

這是常見(jiàn)的滾轉(zhuǎn)模態(tài)模型。

模型三：橫向加橫向輸入模型

組合輸入雙擬配模型為：

其中p 為滾轉(zhuǎn)角速率，r為偏航角速率。

理論上來(lái)說(shuō)，只要有橫向或航向輸入和響應(yīng)即可得到橫航向模態(tài)特性，而且需要辯識(shí)的參數(shù)不是太多，有利于等效擬配。但是隨著電傳飛控戰(zhàn)斗機(jī)設(shè)計(jì)技術(shù)的發(fā)展，橫航向模態(tài)特性阻尼不斷增大，單純的橫向輸入或是航向輸入能量有限，不能充分激發(fā)橫航向模態(tài)，因此需要更大的輸入能量，橫航向組合操縱是提高輸入能量的有效試飛方法。實(shí)際擬配計(jì)算中，由于飛機(jī)的特性通常并不都是已知的，選取哪種簡(jiǎn)化模型進(jìn)行擬配以及飛機(jī)的模態(tài)是否完全激發(fā)出來(lái)就顯得尤為重要。

等效系統(tǒng)方法

方程誤差估計(jì)法（EEM）

方程在頻率域中為：

該方程包含了過(guò)程誤差，假設(shè)所有的輸入和狀態(tài)變量測(cè)量沒(méi)有誤差，可得到：

這里方程誤差為：

方程誤差估計(jì)的價(jià)函數(shù)為：

可以通過(guò)價(jià)函數(shù)最小來(lái)獲得A ，B矩陣中的待估計(jì)的參數(shù)。

這里模型可以寫(xiě)成傳遞函數(shù)的形式：

最小二乘價(jià)函數(shù)可以寫(xiě)成：

但上述方程在實(shí)際計(jì)算中有一定缺陷，在實(shí)際使用時(shí)可以采用以下形式：

輸出誤差估計(jì)法（OEM）

OEM法假定的是沒(méi)有過(guò)程誤差，模型方程可寫(xiě)為：

輸出誤差：

圖1　EEM框圖

方程誤差估計(jì)的價(jià)函數(shù)為：

可以通過(guò)下述公式來(lái)進(jìn)行參數(shù)評(píng)估：

為了評(píng)估A、B、C、D四個(gè)矩陣中未知參數(shù)，可以根據(jù)價(jià)函數(shù)梯度來(lái)計(jì)算：

如果測(cè)量數(shù)據(jù)是頻響曲線形式，價(jià)函數(shù)還可以寫(xiě)成以下形式：

某些時(shí)候，價(jià)函數(shù)被寫(xiě)成幾部分，主要模型與Bode圖中的幅值和相位相配，下面是單輸入單輸出的價(jià)函數(shù)：

其中w取0.0175。

本文采用方程誤差估計(jì)法（EEM）的結(jié)果作為輸出誤差估計(jì)法（OEM）的初值進(jìn)行計(jì)算，擬配頻段為最終得到更準(zhǔn)確的擬配結(jié)果。

算例及分析

算例及結(jié)果

本文分別采用航向倍脈沖輸入，橫向階躍輸入，航向加橫向倍脈沖以及橫航向組合倍脈沖輸入四種輸入激勵(lì)來(lái)討論某型機(jī)在Hp=5km， Vc=800km/h平飛時(shí)的橫航向動(dòng)態(tài)特性，從而得到四組結(jié)果。

結(jié)果A 航向倍脈沖輸入，采用模型一，得到的擬配結(jié)果如圖3所示。

結(jié)果B 橫向階躍輸入，采用模型二，得到的擬配結(jié)果如圖4所示。

結(jié)果C 航向加橫向倍脈沖輸入（航向和橫向同時(shí)輸入），采用模型三，得到的擬配結(jié)果如圖5所示。

圖2　OEM框圖

結(jié)果D 橫航向組合倍脈沖（先航向后橫向輸入或者先橫向后航向輸入），采用模型三得到的擬配結(jié)果如下圖6所示。

下面將四組計(jì)算結(jié)果列入表1。

圖3　單純航向輸入響應(yīng)的等效擬配結(jié)果

圖4　單純橫向輸入響應(yīng)的等效擬配結(jié)果

圖5　航向加橫向響應(yīng)雙擬配結(jié)果

圖6　組合倍脈沖響應(yīng)雙擬配結(jié)果

結(jié)果分析

從5.1的計(jì)算結(jié)果可以看出：

a 單純的航向或者橫向輸入雖然對(duì)等效擬配模型要求和計(jì)算都進(jìn)行了簡(jiǎn)化，并且易于辨識(shí)，但是可能沒(méi)有完全激勵(lì)飛機(jī)的響應(yīng)而不能更準(zhǔn)確的得到等效擬配的結(jié)果，另外，由于單通道輸入，在選擇擬配模型的時(shí)候也會(huì)造成一定的困難，并不能完全確定哪種擬配模型更適合該機(jī)，尤其是荷蘭滾、滾轉(zhuǎn)和螺旋三種模態(tài)出現(xiàn)相互耦合的情況，在飛行品質(zhì)分析中，想要得到橫航向動(dòng)態(tài)特性也需要更多的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，降低了試飛效率；

表1　四種輸入響應(yīng)的計(jì)算結(jié)果

b 航向和橫向同時(shí)輸入激勵(lì)飛機(jī)得到響應(yīng)進(jìn)行雙擬配，這種輸入方式在虛擬試飛中可以得到很好的應(yīng)用，并且能夠擬配計(jì)算出比較準(zhǔn)確的結(jié)果，但是實(shí)際試飛中，由于飛行狀態(tài)的改變，并不能完全將航向和橫向輸入疊加起來(lái)進(jìn)行擬配來(lái)等同雙輸入的雙擬配；

c 橫航向組合倍脈沖是一種增強(qiáng)飛機(jī)響應(yīng)的雙輸入激勵(lì)信號(hào)，不僅能夠更充分的激發(fā)飛機(jī)橫航向的各種模態(tài)，也易于在試飛中實(shí)現(xiàn)，并且在雙擬配模型的計(jì)算中得到更準(zhǔn)確的結(jié)果，與航向加橫向的雙擬配一樣，選擇模型變得容易，但是待辨識(shí)的參數(shù)多達(dá)17個(gè)，辨識(shí)的過(guò)程也會(huì)更復(fù)雜。另外，航向和橫向中哪個(gè)方向應(yīng)當(dāng)作為先輸入的通道，依然需要根據(jù)飛機(jī)的模態(tài)特性做出選擇；

d 需要指出的是，虛擬試飛的計(jì)算結(jié)果與試飛結(jié)果存在一定的偏差，主要是由于阻尼比的計(jì)算值偏小引起的。這在飛行品質(zhì)評(píng)價(jià)時(shí)，尤其是在一些特殊的狀態(tài)點(diǎn)，會(huì)影響到飛行品質(zhì)的評(píng)價(jià)結(jié)果。本算例中，采用模型一擬配得到的荷蘭滾阻尼比滿足國(guó)軍標(biāo)標(biāo)準(zhǔn)2的要求，而采用模型三得到的荷蘭滾阻尼比滿足國(guó)軍標(biāo)標(biāo)準(zhǔn)1的要求。

結(jié)語(yǔ)

本文通過(guò)在虛擬試飛中進(jìn)行的橫航向品質(zhì)計(jì)算和分析，得到了虛擬試飛中更為實(shí)用有效的試驗(yàn)方法和等效系統(tǒng)擬配方式，這些結(jié)果不僅為虛擬試飛技術(shù)提供了可靠的保障和依據(jù)，也對(duì)實(shí)際試飛工作起到了一定的指導(dǎo)作用。

支真莉

中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院

支真莉（1984-）女，漢族，河南省商水縣人，碩士，主要研究領(lǐng)域?yàn)轱w機(jī)飛行品質(zhì)。

10.3969/j.issn.1001-8972.2015.18.004