吳勝亮　喬文峰

【摘 要】分析了目前工程模擬器試驗(yàn)時試驗(yàn)點(diǎn)3種配平方法的缺陷，深入研究了飛機(jī)配平問題的原理及解算配平問題的優(yōu)化算法，設(shè)計了縱向和橫航向多種模式在線自動配平系統(tǒng)，并給出了在線配平系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)流程 。仿真結(jié)果表明，工程模擬器實(shí)現(xiàn)了縱向和橫航向多種模式的在線自動配平功能，并且改進(jìn)的最速下降法避免了求解解析式，計算量少，收斂速度快，穩(wěn)定性好，易于工程實(shí)現(xiàn)，可以實(shí)現(xiàn)全飛行包線內(nèi)的配平。在模擬器試驗(yàn)應(yīng)用過程中，在線自動配平系統(tǒng)具備很強(qiáng)的可操作性，提高了模擬器試驗(yàn)效率，能全方位滿足飛機(jī)型號試驗(yàn)需求，具有重要的工程應(yīng)用價值。

【關(guān)鍵詞】多種模式；在線；飛機(jī)自動配平；工程模擬器；最速下降法

中圖分類號：V211.73，V249.1 文獻(xiàn)標(biāo)識碼： A 文章編號： 2095-2457（2018）23-0001-006

DOI：10.19694/j.cnki.issn2095-2457.2018.23.001

【Abstract】Some deficiencies of three aircraft trim methods were analyzed in engineering simulator test.Basic principle of aircraft trim problem and optimization algorithm for calculating trim problem was in-depth discussion.This paper designed an Multi-mode Online Aircraft Auto-Trim System for longitudinal and lateral-directional trim，and given implementation procedure of the multi-mode Online Aircraft Auto-Trim System.The result shows that the Multi-mode Online Aircraft Auto-Trim System works very well，and modified steepest descent method is correct and effective，which has a low amount of computation， fast rate of convergence，and good stability.It can be easily realized in a project， and can obtain trim state in full flight envelope.The Multi-mode Online Aircraft Auto-Trim System was easy to achieve trimming aircraft，and can meet aircraft type test requirement，and improve test efficiency observably during engineering simulator test.This conclusion is achievable and of important engineering value.

【Key words】Multi-mode；Online；Aircraft auto-trim System；Engineering simulator；Steepest descent method

0 引言

特殊狀態(tài)重置是想定設(shè)置的一種，一般包括定常飛行，如定直平飛[1]、單發(fā)失效飛行[11]、定常直線側(cè)滑飛行[10]、穩(wěn)態(tài)轉(zhuǎn)彎、拉起和推到[2]等，用來為了特定的訓(xùn)練/試驗(yàn)要求選定特定的飛機(jī)狀態(tài)。工程模擬器是一種人在環(huán)的飛行仿真設(shè)備，在工程模擬器試驗(yàn)時，為了確保準(zhǔn)確達(dá)到預(yù)定試驗(yàn)點(diǎn)，通常需要將飛機(jī)配平到特定試驗(yàn)狀態(tài)。在配平的基礎(chǔ)上，飛行員按照試驗(yàn)科目的動作要求完成試驗(yàn)動作。通常情況下，工程模擬器試驗(yàn)時，配平試驗(yàn)點(diǎn)大多采用以下三種方法：

1）試驗(yàn)人員設(shè)置一定的飛行場景，飛行員根據(jù)試驗(yàn)要求，手動飛行到期望的試驗(yàn)點(diǎn)進(jìn)行配平，然后再進(jìn)行試驗(yàn)動作。

2）試驗(yàn)前，對每一個試驗(yàn)科目進(jìn)行線下計算出配平所需的參數(shù)。試驗(yàn)過程中，試驗(yàn)人員在工程模擬器的綜合控制臺上手動設(shè)置計算出來的參數(shù)值和飛機(jī)構(gòu)型，如重量、重心、高度、速度、飛機(jī)起落架收放位置、襟縫翼位置等基本構(gòu)型，以及俯仰角、迎角、發(fā)動機(jī)推力、水平安定面的配平位置等相關(guān)配平參數(shù)，使飛機(jī)進(jìn)入要求的配平狀態(tài)。如此將近10個飛機(jī)參數(shù)的手動輸入占用了較多的試驗(yàn)時間且容易出錯。

3）將所有試驗(yàn)點(diǎn)在線下進(jìn)行計算得到相關(guān)配平參數(shù)值，將參數(shù)值以構(gòu)型數(shù)據(jù)文件的形式存儲在試驗(yàn)數(shù)據(jù)庫中，可以選擇試驗(yàn)點(diǎn)進(jìn)行試驗(yàn)。

方法1）、2）的缺陷：人為因素太多，單次試驗(yàn)的工作量比較大，占用了較多的試驗(yàn)時間且容易出錯，而且當(dāng)需要重復(fù)進(jìn)行同一狀態(tài)試驗(yàn)時，需要飛行員重復(fù)進(jìn)行手動飛行到期望試驗(yàn)點(diǎn)，或者由操作人員重新輸入諸多配平參數(shù)，這不僅增加了飛行員、試驗(yàn)操作人員的工作負(fù)擔(dān)，而且讓試飛工程師、觀察員都進(jìn)入了不必要的等待中，延長了每個試驗(yàn)科目的試驗(yàn)時間，降低了試驗(yàn)效率，影響了試驗(yàn)進(jìn)度，浪費(fèi)了人力、精力和財力。另外，配平計算需要涉及飛機(jī)空氣動力模型、六自由度運(yùn)動方程等，線下計算時需保證線下模型運(yùn)行與工程模擬器閉環(huán)運(yùn)行的一致，增加了工作量和誤差。

方法3）的缺陷：同樣存在線下計算的缺點(diǎn)。另外，此方法只能實(shí)現(xiàn)一種配平方式，解決了一些固定試驗(yàn)點(diǎn)的重復(fù)配平問題，但不能做到試驗(yàn)狀態(tài)點(diǎn)的實(shí)時更改和變化，若試驗(yàn)中臨時對試驗(yàn)狀態(tài)有所改動或增添，需要先進(jìn)行線下計算然后添加到數(shù)據(jù)庫中，或者按照方法1）由飛行員手動調(diào)整至配平狀態(tài)，不能立即實(shí)施試驗(yàn)，增加了不便，不能適應(yīng)工程模擬器試驗(yàn)特別是研發(fā)試驗(yàn)階段試驗(yàn)狀態(tài)的多變性和復(fù)雜性。

針對以上問題，本文設(shè)計了一種工程模擬器在線配平系統(tǒng)，可以快速滿足試驗(yàn)條件，可以快速方便的增減試驗(yàn)狀態(tài)點(diǎn)基本構(gòu)型，自動進(jìn)行配平算法解算，通過相關(guān)接口設(shè)備驅(qū)動發(fā)動機(jī)油門桿和相關(guān)舵面，使飛機(jī)快速達(dá)到期望的配平狀態(tài)，提高工程模擬器試驗(yàn)效率。

1 工程模擬器

工程模擬器是人在回路的飛機(jī)半實(shí)物仿真平臺，貫穿于飛機(jī)系統(tǒng)研制的各個階段，主要用于飛行控制律、飛行控制系統(tǒng)功能設(shè)計與驗(yàn)證、飛行品質(zhì)評估、飛機(jī)與相關(guān)系統(tǒng)性能匹配性研究和評估、系統(tǒng)功能危害性試驗(yàn)（FHA）以及試飛機(jī)組培訓(xùn)等，工程模擬器還將支持飛機(jī)的改型設(shè)計。

工程模擬器是一個高度復(fù)雜的系統(tǒng)，既包括由大量數(shù)學(xué)仿真模型來模擬的“虛擬系統(tǒng)”，也采用飛機(jī)的部分真實(shí)系統(tǒng)/器件或者仿真件。工程模擬器一般主要由駕駛艙結(jié)構(gòu)與駕駛艙設(shè)備仿真系統(tǒng)、主飛行仿真系統(tǒng)、飛控仿真系統(tǒng)、航電仿真系統(tǒng)、視景系統(tǒng)、六自由度運(yùn)動系統(tǒng)、聲音仿真系統(tǒng)、綜合控制臺系統(tǒng)、硬件接口系統(tǒng)、計算機(jī)實(shí)時仿真及網(wǎng)絡(luò)系統(tǒng)和環(huán)境與支持系統(tǒng)等分系統(tǒng)組成，通過建模與仿真技術(shù)，為工程師和飛行員提供了具有運(yùn)動感覺和高逼真度模擬飛行環(huán)境的設(shè)計試驗(yàn)平臺。

2 配平最優(yōu)化問題描述

飛機(jī)處于平衡狀態(tài)，則飛機(jī)所受合力和合力矩為零，則飛機(jī)機(jī)體軸三個線加速度和三個角加速度為零。因此，選取線加速度和角加速度平方和作為性能指標(biāo)：

在待求的狀態(tài)變量中根據(jù)平衡狀態(tài)類型來控制變量，在側(cè)風(fēng)配平重定位設(shè)計時，選取迎角、側(cè)滑角、滾轉(zhuǎn)角、操縱面（升降舵、方向舵、副翼）偏角、發(fā)動機(jī)油門位置作為待優(yōu)化的控制變量。補(bǔ)充適當(dāng)?shù)妮o助方程后，性能指標(biāo)f成為控制變量的函數(shù)，即給定一組控制變量后，根據(jù)運(yùn)動方程可唯一求解性能指標(biāo)f值。在性能指標(biāo)f取最小值時對應(yīng)的最優(yōu)控制量為所求的飛機(jī)平衡點(diǎn)狀態(tài)量，其他狀態(tài)變量可根據(jù)運(yùn)動學(xué)及幾何關(guān)系求得。

3 優(yōu)化算法及配平實(shí)現(xiàn)

3.1 改進(jìn)的最速下降法

為了求解性能指標(biāo)f（？孜）的極值，一般使用梯度法[1][6]和直接搜索法。直接搜索法是一種通過比較目標(biāo)函數(shù)值的大小來尋求極值的方法；梯度法通過沿梯度方向來尋求極值的方法。在飛行仿真系統(tǒng)優(yōu)化計算時，常用的直接搜索法包括單純形法、模式搜索[3]、遺傳算法[6][8][9]、模擬退火算法、粒子群算法[7]等，但這些算法考慮過于全面，程序設(shè)計較為復(fù)雜，計算量大，收斂速度慢，在工程模擬器中應(yīng)用較為困難；常用的梯度法有最速下降法、共軛梯度法等，梯度法需要推導(dǎo)解析式，而在氣動模型、發(fā)動機(jī)模型求導(dǎo)時涉及了非常多的含有？灼的項(xiàng)，推導(dǎo)解析式很難實(shí)現(xiàn)，直接在工程模擬器上應(yīng)用難度較大。本文綜合考慮計算量、收斂速度、優(yōu)化算法程序代碼在工程模擬器上實(shí)現(xiàn)難易程度等因素，借鑒最速下降法的思想，對最速下降法進(jìn)行改進(jìn)，來迭代運(yùn)算配平狀態(tài)，改進(jìn)后的最速下降法迭代公式為：

為工程經(jīng)驗(yàn)系數(shù)，G為機(jī)體軸上當(dāng)前時刻的合外力或合力矩。

將改進(jìn)后的最速下降法應(yīng)用于配平問題的流程如圖1所示。改進(jìn)后的最速下降法調(diào)整控制量？孜，使性能指標(biāo)值逐漸趨于最小化。當(dāng)滿足結(jié)束條件之后，仿真運(yùn)算結(jié)束并輸出最優(yōu)的？孜值。

4 工程模擬器在線配平系統(tǒng)設(shè)計

根據(jù)工程模擬器的試驗(yàn)使用需求，需要在綜合控制臺設(shè)置重量、重心、高度、速度后，根據(jù)當(dāng)時飛機(jī)起落架收放位置、襟縫翼位置等相關(guān)參數(shù)，自動解算飛機(jī)各配平模式需要的迎角、側(cè)滑角、油門桿位置以及操縱面（升降舵、方向舵、副翼）偏角等的配平位置，使飛機(jī)能夠在設(shè)置完成后快速進(jìn)入要求的穩(wěn)定配平狀態(tài)；在配平解算的基礎(chǔ)上，工程模擬器能夠根據(jù)配平計算的所需舵面角度，以設(shè)定的移動速率驅(qū)動腳蹬和副翼配平開關(guān)到達(dá)所需要的位置；根據(jù)配平計算的所需推力，以設(shè)定的油門桿移動速率驅(qū)動油門桿移動到合適的位置，使發(fā)動機(jī)提供滿足閾值要求的所需推力。

自動配平模式分為縱向配平和橫航向配平，配平模式及功能見表1。

在線自動配平系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)過程如下：

a）加載試驗(yàn)狀態(tài)點(diǎn)

將包含重量、重心、高度、速度、航跡角、發(fā)動機(jī)推力、水平安定面位置參數(shù)的試驗(yàn)狀態(tài)點(diǎn)需求文件導(dǎo)入到工程模擬器配平文件系統(tǒng)，以編號標(biāo)識，列表顯示；

根據(jù)預(yù)先設(shè)定的試驗(yàn)構(gòu)型文件。

b）選擇配平方式

配平方式在人機(jī)界面上顯示，可直接選擇。

c）試驗(yàn)狀態(tài)點(diǎn)設(shè)置

確定試驗(yàn)點(diǎn)時需操作人員確定試驗(yàn)點(diǎn)的起落架收放、襟縫翼卡位等構(gòu)型信息。如果是試驗(yàn)狀態(tài)需求文件中的試驗(yàn)點(diǎn)，則選擇試驗(yàn)狀態(tài)點(diǎn)編號，飛機(jī)自動解算配平參數(shù)；如果臨時增加或修改狀態(tài)點(diǎn)，確定配平模式后，可以只輸入飛機(jī)重量、重心、高度、空速4個參數(shù)，即可完成在線配平。

d）在線配平解算

確定的配平方式和試驗(yàn)點(diǎn)構(gòu)型，調(diào)用配平優(yōu)化算法解算。實(shí)現(xiàn)飛行仿真系統(tǒng)的配平算法：能夠根據(jù)設(shè)置的高度、速度、重量、重心、襟縫翼位置、減速板位置、起落架位置等參數(shù)，解算配平狀態(tài)的迎角、所需水平安定面角度、所需發(fā)動機(jī)推力、副翼角度和方向舵角度等參數(shù)；

e）配平驅(qū)動

配平驅(qū)動是根據(jù)配平解算出來的參數(shù)，對相關(guān)硬件進(jìn)行主動控制驅(qū)動以達(dá)到配平所需的量值。驅(qū)動完成后工程模擬器達(dá)到所要求的配平狀態(tài)。驅(qū)動完成后會有驅(qū)動完成標(biāo)志指示。

f）實(shí)現(xiàn)水平安定面的配平驅(qū)動

能夠根據(jù)配平計算的所需水平安定面角度，在短時間內(nèi)驅(qū)動水平安定面開關(guān)到達(dá)所需要的位置；

g）實(shí)現(xiàn)油門桿的配平驅(qū)動

能夠根據(jù)配平計算的所需推力，短時間內(nèi)驅(qū)動油門桿移動到合適的位置，使發(fā)動機(jī)提供滿足閾值要求的所需推力；

h）實(shí)現(xiàn)副翼和方向舵的配平驅(qū)動

能夠根據(jù)橫航向配平所解算出的副翼和方向舵，短時間內(nèi)驅(qū)動副翼配平開關(guān)和腳蹬到所需位置；

i）實(shí)現(xiàn)配平過程的邏輯控制

能夠正確響應(yīng)配平的邏輯，只有在配平完成后才能實(shí)現(xiàn)“飛行解凍”，并能夠在解凍后配平位置基礎(chǔ)上滿足人工調(diào)節(jié)水平安定面的功能，解凍后在此配平基礎(chǔ)上滿足人工調(diào)節(jié)油門桿進(jìn)而控制推力的功能。

工程模擬器在線自動配平系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)流程見圖4所示。

5 仿真計算結(jié)果及分析

本文以平飛配平和協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎配平為例，計算飛機(jī)配平狀態(tài)。為了充分驗(yàn)證工程模擬器配平功能，可選擇不同的飛機(jī)高度、重量、重心、速度、起落架和襟翼位置的試驗(yàn)狀態(tài)點(diǎn)。

5.1 協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎

平飛配平試驗(yàn)狀態(tài)點(diǎn)見表2。

計算所得配平狀態(tài)量為：

在配平解算的基礎(chǔ)上，工程模擬器驅(qū)動水平安定面和油門桿到達(dá)所需位置，解凍“飛行凍結(jié)”，進(jìn)入模擬飛行狀態(tài)，飛機(jī)飛行航跡和各配平量見圖 5至圖 9。

從表3中可以看出，通過重定位設(shè)置，工程模擬器自動解算出平飛配平所需要的迎角、發(fā)動機(jī)推力以及水平安定面偏角的配平位置，此時飛機(jī)所受的合力和合力矩均為零，表明飛機(jī)在設(shè)置完成后進(jìn)入要求的穩(wěn)定配平狀態(tài)。從圖5、圖6可以看出，在模擬飛行條件下，飛機(jī)保持定高度等速直線飛行；從圖7至圖9可以看出，在飛機(jī)保持定高度等速直線飛行條件下，迎角、發(fā)動機(jī)推力以及水平安定面偏角基本保持不變，飛機(jī)所受的合力和合力矩均基本為零，飛機(jī)處于穩(wěn)定飛行狀態(tài)。

5.2 協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎

協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎試驗(yàn)狀態(tài)點(diǎn)見表 4。

計算所得配平狀態(tài)量為：

在配平解算的基礎(chǔ)上，模擬器驅(qū)動水平安定面和油門桿到達(dá)所需位置，解凍“飛行凍結(jié)”，進(jìn)入模擬飛行狀態(tài)，飛機(jī)飛行航跡和各配平量見圖10至圖15。

從表7中可以看出，通過重定位設(shè)置，工程模擬器自動解算出平飛配平所需要的迎角、滾轉(zhuǎn)角、發(fā)動機(jī)推力以及操縱面（水平安定面、方向舵、副翼）偏角的配平位置，此時在機(jī)體坐標(biāo)系下飛機(jī)在各軸所受的合力矩為零，飛機(jī)在x軸所受的合外力為零，飛機(jī)在z軸所受的合外力基本為零，飛機(jī)在y軸所受的合外力為常值，提供飛機(jī)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎向心力；分析表明飛機(jī)在重定位設(shè)置完成后進(jìn)入要求的穩(wěn)定配平狀態(tài)。從圖10、圖11可以看出，模擬器飛行解凍進(jìn)入模擬飛行時，飛機(jī)保持協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎飛行；從圖12至圖15可以看出，在協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎飛行時，迎角、滾轉(zhuǎn)角、發(fā)動機(jī)推力以及水平安定面偏角基本保持不變，飛機(jī)在各軸所受的合力矩為零，在x，z軸所受的合外力為零，在y軸所受的合外力為常值，表明飛機(jī)處于穩(wěn)定飛行狀態(tài)。

6 結(jié)語

本文對基于工程模擬器的飛機(jī)配平問題進(jìn)行了深入的研究，設(shè)計了工程模擬器在線配平系統(tǒng)。仿真結(jié)果表明，本文設(shè)計的工程模擬器在線配平系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)了縱向和橫航向多種模式的在線自動配平功能，并且具備以下優(yōu)點(diǎn)：①全程無需人工在環(huán)干預(yù)，可靈活增加和修改試驗(yàn)狀態(tài)點(diǎn)；②當(dāng)需要增加或修改試驗(yàn)狀態(tài)時，只需要輸入簡單的4個基本參數(shù)即可完成縱向平飛配平，減少飛行員和模擬器操作人員的工作量，降低了因線下計算和手動輸入等產(chǎn)生的錯誤機(jī)率；③支持多模式配平選擇，基本實(shí)現(xiàn)了飛機(jī)飛行及試驗(yàn)所需的各種配平模式需要；④無需線下計算，實(shí)現(xiàn)在線自動化。在線配平算法解算，自動完成配平所需的發(fā)動機(jī)推力和舵面驅(qū)動，實(shí)現(xiàn)配平后的主動控制技術(shù)，有效的提高了試驗(yàn)效率，縮短試驗(yàn)周期，節(jié)省試驗(yàn)成本，不需要線下重構(gòu)一套仿真系統(tǒng)，避免了因線下與工程模擬器閉環(huán)構(gòu)型不一致導(dǎo)致的計算差異問題。

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