介紹飛機氣動參數(shù)辨識技術(shù)應用中的注意事項論文
摘要：在介紹飛機氣動參數(shù)辨識原理的基礎上, 論述了該技術(shù)在飛機氣動設計、飛行品質(zhì)鑒定、飛行模擬機的飛行動力學模型開發(fā)等方面的應用情況, 提出了涉及飛機試飛、模型開發(fā)等技術(shù)應用場景中的相關(guān)注意事項。
關(guān)鍵詞：飛機; 氣動參數(shù)辨識; 試飛; 仿真;
引言
目前, 常用的飛機氣動建模技術(shù)手段有三種[1]:流體力學、風洞試驗和飛行試驗。基于飛行試驗數(shù)據(jù)的飛機氣動力參數(shù)辨識技術(shù)作為最重要的手段之一, 受到了越來越多的重視, 并被廣泛地應用于校正飛機氣動參數(shù)的流體力學計算和風洞試驗結(jié)果、飛行品質(zhì)評價、飛行模擬機建模仿真等方面。本文結(jié)合飛機/飛行模工程研制工作, 詳細介紹該技術(shù)的具體應用現(xiàn)狀, 并提出相關(guān)注意事項。
1 氣動參數(shù)辨識原理
飛機氣動力參數(shù)辨識作為飛機動力學系統(tǒng)辨識中發(fā)展最為成熟的一個分支, 是系統(tǒng)辨識理論在飛行動力學系統(tǒng)方面的具體應用。該辨識通過測量飛機的發(fā)動機推力 (測算) 、舵面偏轉(zhuǎn)和飛行狀態(tài)數(shù)據(jù), 以飛機氣動模型和飛機飛行動力方程作為狀態(tài)方程, 以上述測量得到的數(shù)據(jù)作為狀態(tài)量和觀測量, 以此建立作用于飛機的空氣動力 (矩) 與飛機運動狀態(tài)參數(shù)和控制輸入之間的解析關(guān)系式[2]。在圖1所示的辨識基本原理中, 激勵信號、辨識模型、參數(shù)估計和結(jié)果驗證是辨識結(jié)果可信度的四大影響因素。
圖1 飛機氣動力參數(shù)辨識的基本原理
激勵信號設計是通過舵偏操縱信號的優(yōu)化設計, 充分激勵飛機的運動特性, 確保飛機的運動模態(tài)信息盡可能多地包含在飛機試飛數(shù)據(jù)中[3]。辨識模型建立是基于空氣動力學的先驗知識初步確定模型的結(jié)構(gòu), 將模型辨識問題轉(zhuǎn)化為參數(shù)估計問題。辨識方法應用是選取合適的參數(shù)尋優(yōu)準則和算法, 通過飛機真實響應與模型仿真響應之間的差異進行模型參數(shù)的優(yōu)化。辨識結(jié)果驗證是確保建立的數(shù)學模型能夠合理、精確地表征飛機的飛行動力學特性。
2 在飛機氣動設計中的應用
在飛機的工程研制中建立準確的飛機氣動模型, 是飛行控制律參數(shù)調(diào)整、工程模擬機仿真等工作的前提和基礎。而在飛機的初步/詳細設計階段, 飛機氣動模型的建立通常通過流體力學計算和風洞試驗兩種技術(shù)手段實現(xiàn), 但其模型的精度往往與真實飛機存在明顯的差異。因此, 飛機制造商多在飛機的研發(fā)試飛中開展相應的飛行試驗, 采用氣動力參數(shù)辨識技術(shù)對試飛數(shù)據(jù)進行辨識, 并對前述建立的飛機氣動模型進行修正和驗證。
流體力學計算/風洞試驗結(jié)果具有數(shù)據(jù)狀態(tài)范圍廣、密集等特點, 但對飛機飛行動態(tài)特性的模擬不夠精確;氣動參數(shù)辨識結(jié)果具有單狀態(tài)點精度高、與飛機飛行動態(tài)特性匹配度高等特點, 但其數(shù)據(jù)的狀態(tài)范圍和狀態(tài)點密集程度不及前兩種技術(shù)手段, 且試飛的代價也較高。因此, 將三種技術(shù)手段的緊密結(jié)合起來, 互為補充和修正, 才能夠最終確定一個精確、可靠的氣動模型。
在此應用過程中, 需要注意的是:辨識模型的結(jié)構(gòu)與參數(shù)的物理意義。由于飛行控制律調(diào)參的基礎是飛機本體的氣動參數(shù), 因此氣動力參數(shù)辨識的主要目標也應當是該部分氣動參數(shù)而非全部氣動參數(shù)。這就要求建立辨識模型時, 應注重模型結(jié)構(gòu)與模型參數(shù)的物理意義, 為辨識結(jié)果在氣動模型修正中的應用做好對接準備;同時, 根據(jù)辨識的總體目標與方案, 制定相應的飛機氣動力參數(shù)辨識試飛方案。
3 在飛行品質(zhì)評價中的應用
在民機的適航取證中, CCAR-25.181 (b) 條款規(guī)定:在相應于飛機形態(tài)的1.2Vs和最大允許速度之間產(chǎn)生的任何橫向和航向組合振蕩 (荷蘭滾) , 在操縱松浮情況下, 必須受到正阻尼, 而且必須依靠正常使用主操縱就可加以控制, 無需特殊的駕駛技巧。因此, 對于如何利用飛機試飛數(shù)據(jù), 計算出飛機荷蘭滾運動模態(tài)的阻尼比, 是飛機飛行品質(zhì)適航符合性評定的重要內(nèi)容之一。
目前, 常用的荷蘭滾阻尼比計算通常采用名為“峰峰值”的基于工程經(jīng)驗的幾何方法。該方法作為一種簡單、實用的阻尼比計算方法, 在實際工程中得到了廣泛的應用, 但對于阻尼較小的近中立振蕩運動模型, 由于以下兩個因素易造成一定的不準確性: (1) 確定峰值點個數(shù)時具有一定的主觀隨意性 (峰值點個數(shù)不同, 其阻尼比計算結(jié)果也不相同) ; (2) 僅利用飛機的單一飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)進行阻尼比計算 (無法全面表現(xiàn)荷蘭滾的動態(tài)特性) 。因此, 對于機械控制的飛機, 利用氣動力參數(shù)辨識手段獲取飛機本體的主要氣動參數(shù)后, 采用橫航向線性運動方程進行荷蘭滾的阻尼比計算是一種可行的技術(shù)途徑 (對于電傳飛機, 可采用高階系統(tǒng)等效技術(shù)實現(xiàn)) 。
在此技術(shù)應用中, 有兩點需要注意: (1) 辨識對象不同 (機械控制飛機與電傳控制飛機) , 其采用的'技術(shù)手段不同 (都屬于系統(tǒng)辨識技術(shù)范疇) ; (2) “峰峰值”法的數(shù)據(jù)對象多為采用“方向舵倍脈沖”操縱的試飛數(shù)據(jù), 基于辨識的計算方法的數(shù)據(jù)對象應盡可能采用“副翼+方向舵雙倍脈沖”操縱的試飛數(shù)據(jù)。
4 在飛行模擬機模型開發(fā)中的應用
氣動模型的開發(fā)是飛行模擬機研制的關(guān)鍵和難點, 是模擬機精確模擬飛機性能/品質(zhì)的基礎, 很大程度上決定著模擬機能否根據(jù)一定的技術(shù)標準[4], 通過民航局的模擬機等級鑒定。無論是世界一流的飛機制造商, 還是飛行模擬機制造商, 其提供的模擬機氣動模型均是結(jié)合了試飛數(shù)據(jù)辨識值的結(jié)果, 并且經(jīng)過了飛機試飛數(shù)據(jù)的對比驗證[5]。
氣動力參數(shù)辨識技術(shù)在飛機氣動設計中的應用與其在飛行模擬機模型開發(fā)中的應用, 兩者具有很大的相似性:都從特定的飛機試飛數(shù)據(jù)中辨識出飛機本體的氣動參數(shù), 繼而可以完成對初始氣動模型 (根據(jù)流體力學計算或風洞試驗結(jié)果建立) 的校準, 最終建立一個精確的氣動模型。但同時, 兩者在具體應用技術(shù)時又有不同點:前者注重的是控制律調(diào)參點的飛機的重點氣動參數(shù), 后者注重的是相關(guān)氣動參數(shù)表現(xiàn)出的整體飛行特性。
5 結(jié)束語
飛機氣動力參數(shù)辨識作為一種工程應用類技術(shù), 正日益廣泛地應用到諸多工作場景和環(huán)節(jié)中。雖然辨識的原理和方法基本相同, 但辨識技術(shù)的具體應用場景不同, 決定了辨識的輸入———飛機試飛數(shù)據(jù)的采集要求和方案不同, 也決定了辨識后的氣動模型修正的原則和要求不同。
參考文獻
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