虛擬試飛中的橫航向品質(zhì)研究

支真莉

虛擬試飛中的橫航向品質(zhì)研究

支真莉

以simulink環(huán)境開發(fā)的虛擬試飛平臺為基礎(chǔ)，使用頻域低階等效系統(tǒng)的方法對某型機橫航向飛行品質(zhì)進行分析研究，通過四種激勵輸入對三個等效擬配模型的擬配計算，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)論對虛擬試飛和實際試飛起到了一定的指導(dǎo)作用。

隨著我國航空工業(yè)的快速發(fā)展和自主研制能力的大幅提高，飛機復(fù)雜性的大幅增加、新概念的引入和機載軟件密集度的迅速提高，使飛行試驗越來越復(fù)雜、難度越來越大、風(fēng)險越來越高，因此必然會增加飛行試驗對地面試驗和模擬試驗的依賴性。目前在我國國防事業(yè)對先進航空武器系統(tǒng)迫切需要的形勢下，以及在飛機設(shè)計、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。通過虛擬飛行，可更加合理地安排試驗任務(wù)，更加準(zhǔn)確地判斷試飛員完成動作的質(zhì)量，更為有效地進行風(fēng)險監(jiān)控和風(fēng)險化解，從而減少一定試飛架次的浪費、提高試飛效率。

虛擬試飛平臺

虛擬試飛從使用觀點定義為“在典型的地面試驗設(shè)施上，如飛行模擬器、系統(tǒng)綜合試驗臺、測試臺和飛行試驗地面站，運行所選的飛行試驗任務(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)給定的高度速度點以及組合試驗狀態(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聯(lián)接的操縱桿裝置及鍵盤虛擬實現(xiàn)，飛行動態(tài)仿真機采集操縱指令并進行飛行動態(tài)仿真運算，存儲仿真結(jié)果并將結(jié)果發(fā)送給座艙虛擬機，進行飛機姿態(tài)、座艙視景、平顯、儀表、指示燈的仿真運算及動態(tài)顯示。本文基于simulink環(huán)境開發(fā)某型飛機的仿真計算軟件（包括空氣動力學(xué)模型、運動學(xué)模型、大氣模型、飛行控制系統(tǒng)模型、發(fā)動機模型等部分），并以該飛機風(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，通過網(wǎng)絡(luò)技術(shù)搭建監(jiān)控系統(tǒng)網(wǎng)絡(luò)，通過模擬器和監(jiān)控系統(tǒng)進行交聯(lián)，實現(xiàn)監(jiān)控系統(tǒng)對模擬器試驗的監(jiān)控；同時通過將飛機飛行狀態(tài)和飛行員動作傳輸給模擬器，模擬器經(jīng)過計算將仿真結(jié)果再傳給監(jiān)控系統(tǒng)，實現(xiàn)飛行數(shù)據(jù)和模擬器數(shù)據(jù)的準(zhǔn)實時對比。

以此平臺為基礎(chǔ)，采用低階等效系統(tǒng)的方法對飛機的橫航向動態(tài)特性進行研究。按照GJB185-86的方法對飛機的操縱性、穩(wěn)定性進行定量的評價，選取與飛行試驗相同的高度、速度點進行地面試驗，通過對仿真結(jié)果進行等效系統(tǒng)擬配計算得到飛機的荷蘭滾頻率，阻尼比，滾轉(zhuǎn)時間常數(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)的時間常數(shù)，ζd和ωd分別為荷蘭滾模態(tài)的阻尼比和無阻尼自然頻率，ζφ和ωφ為等效零點阻尼比和固有頻率，Tβ1、Tβ2和Tβ3是等效分子時間常數(shù)。

本文選用基本模型的三種形式進行擬配計算。

模型一：單純航向輸入模型

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，進一步將模型簡化為：

這種簡化方法忽略了滾轉(zhuǎn)自由度，有時可能會導(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：單純橫向輸入模型

忽略姿態(tài)角，并且不考慮有利/不利偏航影響，模型可以簡化為：

這是常見的滾轉(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。

理論上來說，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)斗機設(shè)計技術(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。實際擬配計算中，由于飛機的特性通常并不都是已知的，選取哪種簡化模型進行擬配以及飛機的模態(tài)是否完全激發(fā)出來就顯得尤為重要。

等效系統(tǒng)方法

方程誤差估計法（EEM）

方程在頻率域中為：

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

這里方程誤差為：

方程誤差估計的價函數(shù)為：

可以通過價函數(shù)最小來獲得A ，B矩陣中的待估計的參數(shù)。

這里模型可以寫成傳遞函數(shù)的形式：

最小二乘價函數(shù)可以寫成：

但上述方程在實際計算中有一定缺陷，在實際使用時可以采用以下形式：

輸出誤差估計法（OEM）

OEM法假定的是沒有過程誤差，模型方程可寫為：

輸出誤差：

圖1　EEM框圖

方程誤差估計的價函數(shù)為：

可以通過下述公式來進行參數(shù)評估：

為了評估A、B、C、D四個矩陣中未知參數(shù)，可以根據(jù)價函數(shù)梯度來計算：

如果測量數(shù)據(jù)是頻響曲線形式，價函數(shù)還可以寫成以下形式：

某些時候，價函數(shù)被寫成幾部分，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函數(shù)：

其中w取0.0175。

本文采用方程誤差估計法（EEM）的結(jié)果作為輸出誤差估計法（OEM）的初值進行計算，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來討論某型機在Hp=5km， Vc=800km/h平飛時的橫航向動態(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的計算結(jié)果可以看出：

a 單純的航向或者橫向輸入雖然對等效擬配模型要求和計算都進行了簡化，并且易于辨識，但是可能沒有完全激勵飛機的響應(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候也會造成一定的困難，并不能完全確定哪種擬配模型更適合該機，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，想要得到橫航向動態(tài)特性也需要更多的試驗數(shù)據(jù)，降低了試飛效率；

表1　四種輸入響應(yīng)的計算結(jié)果

b 航向和橫向同時輸入激勵飛機得到響應(yīng)進行雙擬配，這種輸入方式在虛擬試飛中可以得到很好的應(yīng)用，并且能夠擬配計算出比較準(zhǔn)確的結(jié)果，但是實際試飛中，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進行擬配來等同雙輸入的雙擬配；

c 橫航向組合倍脈沖是一種增強飛機響應(yīng)的雙輸入激勵信號，不僅能夠更充分的激發(fā)飛機橫航向的各種模態(tài)，也易于在試飛中實現(xiàn)，并且在雙擬配模型的計算中得到更準(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，但是待辨識的參數(shù)多達17個，辨識的過程也會更復(fù)雜。另外，航向和橫向中哪個方向應(yīng)當(dāng)作為先輸入的通道，依然需要根據(jù)飛機的模態(tài)特性做出選擇；

d 需要指出的是，虛擬試飛的計算結(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算值偏小引起的。這在飛行品質(zhì)評價時，尤其是在一些特殊的狀態(tài)點，會影響到飛行品質(zhì)的評價結(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軍標(biāo)標(biāo)準(zhǔn)1的要求。

結(jié)語

本文通過在虛擬試飛中進行的橫航向品質(zhì)計算和分析，得到了虛擬試飛中更為實用有效的試驗方法和等效系統(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)，也對實際試飛工作起到了一定的指導(dǎo)作用。

支真莉

中國飛行試驗研究院

支真莉（1984-）女，漢族，河南省商水縣人，碩士，主要研究領(lǐng)域為飛機飛行品質(zhì)。

10.3969/j.issn.1001-8972.2015.18.004