介紹飛機(jī)氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)技術(shù)應(yīng)用中的注意事項(xiàng)論文
摘要：在介紹飛機(jī)氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)原理的基礎(chǔ)上, 論述了該技術(shù)在飛機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)、飛行品質(zhì)鑒定、飛行模擬機(jī)的飛行動(dòng)力學(xué)模型開發(fā)等方面的應(yīng)用情況, 提出了涉及飛機(jī)試飛、模型開發(fā)等技術(shù)應(yīng)用場(chǎng)景中的相關(guān)注意事項(xiàng)。
關(guān)鍵詞：飛機(jī); 氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí); 試飛; 仿真;
引言
目前, 常用的飛機(jī)氣動(dòng)建模技術(shù)手段有三種[1]:流體力學(xué)、風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)�；陲w行試驗(yàn)數(shù)據(jù)的飛機(jī)氣動(dòng)力參數(shù)辨識(shí)技術(shù)作為最重要的手段之一, 受到了越來(lái)越多的重視, 并被廣泛地應(yīng)用于校正飛機(jī)氣動(dòng)參數(shù)的流體力學(xué)計(jì)算和風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果、飛行品質(zhì)評(píng)價(jià)、飛行模擬機(jī)建模仿真等方面。本文結(jié)合飛機(jī)/飛行模工程研制工作, 詳細(xì)介紹該技術(shù)的具體應(yīng)用現(xiàn)狀, 并提出相關(guān)注意事項(xiàng)。
1 氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)原理
飛機(jī)氣動(dòng)力參數(shù)辨識(shí)作為飛機(jī)動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)辨識(shí)中發(fā)展最為成熟的一個(gè)分支, 是系統(tǒng)辨識(shí)理論在飛行動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)方面的具體應(yīng)用。該辨識(shí)通過(guò)測(cè)量飛機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)推力 (測(cè)算) 、舵面偏轉(zhuǎn)和飛行狀態(tài)數(shù)據(jù), 以飛機(jī)氣動(dòng)模型和飛機(jī)飛行動(dòng)力方程作為狀態(tài)方程, 以上述測(cè)量得到的數(shù)據(jù)作為狀態(tài)量和觀測(cè)量, 以此建立作用于飛機(jī)的空氣動(dòng)力 (矩) 與飛機(jī)運(yùn)動(dòng)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(shí)基本原理中, 激勵(lì)信號(hào)、辨識(shí)模型、參數(shù)估計(jì)和結(jié)果驗(yàn)證是辨識(shí)結(jié)果可信度的四大影響因素。
圖1 飛機(jī)氣動(dòng)力參數(shù)辨識(shí)的基本原理
激勵(lì)信號(hào)設(shè)計(jì)是通過(guò)舵偏操縱信號(hào)的優(yōu)化設(shè)計(jì), 充分激勵(lì)飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)特性, 確保飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)模態(tài)信息盡可能多地包含在飛機(jī)試飛數(shù)據(jù)中[3]。辨識(shí)模型建立是基于空氣動(dòng)力學(xué)的先驗(yàn)知識(shí)初步確定模型的結(jié)構(gòu), 將模型辨識(shí)問(wèn)題轉(zhuǎn)化為參數(shù)估計(jì)問(wèn)題。辨識(shí)方法應(yīng)用是選取合適的參數(shù)尋優(yōu)準(zhǔn)則和算法, 通過(guò)飛機(jī)真實(shí)響應(yīng)與模型仿真響應(yīng)之間的差異進(jìn)行模型參數(shù)的優(yōu)化。辨識(shí)結(jié)果驗(yàn)證是確保建立的數(shù)學(xué)模型能夠合理、精確地表征飛機(jī)的飛行動(dòng)力學(xué)特性。
2 在飛機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)中的應(yīng)用
在飛機(jī)的工程研制中建立準(zhǔn)確的飛機(jī)氣動(dòng)模型, 是飛行控制律參數(shù)調(diào)整、工程模擬機(jī)仿真等工作的前提和基礎(chǔ)。而在飛機(jī)的初步/詳細(xì)設(shè)計(jì)階段, 飛機(jī)氣動(dòng)模型的建立通常通過(guò)流體力學(xué)計(jì)算和風(fēng)洞試驗(yàn)兩種技術(shù)手段實(shí)現(xiàn), 但其模型的精度往往與真實(shí)飛機(jī)存在明顯的差異。因此, 飛機(jī)制造商多在飛機(jī)的研發(fā)試飛中開展相應(yīng)的飛行試驗(yàn), 采用氣動(dòng)力參數(shù)辨識(shí)技術(shù)對(duì)試飛數(shù)據(jù)進(jìn)行辨識(shí), 并對(duì)前述建立的飛機(jī)氣動(dòng)模型進(jìn)行修正和驗(yàn)證。
流體力學(xué)計(jì)算/風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果具有數(shù)據(jù)狀態(tài)范圍廣、密集等特點(diǎn), 但對(duì)飛機(jī)飛行動(dòng)態(tài)特性的模擬不夠精確;氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)結(jié)果具有單狀態(tài)點(diǎn)精度高、與飛機(jī)飛行動(dòng)態(tài)特性匹配度高等特點(diǎn), 但其數(shù)據(jù)的狀態(tài)范圍和狀態(tài)點(diǎn)密集程度不及前兩種技術(shù)手段, 且試飛的代價(jià)也較高。因此, 將三種技術(shù)手段的緊密結(jié)合起來(lái), 互為補(bǔ)充和修正, 才能夠最終確定一個(gè)精確、可靠的氣動(dòng)模型。
在此應(yīng)用過(guò)程中, 需要注意的是:辨識(shí)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(chǔ)是飛機(jī)本體的氣動(dòng)參數(shù), 因此氣動(dòng)力參數(shù)辨識(shí)的主要目標(biāo)也應(yīng)當(dāng)是該部分氣動(dòng)參數(shù)而非全部氣動(dòng)參數(shù)。這就要求建立辨識(shí)模型時(shí), 應(yīng)注重模型結(jié)構(gòu)與模型參數(shù)的物理意義, 為辨識(shí)結(jié)果在氣動(dòng)模型修正中的應(yīng)用做好對(duì)接準(zhǔn)備;同時(shí), 根據(jù)辨識(shí)的總體目標(biāo)與方案, 制定相應(yīng)的飛機(jī)氣動(dòng)力參數(shù)辨識(shí)試飛方案。
3 在飛行品質(zhì)評(píng)價(jià)中的應(yīng)用
在民機(jī)的適航取證中, CCAR-25.181 (b) 條款規(guī)定:在相應(yīng)于飛機(jī)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(wú)需特殊的駕駛技巧。因此, 對(duì)于如何利用飛機(jī)試飛數(shù)據(jù), 計(jì)算出飛機(jī)荷蘭滾運(yùn)動(dòng)模態(tài)的阻尼比, 是飛機(jī)飛行品質(zhì)適航符合性評(píng)定的重要內(nèi)容之一。
目前, 常用的荷蘭滾阻尼比計(jì)算通常采用名為“峰峰值”的基于工程經(jīng)驗(yàn)的幾何方法。該方法作為一種簡(jiǎn)單、實(shí)用的阻尼比計(jì)算方法, 在實(shí)際工程中得到了廣泛的應(yīng)用, 但對(duì)于阻尼較小的近中立振蕩運(yùn)動(dòng)模型, 由于以下兩個(gè)因素易造成一定的不準(zhǔn)確性: (1) 確定峰值點(diǎn)個(gè)數(shù)時(shí)具有一定的主觀隨意性 (峰值點(diǎn)個(gè)數(shù)不同, 其阻尼比計(jì)算結(jié)果也不相同) ; (2) 僅利用飛機(jī)的單一飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)進(jìn)行阻尼比計(jì)算 (無(wú)法全面表現(xiàn)荷蘭滾的動(dòng)態(tài)特性) 。因此, 對(duì)于機(jī)械控制的飛機(jī), 利用氣動(dòng)力參數(shù)辨識(shí)手段獲取飛機(jī)本體的主要?dú)鈩?dòng)參數(shù)后, 采用橫航向線性運(yùn)動(dòng)方程進(jìn)行荷蘭滾的阻尼比計(jì)算是一種可行的技術(shù)途徑 (對(duì)于電傳飛機(jī), 可采用高階系統(tǒng)等效技術(shù)實(shí)現(xiàn)) 。
在此技術(shù)應(yīng)用中, 有兩點(diǎn)需要注意: (1) 辨識(shí)對(duì)象不同 (機(jī)械控制飛機(jī)與電傳控制飛機(jī)) , 其采用的'技術(shù)手段不同 (都屬于系統(tǒng)辨識(shí)技術(shù)范疇) ; (2) “峰峰值”法的數(shù)據(jù)對(duì)象多為采用“方向舵倍脈沖”操縱的試飛數(shù)據(jù), 基于辨識(shí)的計(jì)算方法的數(shù)據(jù)對(duì)象應(yīng)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(jī)模型開發(fā)中的應(yīng)用
氣動(dòng)模型的開發(fā)是飛行模擬機(jī)研制的關(guān)鍵和難點(diǎn), 是模擬機(jī)精確模擬飛機(jī)性能/品質(zhì)的基礎(chǔ), 很大程度上決定著模擬機(jī)能否根據(jù)一定的技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)[4], 通過(guò)民航局的模擬機(jī)等級(jí)鑒定。無(wú)論是世界一流的飛機(jī)制造商, 還是飛行模擬機(jī)制造商, 其提供的模擬機(jī)氣動(dòng)模型均是結(jié)合了試飛數(shù)據(jù)辨識(shí)值的結(jié)果, 并且經(jīng)過(guò)了飛機(jī)試飛數(shù)據(jù)的對(duì)比驗(yàn)證[5]。
氣動(dòng)力參數(shù)辨識(shí)技術(shù)在飛機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)中的應(yīng)用與其在飛行模擬機(jī)模型開發(fā)中的應(yīng)用, 兩者具有很大的相似性:都從特定的飛機(jī)試飛數(shù)據(jù)中辨識(shí)出飛機(jī)本體的氣動(dòng)參數(shù), 繼而可以完成對(duì)初始?xì)鈩?dòng)模型 (根據(jù)流體力學(xué)計(jì)算或風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果建立) 的校準(zhǔn), 最終建立一個(gè)精確的氣動(dòng)模型。但同時(shí), 兩者在具體應(yīng)用技術(shù)時(shí)又有不同點(diǎn):前者注重的是控制律調(diào)參點(diǎn)的飛機(jī)的重點(diǎn)氣動(dòng)參數(shù), 后者注重的是相關(guān)氣動(dòng)參數(shù)表現(xiàn)出的整體飛行特性。
5 結(jié)束語(yǔ)
飛機(jī)氣動(dòng)力參數(shù)辨識(shí)作為一種工程應(yīng)用類技術(shù), 正日益廣泛地應(yīng)用到諸多工作場(chǎng)景和環(huán)節(jié)中。雖然辨識(shí)的原理和方法基本相同, 但辨識(shí)技術(shù)的具體應(yīng)用場(chǎng)景不同, 決定了辨識(shí)的輸入———飛機(jī)試飛數(shù)據(jù)的采集要求和方案不同, 也決定了辨識(shí)后的氣動(dòng)模型修正的原則和要求不同。
參考文獻(xiàn)
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