飛機(jī)氣動(dòng)力參數(shù)辨識(shí)技術(shù)的工程應(yīng)用

吳朝++吳敦剛++桂敬冉++王玉金

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

中圖分類號(hào)：V271.1 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A 文章編號(hào)：2095-2945（2017）29-0141-02

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)問題轉(zhuǎn)化為參數(shù)估計(jì)問題。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，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]，通過民航局的模擬機(jī)等級(jí)鑒

定。無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

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。

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