飛機動穩(wěn)定性分析中的問題及解決方法

李新建++李雅靜

摘 要：針對飛機動態(tài)特性分析過程中等效系統(tǒng)方法計算零點不準(zhǔn)確、試飛中倍脈沖動作計算不準(zhǔn)等問題，提出了系統(tǒng)零點計算方法，試飛輸入優(yōu)化方法。飛行試驗結(jié)果表明，使用本文提出的系統(tǒng)零點計算方法，可提高零點計算精度，并且可以減少試飛動作量，使用優(yōu)化后的輸入，實現(xiàn)試飛輸入簡單，辨識精確度提高，本文提供的方法大大提高試飛數(shù)據(jù)的利用率。

關(guān)鍵詞：動態(tài)特性分析 等效系統(tǒng) 零點計算

中圖分類號：V211 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A 文章編號：1674-098X（2014）08（a）-0072-03

在分析飛機動態(tài)特性、計算飛機特性指標(biāo)時目前最常用的方法是等效系統(tǒng)法，等效系統(tǒng)方法[1]的原理是利用一個擬配的低階系統(tǒng)來代替所要分析的高階系統(tǒng)，并利用這個擬配的低階系統(tǒng)得到的特性參數(shù)來評價對應(yīng)的高階系統(tǒng)。

在實際使用等效系統(tǒng)概念時，往往會碰見兩個問題：第一，等效擬配得到的系統(tǒng)零點值不準(zhǔn)確，導(dǎo)致計算結(jié)果有偏差；第二，使用倍脈沖動作進(jìn)行飛機動態(tài)特性分析時存在覆蓋頻率范圍過窄[2]，不能進(jìn)行擬配計算。該文針對這兩個問題提出解決方法，可用于試飛數(shù)據(jù)處理，供試飛研究人員參考。

1 等效系統(tǒng)

在工程計算分析中，需要作大量的簡化假設(shè)，在研究飛機動態(tài)特性分析時，假設(shè)飛機為剛體，忽略彈性效應(yīng)[3]。所謂等效系統(tǒng)是指在線性動力學(xué)過程中，用經(jīng)典系統(tǒng)或傳遞函數(shù)替代一個高階系統(tǒng)或傳遞函數(shù)，兩個系統(tǒng)在相同的初始條件下，受同樣的外界激勵作用，在一定的頻域范圍內(nèi)或時間區(qū)段內(nèi)，相應(yīng)輸出量在某個指標(biāo)意義下達(dá)到最相似，稱這種低階系統(tǒng)是滿足某些條件的高階系統(tǒng)的低階等效系統(tǒng)。

1797標(biāo)準(zhǔn)建議的縱向短周期等效系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型為：

（1）

通過使下列代價函數(shù)最?。?/p>

（2）

將高階系統(tǒng)等效成標(biāo)準(zhǔn)所給形式的低階系統(tǒng)，高階系統(tǒng)和低階系統(tǒng)的幅頻特性和相頻特性相差不大的情況下（失配包線內(nèi)），就能用低階系統(tǒng)的指標(biāo)值來評價高階系統(tǒng)的特性。

常規(guī)的進(jìn)行等效系統(tǒng)擬配計算的試飛動作是飛行員進(jìn)行倍脈沖或者掃頻，對時間歷程數(shù)據(jù)進(jìn)行快速傅里葉變換，在計算飛機縱向動特性時，使用俯仰桿力作為輸入，俯仰角速率作為輸出，在計算飛機橫航向模態(tài)特性時，使用腳蹬力作為輸入，側(cè)滑角作為輸出，用擬配技術(shù)得到相應(yīng)的傳遞函數(shù)。

2 問題提出及解決方法

在實際數(shù)據(jù)處理工作中，用等效系統(tǒng)進(jìn)行飛機動態(tài)特性分析時，存在兩個問題：第一，縱向短周期的等效飛機零點的值估計不準(zhǔn)；第二，由于腳蹬激勵不合適，導(dǎo)致荷蘭滾模態(tài)的參數(shù)計算不準(zhǔn)確，針對這兩個問題，本節(jié)提出了相應(yīng)的解決方法。

2.1 系統(tǒng)零點的估計方法

零點的計算值很重要，它直接影響操縱期望參數(shù)（CAP）的計算，從而影響對飛機飛行品質(zhì)等級的評定。在等效擬配過程中零點計算往往比較困難，計算得到的零點不準(zhǔn)確，軍標(biāo)中也存在自由零點還是固定零點的爭論，實際工作中由于擬配得到的零點不準(zhǔn)確，通常使用階躍計算零點值，這樣缺點：

加大了動作量，一個脈沖或掃頻必須對應(yīng)做一個階躍動作。

不能夠保證階躍動作和脈沖動作是在完全相同的狀態(tài)下進(jìn)行的。

這里介紹使用掃頻、倍脈沖、多個倍脈沖等動作計算零點的方法。

零點計算公式

（3）

由上式可以發(fā)現(xiàn)，要計算，首先要計算得到的值，而參數(shù)可以用掃頻低頻段的過載對迎角的平均斜率計算，選取掃頻動作開始段8s～10s的數(shù)據(jù)，如圖3所示，根據(jù)兩端數(shù)據(jù)計算過載對迎角的一階線性擬合，得到的一階線性方程的斜率就是的值，如圖4，圖中直線為。上式中Vtrue是飛機開始掃頻時的真速。

線性擬合后得到直線方程為：

斜率為0.346，所以有：

由式（3）計算得：

通過以上的方法，可以減少動作量，不需要縱向階躍動作，而且計算精確，保證計算得到的零點值和系統(tǒng)阻尼比和頻率是同一飛行狀態(tài)下得到的。

2.2 激勵的選擇方法

對于有些大型飛機，掃頻動作很困難甚至無法做出掃頻動作，尤其是在計算荷蘭滾模態(tài)時的腳蹬掃頻更是很難實現(xiàn)，所以在這種情況下，使用倍脈沖動作代替掃頻動作。而在試飛中，往往這類動作不能進(jìn)行計算或計算結(jié)果差。通過對比分析大量數(shù)據(jù)發(fā)現(xiàn)，桿或舵倍脈沖動作并不總能激起飛機振蕩，一個原因是因為能量不夠即倍脈沖幅值太??；另一個主要的原因是輸入倍脈沖頻率與飛機短周期或荷蘭滾模態(tài)的頻率相差太遠(yuǎn)，在飛機響應(yīng)的頻帶內(nèi)沒有能量，以致飛機響應(yīng)沒被激發(fā)出來，不能進(jìn)行等效計算。

使用Matlab軟件[4]對試飛數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，已知某型機荷蘭滾模態(tài)的頻率為0.95rad/s，阻尼比為0.5，圖3（a）、圖4（a）為該型機不同頻率腳蹬輸入和側(cè)滑角輸出的時間歷程圖，圖3（b）、圖4（b）為輸入輸出對應(yīng)的頻域分析，圖3（a）中的輸入時間短，激發(fā)的飛機側(cè)滑角響應(yīng)的最大幅值為0.8°，對應(yīng)圖3（b）的輸入頻域分析主要能量在3rad/s～5rad/s，輸出能量集中在0.6rad/s～1rad/s，但是幅值只有0.3，圖4（a）中的輸入時間長，激發(fā)的飛機側(cè)滑角響應(yīng)的最大幅值為2.8°，對應(yīng)圖4（b）的頻域分析主要能量在0.6rad/s～1rad/s，輸出能量集中在0.6rad/s～1rad/s，幅值12，對比兩個輸入的響應(yīng)可發(fā)現(xiàn)，輸入頻率與飛機頻率接近，激發(fā)的飛機響應(yīng)強烈，使用第2段數(shù)據(jù)進(jìn)行等效擬配，得到的高階低階頻響比較和時域比較如圖5所示，指標(biāo)計算結(jié)果為頻率0.92，阻尼比0.5，與飛機f真實值匹配，反之不能激起飛機響應(yīng)，第1段數(shù)據(jù)不能進(jìn)行擬配計算，或者擬配效果不佳。

故在使用倍脈沖輸入進(jìn)行飛機動特性指標(biāo)計算時，首先熟悉飛機各種狀態(tài)下的自然頻率，然后要求試飛員倍脈沖輸入時的頻率要盡量接近飛機的自然頻率，充分激發(fā)飛機的響應(yīng)，對這樣的數(shù)據(jù)進(jìn)行擬配會得到很好的結(jié)果。

3 結(jié)論

本文從實際出發(fā)，提出了系統(tǒng)零點的計算方法和對輸入的設(shè)置，很好地解決了飛機動態(tài)特性評價過程中存在的問題，通過實例驗證了方法的有效性。將本文方法應(yīng)用于實際飛機動態(tài)特性指標(biāo)計算，得到了很好的效果，使計算結(jié)果更準(zhǔn)確、擬配結(jié)果更合理，并且大大提高了試飛數(shù)據(jù)的利用率。

參考文獻(xiàn)

[1] 包立平，李春錦.評定增穩(wěn)飛機飛行品質(zhì)的縱向頻域等效系統(tǒng)法[J].北京航空學(xué)院學(xué)報，1984（4）：31-43.

[2] Klyde D H， Bachelder E N， Thompson P M，et al. Flying qualities parameter identification using short duration flight test inputs[C]//AIAA Atmospheric Flight Mechanics Conference and Exhibit. South Carolina： Hilton Head ， DOI：10.2514/6.2007-6385.

[3] 武虎子，唐長紅，耿建中.某運輸機縱向周期模態(tài)頻域仿真分析[J].系統(tǒng)仿真學(xué)報，2012（7）：1532-1536.

[4] 徐昕，李濤，伯曉晨.MATLAB工具箱應(yīng)用指南，控制工程篇[M].北京：電子工業(yè)出版社，2000：28-41.endprint

摘 要：針對飛機動態(tài)特性分析過程中等效系統(tǒng)方法計算零點不準(zhǔn)確、試飛中倍脈沖動作計算不準(zhǔn)等問題，提出了系統(tǒng)零點計算方法，試飛輸入優(yōu)化方法。飛行試驗結(jié)果表明，使用本文提出的系統(tǒng)零點計算方法，可提高零點計算精度，并且可以減少試飛動作量，使用優(yōu)化后的輸入，實現(xiàn)試飛輸入簡單，辨識精確度提高，本文提供的方法大大提高試飛數(shù)據(jù)的利用率。

關(guān)鍵詞：動態(tài)特性分析 等效系統(tǒng) 零點計算

中圖分類號：V211 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A 文章編號：1674-098X（2014）08（a）-0072-03

在分析飛機動態(tài)特性、計算飛機特性指標(biāo)時目前最常用的方法是等效系統(tǒng)法，等效系統(tǒng)方法[1]的原理是利用一個擬配的低階系統(tǒng)來代替所要分析的高階系統(tǒng)，并利用這個擬配的低階系統(tǒng)得到的特性參數(shù)來評價對應(yīng)的高階系統(tǒng)。

在實際使用等效系統(tǒng)概念時，往往會碰見兩個問題：第一，等效擬配得到的系統(tǒng)零點值不準(zhǔn)確，導(dǎo)致計算結(jié)果有偏差；第二，使用倍脈沖動作進(jìn)行飛機動態(tài)特性分析時存在覆蓋頻率范圍過窄[2]，不能進(jìn)行擬配計算。該文針對這兩個問題提出解決方法，可用于試飛數(shù)據(jù)處理，供試飛研究人員參考。

1 等效系統(tǒng)

在工程計算分析中，需要作大量的簡化假設(shè)，在研究飛機動態(tài)特性分析時，假設(shè)飛機為剛體，忽略彈性效應(yīng)[3]。所謂等效系統(tǒng)是指在線性動力學(xué)過程中，用經(jīng)典系統(tǒng)或傳遞函數(shù)替代一個高階系統(tǒng)或傳遞函數(shù)，兩個系統(tǒng)在相同的初始條件下，受同樣的外界激勵作用，在一定的頻域范圍內(nèi)或時間區(qū)段內(nèi)，相應(yīng)輸出量在某個指標(biāo)意義下達(dá)到最相似，稱這種低階系統(tǒng)是滿足某些條件的高階系統(tǒng)的低階等效系統(tǒng)。

1797標(biāo)準(zhǔn)建議的縱向短周期等效系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型為：

（1）

通過使下列代價函數(shù)最?。?/p>

（2）

將高階系統(tǒng)等效成標(biāo)準(zhǔn)所給形式的低階系統(tǒng)，高階系統(tǒng)和低階系統(tǒng)的幅頻特性和相頻特性相差不大的情況下（失配包線內(nèi)），就能用低階系統(tǒng)的指標(biāo)值來評價高階系統(tǒng)的特性。

常規(guī)的進(jìn)行等效系統(tǒng)擬配計算的試飛動作是飛行員進(jìn)行倍脈沖或者掃頻，對時間歷程數(shù)據(jù)進(jìn)行快速傅里葉變換，在計算飛機縱向動特性時，使用俯仰桿力作為輸入，俯仰角速率作為輸出，在計算飛機橫航向模態(tài)特性時，使用腳蹬力作為輸入，側(cè)滑角作為輸出，用擬配技術(shù)得到相應(yīng)的傳遞函數(shù)。

2 問題提出及解決方法

在實際數(shù)據(jù)處理工作中，用等效系統(tǒng)進(jìn)行飛機動態(tài)特性分析時，存在兩個問題：第一，縱向短周期的等效飛機零點的值估計不準(zhǔn)；第二，由于腳蹬激勵不合適，導(dǎo)致荷蘭滾模態(tài)的參數(shù)計算不準(zhǔn)確，針對這兩個問題，本節(jié)提出了相應(yīng)的解決方法。

2.1 系統(tǒng)零點的估計方法

零點的計算值很重要，它直接影響操縱期望參數(shù)（CAP）的計算，從而影響對飛機飛行品質(zhì)等級的評定。在等效擬配過程中零點計算往往比較困難，計算得到的零點不準(zhǔn)確，軍標(biāo)中也存在自由零點還是固定零點的爭論，實際工作中由于擬配得到的零點不準(zhǔn)確，通常使用階躍計算零點值，這樣缺點：

加大了動作量，一個脈沖或掃頻必須對應(yīng)做一個階躍動作。

不能夠保證階躍動作和脈沖動作是在完全相同的狀態(tài)下進(jìn)行的。

這里介紹使用掃頻、倍脈沖、多個倍脈沖等動作計算零點的方法。

零點計算公式

（3）

由上式可以發(fā)現(xiàn)，要計算，首先要計算得到的值，而參數(shù)可以用掃頻低頻段的過載對迎角的平均斜率計算，選取掃頻動作開始段8s～10s的數(shù)據(jù)，如圖3所示，根據(jù)兩端數(shù)據(jù)計算過載對迎角的一階線性擬合，得到的一階線性方程的斜率就是的值，如圖4，圖中直線為。上式中Vtrue是飛機開始掃頻時的真速。

線性擬合后得到直線方程為：

斜率為0.346，所以有：

由式（3）計算得：

通過以上的方法，可以減少動作量，不需要縱向階躍動作，而且計算精確，保證計算得到的零點值和系統(tǒng)阻尼比和頻率是同一飛行狀態(tài)下得到的。

2.2 激勵的選擇方法

對于有些大型飛機，掃頻動作很困難甚至無法做出掃頻動作，尤其是在計算荷蘭滾模態(tài)時的腳蹬掃頻更是很難實現(xiàn)，所以在這種情況下，使用倍脈沖動作代替掃頻動作。而在試飛中，往往這類動作不能進(jìn)行計算或計算結(jié)果差。通過對比分析大量數(shù)據(jù)發(fā)現(xiàn)，桿或舵倍脈沖動作并不總能激起飛機振蕩，一個原因是因為能量不夠即倍脈沖幅值太小；另一個主要的原因是輸入倍脈沖頻率與飛機短周期或荷蘭滾模態(tài)的頻率相差太遠(yuǎn)，在飛機響應(yīng)的頻帶內(nèi)沒有能量，以致飛機響應(yīng)沒被激發(fā)出來，不能進(jìn)行等效計算。

使用Matlab軟件[4]對試飛數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，已知某型機荷蘭滾模態(tài)的頻率為0.95rad/s，阻尼比為0.5，圖3（a）、圖4（a）為該型機不同頻率腳蹬輸入和側(cè)滑角輸出的時間歷程圖，圖3（b）、圖4（b）為輸入輸出對應(yīng)的頻域分析，圖3（a）中的輸入時間短，激發(fā)的飛機側(cè)滑角響應(yīng)的最大幅值為0.8°，對應(yīng)圖3（b）的輸入頻域分析主要能量在3rad/s～5rad/s，輸出能量集中在0.6rad/s～1rad/s，但是幅值只有0.3，圖4（a）中的輸入時間長，激發(fā)的飛機側(cè)滑角響應(yīng)的最大幅值為2.8°，對應(yīng)圖4（b）的頻域分析主要能量在0.6rad/s～1rad/s，輸出能量集中在0.6rad/s～1rad/s，幅值12，對比兩個輸入的響應(yīng)可發(fā)現(xiàn)，輸入頻率與飛機頻率接近，激發(fā)的飛機響應(yīng)強烈，使用第2段數(shù)據(jù)進(jìn)行等效擬配，得到的高階低階頻響比較和時域比較如圖5所示，指標(biāo)計算結(jié)果為頻率0.92，阻尼比0.5，與飛機f真實值匹配，反之不能激起飛機響應(yīng)，第1段數(shù)據(jù)不能進(jìn)行擬配計算，或者擬配效果不佳。

故在使用倍脈沖輸入進(jìn)行飛機動特性指標(biāo)計算時，首先熟悉飛機各種狀態(tài)下的自然頻率，然后要求試飛員倍脈沖輸入時的頻率要盡量接近飛機的自然頻率，充分激發(fā)飛機的響應(yīng)，對這樣的數(shù)據(jù)進(jìn)行擬配會得到很好的結(jié)果。

3 結(jié)論

本文從實際出發(fā)，提出了系統(tǒng)零點的計算方法和對輸入的設(shè)置，很好地解決了飛機動態(tài)特性評價過程中存在的問題，通過實例驗證了方法的有效性。將本文方法應(yīng)用于實際飛機動態(tài)特性指標(biāo)計算，得到了很好的效果，使計算結(jié)果更準(zhǔn)確、擬配結(jié)果更合理，并且大大提高了試飛數(shù)據(jù)的利用率。

參考文獻(xiàn)

[1] 包立平，李春錦.評定增穩(wěn)飛機飛行品質(zhì)的縱向頻域等效系統(tǒng)法[J].北京航空學(xué)院學(xué)報，1984（4）：31-43.

[2] Klyde D H， Bachelder E N， Thompson P M，et al. Flying qualities parameter identification using short duration flight test inputs[C]//AIAA Atmospheric Flight Mechanics Conference and Exhibit. South Carolina： Hilton Head ， DOI：10.2514/6.2007-6385.

[3] 武虎子，唐長紅，耿建中.某運輸機縱向周期模態(tài)頻域仿真分析[J].系統(tǒng)仿真學(xué)報，2012（7）：1532-1536.

[4] 徐昕，李濤，伯曉晨.MATLAB工具箱應(yīng)用指南，控制工程篇[M].北京：電子工業(yè)出版社，2000：28-41.endprint

摘 要：針對飛機動態(tài)特性分析過程中等效系統(tǒng)方法計算零點不準(zhǔn)確、試飛中倍脈沖動作計算不準(zhǔn)等問題，提出了系統(tǒng)零點計算方法，試飛輸入優(yōu)化方法。飛行試驗結(jié)果表明，使用本文提出的系統(tǒng)零點計算方法，可提高零點計算精度，并且可以減少試飛動作量，使用優(yōu)化后的輸入，實現(xiàn)試飛輸入簡單，辨識精確度提高，本文提供的方法大大提高試飛數(shù)據(jù)的利用率。

關(guān)鍵詞：動態(tài)特性分析 等效系統(tǒng) 零點計算

中圖分類號：V211 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A 文章編號：1674-098X（2014）08（a）-0072-03

在分析飛機動態(tài)特性、計算飛機特性指標(biāo)時目前最常用的方法是等效系統(tǒng)法，等效系統(tǒng)方法[1]的原理是利用一個擬配的低階系統(tǒng)來代替所要分析的高階系統(tǒng)，并利用這個擬配的低階系統(tǒng)得到的特性參數(shù)來評價對應(yīng)的高階系統(tǒng)。

在實際使用等效系統(tǒng)概念時，往往會碰見兩個問題：第一，等效擬配得到的系統(tǒng)零點值不準(zhǔn)確，導(dǎo)致計算結(jié)果有偏差；第二，使用倍脈沖動作進(jìn)行飛機動態(tài)特性分析時存在覆蓋頻率范圍過窄[2]，不能進(jìn)行擬配計算。該文針對這兩個問題提出解決方法，可用于試飛數(shù)據(jù)處理，供試飛研究人員參考。

1 等效系統(tǒng)

在工程計算分析中，需要作大量的簡化假設(shè)，在研究飛機動態(tài)特性分析時，假設(shè)飛機為剛體，忽略彈性效應(yīng)[3]。所謂等效系統(tǒng)是指在線性動力學(xué)過程中，用經(jīng)典系統(tǒng)或傳遞函數(shù)替代一個高階系統(tǒng)或傳遞函數(shù)，兩個系統(tǒng)在相同的初始條件下，受同樣的外界激勵作用，在一定的頻域范圍內(nèi)或時間區(qū)段內(nèi)，相應(yīng)輸出量在某個指標(biāo)意義下達(dá)到最相似，稱這種低階系統(tǒng)是滿足某些條件的高階系統(tǒng)的低階等效系統(tǒng)。

1797標(biāo)準(zhǔn)建議的縱向短周期等效系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型為：

（1）

通過使下列代價函數(shù)最?。?/p>

（2）

將高階系統(tǒng)等效成標(biāo)準(zhǔn)所給形式的低階系統(tǒng)，高階系統(tǒng)和低階系統(tǒng)的幅頻特性和相頻特性相差不大的情況下（失配包線內(nèi)），就能用低階系統(tǒng)的指標(biāo)值來評價高階系統(tǒng)的特性。

常規(guī)的進(jìn)行等效系統(tǒng)擬配計算的試飛動作是飛行員進(jìn)行倍脈沖或者掃頻，對時間歷程數(shù)據(jù)進(jìn)行快速傅里葉變換，在計算飛機縱向動特性時，使用俯仰桿力作為輸入，俯仰角速率作為輸出，在計算飛機橫航向模態(tài)特性時，使用腳蹬力作為輸入，側(cè)滑角作為輸出，用擬配技術(shù)得到相應(yīng)的傳遞函數(shù)。

2 問題提出及解決方法

在實際數(shù)據(jù)處理工作中，用等效系統(tǒng)進(jìn)行飛機動態(tài)特性分析時，存在兩個問題：第一，縱向短周期的等效飛機零點的值估計不準(zhǔn)；第二，由于腳蹬激勵不合適，導(dǎo)致荷蘭滾模態(tài)的參數(shù)計算不準(zhǔn)確，針對這兩個問題，本節(jié)提出了相應(yīng)的解決方法。

2.1 系統(tǒng)零點的估計方法

零點的計算值很重要，它直接影響操縱期望參數(shù)（CAP）的計算，從而影響對飛機飛行品質(zhì)等級的評定。在等效擬配過程中零點計算往往比較困難，計算得到的零點不準(zhǔn)確，軍標(biāo)中也存在自由零點還是固定零點的爭論，實際工作中由于擬配得到的零點不準(zhǔn)確，通常使用階躍計算零點值，這樣缺點：

加大了動作量，一個脈沖或掃頻必須對應(yīng)做一個階躍動作。

不能夠保證階躍動作和脈沖動作是在完全相同的狀態(tài)下進(jìn)行的。

這里介紹使用掃頻、倍脈沖、多個倍脈沖等動作計算零點的方法。

零點計算公式

（3）

由上式可以發(fā)現(xiàn)，要計算，首先要計算得到的值，而參數(shù)可以用掃頻低頻段的過載對迎角的平均斜率計算，選取掃頻動作開始段8s～10s的數(shù)據(jù)，如圖3所示，根據(jù)兩端數(shù)據(jù)計算過載對迎角的一階線性擬合，得到的一階線性方程的斜率就是的值，如圖4，圖中直線為。上式中Vtrue是飛機開始掃頻時的真速。

線性擬合后得到直線方程為：

斜率為0.346，所以有：

由式（3）計算得：

通過以上的方法，可以減少動作量，不需要縱向階躍動作，而且計算精確，保證計算得到的零點值和系統(tǒng)阻尼比和頻率是同一飛行狀態(tài)下得到的。

2.2 激勵的選擇方法

對于有些大型飛機，掃頻動作很困難甚至無法做出掃頻動作，尤其是在計算荷蘭滾模態(tài)時的腳蹬掃頻更是很難實現(xiàn)，所以在這種情況下，使用倍脈沖動作代替掃頻動作。而在試飛中，往往這類動作不能進(jìn)行計算或計算結(jié)果差。通過對比分析大量數(shù)據(jù)發(fā)現(xiàn)，桿或舵倍脈沖動作并不總能激起飛機振蕩，一個原因是因為能量不夠即倍脈沖幅值太??；另一個主要的原因是輸入倍脈沖頻率與飛機短周期或荷蘭滾模態(tài)的頻率相差太遠(yuǎn)，在飛機響應(yīng)的頻帶內(nèi)沒有能量，以致飛機響應(yīng)沒被激發(fā)出來，不能進(jìn)行等效計算。

使用Matlab軟件[4]對試飛數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，已知某型機荷蘭滾模態(tài)的頻率為0.95rad/s，阻尼比為0.5，圖3（a）、圖4（a）為該型機不同頻率腳蹬輸入和側(cè)滑角輸出的時間歷程圖，圖3（b）、圖4（b）為輸入輸出對應(yīng)的頻域分析，圖3（a）中的輸入時間短，激發(fā)的飛機側(cè)滑角響應(yīng)的最大幅值為0.8°，對應(yīng)圖3（b）的輸入頻域分析主要能量在3rad/s～5rad/s，輸出能量集中在0.6rad/s～1rad/s，但是幅值只有0.3，圖4（a）中的輸入時間長，激發(fā)的飛機側(cè)滑角響應(yīng)的最大幅值為2.8°，對應(yīng)圖4（b）的頻域分析主要能量在0.6rad/s～1rad/s，輸出能量集中在0.6rad/s～1rad/s，幅值12，對比兩個輸入的響應(yīng)可發(fā)現(xiàn)，輸入頻率與飛機頻率接近，激發(fā)的飛機響應(yīng)強烈，使用第2段數(shù)據(jù)進(jìn)行等效擬配，得到的高階低階頻響比較和時域比較如圖5所示，指標(biāo)計算結(jié)果為頻率0.92，阻尼比0.5，與飛機f真實值匹配，反之不能激起飛機響應(yīng)，第1段數(shù)據(jù)不能進(jìn)行擬配計算，或者擬配效果不佳。

故在使用倍脈沖輸入進(jìn)行飛機動特性指標(biāo)計算時，首先熟悉飛機各種狀態(tài)下的自然頻率，然后要求試飛員倍脈沖輸入時的頻率要盡量接近飛機的自然頻率，充分激發(fā)飛機的響應(yīng)，對這樣的數(shù)據(jù)進(jìn)行擬配會得到很好的結(jié)果。

3 結(jié)論

本文從實際出發(fā)，提出了系統(tǒng)零點的計算方法和對輸入的設(shè)置，很好地解決了飛機動態(tài)特性評價過程中存在的問題，通過實例驗證了方法的有效性。將本文方法應(yīng)用于實際飛機動態(tài)特性指標(biāo)計算，得到了很好的效果，使計算結(jié)果更準(zhǔn)確、擬配結(jié)果更合理，并且大大提高了試飛數(shù)據(jù)的利用率。

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