基于試飛數據的飛行模擬器氣動模型校核

魏揚, 張登成, 趙保明, 胡孟權, 王浩

(1.空軍工程大學 航空航天工程學院, 陜西 西安 710038;2.空軍軍訓器材研究所 第二研究室, 北京 100195)

基于試飛數據的飛行模擬器氣動模型校核

魏揚1, 張登成1, 趙保明2, 胡孟權1, 王浩1

(1.空軍工程大學 航空航天工程學院, 陜西 西安 710038;2.空軍軍訓器材研究所 第二研究室, 北京 100195)

為了提高飛行模擬器氣動模型模擬的逼真度和置信度,提出了一種模擬器氣動模型校核方法。采用先校核縱向、再校核橫航向,先校核穩(wěn)態(tài)、再校核動態(tài)的思路,通過對比試飛數據與仿真模型相關參數來修正引起偏差的氣動導數項;綜合分析不同狀態(tài)點修正系數存在的統計規(guī)律,形成可用于飛行仿真解算的氣動參數修正模型。試飛數據驗證表明,校核后的仿真氣動模型能滿足模擬器客觀測試規(guī)范要求,顯著提高了氣動模型模擬的逼真度。

氣動模型校準; 試飛數據; 參數修正

0 引言

飛行模擬器是用來訓練飛行員的重要裝備,可以大幅度降低飛行員培訓費用、縮短訓練周期?，F階段,飛行模擬器的飛行仿真氣動力建模往往基于可信度比較高的風洞試驗數據。但是大量事實表明,基于風洞試驗數據的飛行仿真結果與實際試飛數據仍有一定的偏差[1]；而只有保證了建模與仿真的正確性和置信度,其仿真結果才有實際意義[2]。因此,包括GJB 1395A—2009[3]和CCAR-60部[4]在內的相關規(guī)范均明確指出:必須要用試飛數據對飛行模擬器的仿真模型進行校驗。這也是在飛行模擬器合格審定時的審查內容之一。

模型校驗工作在整個模擬器開發(fā)周期中占80%以上[5]。然而,面對存在眾多交互關系的復雜系統,測試人員很難將一個錯誤隔離出來,同時利用飛行員的主觀感受來校核模擬器可能會包含較大的偏差,模型的校驗工作一度陷入效率低的困境;因此,需要有高效的方法來進行模型校驗。劉慶等[1]以經過預處理的試飛數據和模擬數據為基礎分別辨識得到氣動導數,以所得辨識結果來確定修正系數,根據不同狀態(tài)點的修正系數隨動壓的變化規(guī)律建立了修正系數插值表,對氣動模型進行校準。該方法的優(yōu)點在于不改變原氣動模型數據庫,通用性和可移植性較好;但基于試飛數據辨識氣動導數的方法可能存在精度不高的問題,且修正系數不一定都與動壓存在明顯可循的規(guī)律。

1 氣動模型校核方法

1.1 飛行模擬器飛行仿真系統建模

對于常規(guī)布局飛機來說,在實際的建模仿真中還要考慮非對稱、地面效應等情況,如襟翼不對稱、左右機翼升力不對稱、左右機翼油箱余油油量不同對力和力矩的影響；多發(fā)飛機還要考慮推力不對稱時對力和力矩的影響；還有在近地面狀態(tài)下地面效應對飛機力和力矩的影響。

1.2 氣動模型校核流程及具體步驟

氣動模型的校核流程如圖2所示。由此可見,氣動模型參數調試是一個不斷“修正-評估-修正”反復迭代的過程。

學生在中學階段，對新鮮事物充滿了好奇心，但是由于初中階段的學生自控能力較弱，容易受外界的影響，影響了學生的學習效率。教師在課堂教學中，忽略了學生的年齡特點，在課堂教學中缺乏與學生之間的互動，忽視了對課堂教學氣氛的渲染，學生對語文課堂學習的興趣不高，降低了語文課堂教學的效率。

圖2 氣動模型校核流程Fig.2 Calibration process of aerodynamic model

需要指出的是,在使用試飛數據進行氣動模型校核前必須先對試飛數據進行野值識別、剔除和補正，以及數據的平滑濾波、時間延遲修正、數據相容性檢驗和數據重構等方面的處理[6],這樣才能用來進行氣動模型校核。一般來說,試飛數據是根據具體的飛行科目或航空器穩(wěn)定性與操縱性試飛中的操縱動作給出的,因此選取哪些對模型校核有用的試飛數據,以及如何高效地利用試飛數據進行模型校核,是值得考慮的問題。

由于飛機的六自由度方程具有強非線性、橫航向與縱向相互耦合的特點,因此選擇合適的切入點進行模型校核是關鍵。本文采取先校核縱向、再校核橫航向,先校核穩(wěn)態(tài)、再校核動態(tài)的方法。具體步驟如下:

(1)先選取縱向穩(wěn)態(tài)試飛數據(橫航向參數接近0,且不帶舵面大操縱的數據,如穩(wěn)定平飛數據,飛機處于配平狀態(tài)),輸入舵面(δa,δe,δr,δf)、油門桿角度δT、俯仰角θ以及俯仰角速度q,在調整縱向時輸入橫航向參數(滾轉角φ、偏航角ψ、側滑角β、滾轉角速度p、偏航角速度r),避免未校核的橫航向對縱向產生影響。屏蔽程序中計算角速度部分,僅解算機體軸兩個分速u和w,機體軸分速度v輸入,但不參與解算。比較計算的和實際飛行測量的高度、速度及迎角,輔以比較u和w來修正升力系數CL(α,Ma,δf)和阻力系數(CD0,A)。

(2)在升力、阻力調整準確的基礎上,仍然選用縱向穩(wěn)態(tài)試飛數據,橫航向參數均輸入,僅解算俯仰角速度及俯仰角,比較計算的和實際飛行的俯仰角速度,輔以比較俯仰角、迎角。主要調整參數為縱向靜穩(wěn)定導數CmCL和零升力矩系數Cm0。

(4)在校準縱向氣動參數的基礎上,基本凍結縱向氣動參數來修正橫航向氣動參數。同理,對于橫航向穩(wěn)態(tài),選取定常直線側滑的試飛數據,主要比較計算的和實際飛行的滾轉角速度p、偏航角速度r、機體軸分速度v,其次比較滾轉角、偏航角、側滑角。主要調整參數為:橫向靜穩(wěn)定導數Clβ、航向靜穩(wěn)定導數Cnβ、滾轉和航向操縱導數(Clδa,Cnδr)、操縱交叉導數(Clδr,Cnδa)。

(5)與橫航向穩(wěn)態(tài)的計算方法相同,采用正常轉彎、荷蘭滾模態(tài)、階躍副翼操縱等試飛數據,主要修正操縱導數(Clδa,Cnδr)、滾轉和偏航阻尼導數(Clp,Cnr)、交叉動導數(Clr,Cnp)。

(6)最后進行綜合調試與驗證。將修正后的氣動參數表帶入模型,解算飛機響應并與實際試飛數據進行對比。若修正效果不滿足模擬器客觀測試標準規(guī)定的容差范圍,適當調整修正的氣動參數表模型,直至滿足規(guī)范要求。

2 氣動模型參數修正方法及仿真驗證

2.1 氣動模型參數修正方法

氣動模型參數修正可按照以下步驟進行:

(1)首先以試飛數據的相關飛行狀態(tài)參數初始化仿真模型,按照1.2節(jié)敘述的方法,將舵偏量、油門桿角度及相關參數作為輸入,得到仿真結果;再與試飛數據相應參數進行對比,通過差異性分析定位引起差異的氣動導數項。

(2)確定好引起差異的氣動導數項后,在原氣動模型插值表中修正該狀態(tài)點下(馬赫數、襟翼角度和迎角等)對應的氣動導數項,修正方式可以為乘以或者加減某個修正系數,直到仿真結果與試飛數據在該狀態(tài)點下的偏差在允許范圍內。

(3)通常,確定某一氣動導數項在某一狀態(tài)點下的修正系數,要依據多組試飛數據的校核綜合分析給出,要力求使仿真結果與所有用來校核的試飛數據的偏差能夠滿足規(guī)范要求。最后建立該氣動導數項的修正后的參數表。

2.2 算例仿真

(1)校核縱向穩(wěn)態(tài)參數

在某平飛狀態(tài)下,對升阻力進行校核。主要通過比較機體軸分速u和w、高度H、速度V來校核升阻力氣動導數。圖3為在該平飛狀態(tài)下未校準模型解算參數與試飛數據對比結果。

圖3 平飛狀態(tài)下未校準時的仿真結果Fig.3 Non-calibrated simulation results in level flight state

機體軸軸向分速u主要由推力及阻力決定,在發(fā)動機模型校準的前提下影響u的主要因素為阻力。而由圖3可知,在該狀態(tài)下的速度偏差不大,說明阻力吻合較好,微調即可。機體軸縱向分速度w主要決定因素為升力。由α=arctan(w/u)可知,w偏大將導致迎角α偏大;小迎角范圍內迎角偏大升力系數將偏大,而高度反而偏小，說明該狀態(tài)下升力系數偏小,因此要調大對應狀態(tài)點的升力系數。圖4為調整后的模型解算參數與試飛數據對比結果。

圖4 平飛狀態(tài)下校準后的仿真結果Fig.4 Calibrated simulation results in level flight state

由圖4可知,校準后各項對比參數吻合度較高,偏差較小,滿足模擬器的規(guī)范要求,效果良好。

(2)校核橫航向動態(tài)參數

在校核準縱向參數的基礎上,基本凍結縱向參數對橫航向進行調整。在某橫航向呈荷蘭滾模態(tài)的飛行狀態(tài)下,根據前文所敘述的方法得到的仿真結果如圖5所示。

由圖5可知,偏航角速度r的波峰、波谷峰值均大于試飛數據,應調小航向操縱導數Cnδr,或調大航向阻尼導數Cnr、交叉阻尼導數Cnp,且初始穩(wěn)態(tài)值偏上;而滾轉角速度基本趨勢吻合但初始穩(wěn)態(tài)值偏下,應調節(jié)橫向靜穩(wěn)定導數Clβ及航向靜穩(wěn)定導數Cnβ,調節(jié)方式為乘以某個系數。調整后的仿真結果如圖6所示。

圖6 荷蘭滾模態(tài)下校準后的仿真結果Fig.6 Calibrated simulation results in Dutch roll mode

由圖6可知,校準后滾轉角速度、偏航角速度、機體軸分速度v及側滑角吻合度較高,偏差較小,滿足模擬器的規(guī)范要求,效果良好。

3 綜合調試與驗證

根據各項氣動導數在不同狀態(tài)下修正系數存在的統計規(guī)律,形成可用于飛行仿真解算的氣動參數修正模型,但該模型不一定對所提供的所有架次試飛數據都滿足逼真度的要求;因此，需要對所建立的氣動參數修正模型進行多組、不同架次數據的測試與驗證。

以縱向動態(tài)校核驗證為例,圖7為另一架次的試飛數據的驗證結果，其升降舵采用階躍式連續(xù)操縱，通過對比分析俯仰角速度、迎角及高度來驗證氣動模型參數修正的正確性。從圖中可以看出，模型逼真度較好,俯仰角速度的最大偏差不超過0.5(°)/s,迎角的最大偏差不超過0.5°,滿足規(guī)范規(guī)定的要求。

圖7 升降舵階躍操縱下校準模型解算數據與試飛數據Fig.7 Parameters resolved from the calibrated model and flight test data in step control of elevator

4 結束語

飛行模擬器氣動仿真模型的校核是提高模擬器飛行仿真置信度和逼真度必不可少的環(huán)節(jié)。本文基于試飛數據開展對模擬器氣動模型的校核工作,采用先校核縱向、再校核橫航向,先校核穩(wěn)態(tài)、再校核

動態(tài)的方法對模擬器氣動模型進行校核,提高了校核工作的效率。通過對不同架次的多組試飛數據對修正后的氣動導數插值表進行不斷的驗證及調試,滿足了工程項目的精度要求,提高了模擬器飛行仿真的逼真度。但由于試飛數據的限制,氣動模型校核的區(qū)域僅限于中小包線,無法拓展到整個包線范圍內,因此全包線的調整還要依賴于試飛數據的擴充。在氣動參數修正過程中還存在著極個別參數吻合度不夠好的情況,需要進一步深入研究引起偏差的原因,最終的氣動參數修正模型還要結合飛行員主觀測試進一步調整。

[1] 劉慶,劉亞輝,張文帥.基于飛行試驗的模擬器氣動模型校準方法[J].飛行力學,2015,33(3):265-268.

[2] 賈榮珍,彭曉源,王行仁.飛行模擬器建模、驗模和性能測試與評估[J].航空學報,1998,19(1):41-44.

[3] 中國人民解放軍總裝備部.飛行模擬器通用規(guī)范:GJB 1395A—2009[S].中國人民解放軍總裝備部,2009.

[4] 中國民用航空總局.飛行模擬設備的鑒定和使用規(guī)則:CCAR-60[S].中國民用航空總局,2005.

[5] 阿勒頓. 飛行仿真原理[M]. 劉興科,譯. 北京: 電子工業(yè)出版社, 2013: 243-244.

[6] 劉超,劉慶,田福禮.用于氣動導數辨識的試飛數據處理方法研究[J].航空工程進展,2014,5(2):187-192.

(編輯：李怡)

Flight simulator aerodynamic model calibration based on flight test data

WEI Yang1, ZHANG Deng-cheng1, ZHAO Bao-ming2, HU Meng-quan1, WANG Hao1

(1.Aeronautics and Astronautics Engineering College, AFEU, Xi’an 710038, China；2.Second Research Division, Air Force Training Equipment Research Institute,Beijing 100195, China)

In order to improve the fidelity and confidence of the flight simulator aerodynamic model, a simulator aerodynamic model calibration method was proposed. The idea adopted was that the lateral-directional direction was calibrated after the longitudinal direction, and the dynamic-state was calibrated after the steady-state. By comparing the related parameters of the flight test data and the simulation model, the aerodynamic derivatives which caused deviation were corrected. And then, statistical law was analyzed synthetically based on correction factors of different state points and aerodynamic parameters correction model was established which can be used in flight simulation. Verified by a large number of flight test data,the simulator model after calibration can meet the requirements of the simulator objective test standard,and significantly improve the fidelity of the simulation model.

aerodynamic model calibration; flight test data; parameter correction

2016-05-24;

2016-09-14;

時間:2016-11-10 09:10

國家自然科學基金資助(61374145)

魏揚(1992-)，男，陜西漢中人，碩士研究生，研究方向為飛行力學與飛行仿真； 張登成(1969-)，男，河北懷安人，副教授，博士，研究方向為飛行力學與飛行仿真。

V212.1

A

1002-0853(2017)01-0084-05