基于试飞数据的飞行模拟器气动模型校核

魏扬, 张登成, 赵保明, 胡孟权, 王浩

(1.空军工程大学 航空航天工程学院, 陕西 西安 710038;2.空军军训器材研究所 第二研究室, 北京 100195)

基于试飞数据的飞行模拟器气动模型校核

魏扬1, 张登成1, 赵保明2, 胡孟权1, 王浩1

(1.空军工程大学 航空航天工程学院, 陕西 西安 710038;2.空军军训器材研究所 第二研究室, 北京 100195)

为了提高飞行模拟器气动模型模拟的逼真度和置信度,提出了一种模拟器气动模型校核方法。采用先校核纵向、再校核横航向,先校核稳态、再校核动态的思路,通过对比试飞数据与仿真模型相关参数来修正引起偏差的气动导数项;综合分析不同状态点修正系数存在的统计规律,形成可用于飞行仿真解算的气动参数修正模型。试飞数据验证表明,校核后的仿真气动模型能满足模拟器客观测试规范要求,显著提高了气动模型模拟的逼真度。

气动模型校准; 试飞数据; 参数修正

0 引言

飞行模拟器是用来训练飞行员的重要装备,可以大幅度降低飞行员培训费用、缩短训练周期。现阶段,飞行模拟器的飞行仿真气动力建模往往基于可信度比较高的风洞试验数据。但是大量事实表明,基于风洞试验数据的飞行仿真结果与实际试飞数据仍有一定的偏差[1]；而只有保证了建模与仿真的正确性和置信度,其仿真结果才有实际意义[2]。因此,包括GJB 1395A—2009[3]和CCAR-60部[4]在内的相关规范均明确指出:必须要用试飞数据对飞行模拟器的仿真模型进行校验。这也是在飞行模拟器合格审定时的审查内容之一。

模型校验工作在整个模拟器开发周期中占80%以上[5]。然而,面对存在众多交互关系的复杂系统,测试人员很难将一个错误隔离出来,同时利用飞行员的主观感受来校核模拟器可能会包含较大的偏差,模型的校验工作一度陷入效率低的困境;因此,需要有高效的方法来进行模型校验。刘庆等[1]以经过预处理的试飞数据和模拟数据为基础分别辨识得到气动导数,以所得辨识结果来确定修正系数,根据不同状态点的修正系数随动压的变化规律建立了修正系数插值表,对气动模型进行校准。该方法的优点在于不改变原气动模型数据库,通用性和可移植性较好;但基于试飞数据辨识气动导数的方法可能存在精度不高的问题,且修正系数不一定都与动压存在明显可循的规律。

1 气动模型校核方法

1.1 飞行模拟器飞行仿真系统建模

对于常规布局飞机来说,在实际的建模仿真中还要考虑非对称、地面效应等情况,如襟翼不对称、左右机翼升力不对称、左右机翼油箱余油油量不同对力和力矩的影响；多发飞机还要考虑推力不对称时对力和力矩的影响；还有在近地面状态下地面效应对飞机力和力矩的影响。

1.2 气动模型校核流程及具体步骤

气动模型的校核流程如图2所示。由此可见,气动模型参数调试是一个不断“修正-评估-修正”反复迭代的过程。

学生在中学阶段，对新鲜事物充满了好奇心，但是由于初中阶段的学生自控能力较弱，容易受外界的影响，影响了学生的学习效率。教师在课堂教学中，忽略了学生的年龄特点，在课堂教学中缺乏与学生之间的互动，忽视了对课堂教学气氛的渲染，学生对语文课堂学习的兴趣不高，降低了语文课堂教学的效率。

图2 气动模型校核流程Fig.2 Calibration process of aerodynamic model

需要指出的是,在使用试飞数据进行气动模型校核前必须先对试飞数据进行野值识别、剔除和补正，以及数据的平滑滤波、时间延迟修正、数据相容性检验和数据重构等方面的处理[6],这样才能用来进行气动模型校核。一般来说,试飞数据是根据具体的飞行科目或航空器稳定性与操纵性试飞中的操纵动作给出的,因此选取哪些对模型校核有用的试飞数据,以及如何高效地利用试飞数据进行模型校核,是值得考虑的问题。

由于飞机的六自由度方程具有强非线性、横航向与纵向相互耦合的特点,因此选择合适的切入点进行模型校核是关键。本文采取先校核纵向、再校核横航向,先校核稳态、再校核动态的方法。具体步骤如下:

(1)先选取纵向稳态试飞数据(横航向参数接近0,且不带舵面大操纵的数据,如稳定平飞数据,飞机处于配平状态),输入舵面(δa,δe,δr,δf)、油门杆角度δT、俯仰角θ以及俯仰角速度q,在调整纵向时输入横航向参数(滚转角φ、偏航角ψ、侧滑角β、滚转角速度p、偏航角速度r),避免未校核的横航向对纵向产生影响。屏蔽程序中计算角速度部分,仅解算机体轴两个分速u和w,机体轴分速度v输入,但不参与解算。比较计算的和实际飞行测量的高度、速度及迎角,辅以比较u和w来修正升力系数CL(α,Ma,δf)和阻力系数(CD0,A)。

(2)在升力、阻力调整准确的基础上,仍然选用纵向稳态试飞数据,横航向参数均输入,仅解算俯仰角速度及俯仰角,比较计算的和实际飞行的俯仰角速度,辅以比较俯仰角、迎角。主要调整参数为纵向静稳定导数CmCL和零升力矩系数Cm0。

(4)在校准纵向气动参数的基础上,基本冻结纵向气动参数来修正横航向气动参数。同理,对于横航向稳态,选取定常直线侧滑的试飞数据,主要比较计算的和实际飞行的滚转角速度p、偏航角速度r、机体轴分速度v,其次比较滚转角、偏航角、侧滑角。主要调整参数为:横向静稳定导数Clβ、航向静稳定导数Cnβ、滚转和航向操纵导数(Clδa,Cnδr)、操纵交叉导数(Clδr,Cnδa)。

(5)与横航向稳态的计算方法相同,采用正常转弯、荷兰滚模态、阶跃副翼操纵等试飞数据,主要修正操纵导数(Clδa,Cnδr)、滚转和偏航阻尼导数(Clp,Cnr)、交叉动导数(Clr,Cnp)。

(6)最后进行综合调试与验证。将修正后的气动参数表带入模型,解算飞机响应并与实际试飞数据进行对比。若修正效果不满足模拟器客观测试标准规定的容差范围,适当调整修正的气动参数表模型,直至满足规范要求。

2 气动模型参数修正方法及仿真验证

2.1 气动模型参数修正方法

气动模型参数修正可按照以下步骤进行:

(1)首先以试飞数据的相关飞行状态参数初始化仿真模型,按照1.2节叙述的方法,将舵偏量、油门杆角度及相关参数作为输入,得到仿真结果;再与试飞数据相应参数进行对比,通过差异性分析定位引起差异的气动导数项。

(2)确定好引起差异的气动导数项后,在原气动模型插值表中修正该状态点下(马赫数、襟翼角度和迎角等)对应的气动导数项,修正方式可以为乘以或者加减某个修正系数,直到仿真结果与试飞数据在该状态点下的偏差在允许范围内。

(3)通常,确定某一气动导数项在某一状态点下的修正系数,要依据多组试飞数据的校核综合分析给出,要力求使仿真结果与所有用来校核的试飞数据的偏差能够满足规范要求。最后建立该气动导数项的修正后的参数表。

2.2 算例仿真

(1)校核纵向稳态参数

在某平飞状态下,对升阻力进行校核。主要通过比较机体轴分速u和w、高度H、速度V来校核升阻力气动导数。图3为在该平飞状态下未校准模型解算参数与试飞数据对比结果。

图3 平飞状态下未校准时的仿真结果Fig.3 Non-calibrated simulation results in level flight state

机体轴轴向分速u主要由推力及阻力决定,在发动机模型校准的前提下影响u的主要因素为阻力。而由图3可知,在该状态下的速度偏差不大,说明阻力吻合较好,微调即可。机体轴纵向分速度w主要决定因素为升力。由α=arctan(w/u)可知,w偏大将导致迎角α偏大;小迎角范围内迎角偏大升力系数将偏大,而高度反而偏小，说明该状态下升力系数偏小,因此要调大对应状态点的升力系数。图4为调整后的模型解算参数与试飞数据对比结果。

图4 平飞状态下校准后的仿真结果Fig.4 Calibrated simulation results in level flight state

由图4可知,校准后各项对比参数吻合度较高,偏差较小,满足模拟器的规范要求,效果良好。

(2)校核横航向动态参数

在校核准纵向参数的基础上,基本冻结纵向参数对横航向进行调整。在某横航向呈荷兰滚模态的飞行状态下,根据前文所叙述的方法得到的仿真结果如图5所示。

由图5可知,偏航角速度r的波峰、波谷峰值均大于试飞数据,应调小航向操纵导数Cnδr,或调大航向阻尼导数Cnr、交叉阻尼导数Cnp,且初始稳态值偏上;而滚转角速度基本趋势吻合但初始稳态值偏下,应调节横向静稳定导数Clβ及航向静稳定导数Cnβ,调节方式为乘以某个系数。调整后的仿真结果如图6所示。

图6 荷兰滚模态下校准后的仿真结果Fig.6 Calibrated simulation results in Dutch roll mode

由图6可知,校准后滚转角速度、偏航角速度、机体轴分速度v及侧滑角吻合度较高,偏差较小,满足模拟器的规范要求,效果良好。

3 综合调试与验证

根据各项气动导数在不同状态下修正系数存在的统计规律,形成可用于飞行仿真解算的气动参数修正模型,但该模型不一定对所提供的所有架次试飞数据都满足逼真度的要求;因此，需要对所建立的气动参数修正模型进行多组、不同架次数据的测试与验证。

以纵向动态校核验证为例,图7为另一架次的试飞数据的验证结果，其升降舵采用阶跃式连续操纵，通过对比分析俯仰角速度、迎角及高度来验证气动模型参数修正的正确性。从图中可以看出，模型逼真度较好,俯仰角速度的最大偏差不超过0.5(°)/s,迎角的最大偏差不超过0.5°,满足规范规定的要求。

图7 升降舵阶跃操纵下校准模型解算数据与试飞数据Fig.7 Parameters resolved from the calibrated model and flight test data in step control of elevator

4 结束语

飞行模拟器气动仿真模型的校核是提高模拟器飞行仿真置信度和逼真度必不可少的环节。本文基于试飞数据开展对模拟器气动模型的校核工作,采用先校核纵向、再校核横航向,先校核稳态、再校核

动态的方法对模拟器气动模型进行校核,提高了校核工作的效率。通过对不同架次的多组试飞数据对修正后的气动导数插值表进行不断的验证及调试,满足了工程项目的精度要求,提高了模拟器飞行仿真的逼真度。但由于试飞数据的限制,气动模型校核的区域仅限于中小包线,无法拓展到整个包线范围内,因此全包线的调整还要依赖于试飞数据的扩充。在气动参数修正过程中还存在着极个别参数吻合度不够好的情况,需要进一步深入研究引起偏差的原因,最终的气动参数修正模型还要结合飞行员主观测试进一步调整。

[1] 刘庆,刘亚辉,张文帅.基于飞行试验的模拟器气动模型校准方法[J].飞行力学,2015,33(3):265-268.

[2] 贾荣珍,彭晓源,王行仁.飞行模拟器建模、验模和性能测试与评估[J].航空学报,1998,19(1):41-44.

[3] 中国人民解放军总装备部.飞行模拟器通用规范:GJB 1395A—2009[S].中国人民解放军总装备部,2009.

[4] 中国民用航空总局.飞行模拟设备的鉴定和使用规则:CCAR-60[S].中国民用航空总局,2005.

[5] 阿勒顿. 飞行仿真原理[M]. 刘兴科,译. 北京: 电子工业出版社, 2013: 243-244.

[6] 刘超,刘庆,田福礼.用于气动导数辨识的试飞数据处理方法研究[J].航空工程进展,2014,5(2):187-192.

(编辑：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;

时间:2016-11-10 09:10

国家自然科学基金资助(61374145)

魏扬(1992-)，男，陕西汉中人，硕士研究生，研究方向为飞行力学与飞行仿真； 张登成(1969-)，男，河北怀安人，副教授，博士，研究方向为飞行力学与飞行仿真。

V212.1

A

1002-0853(2017)01-0084-05