工程模拟器在线自动配平系统设计

吴胜亮　乔文峰

【摘 要】分析了目前工程模拟器试验时试验点3种配平方法的缺陷，深入研究了飞机配平问题的原理及解算配平问题的优化算法，设计了纵向和横航向多种模式在线自动配平系统，并给出了在线配平系统实现流程 。仿真结果表明，工程模拟器实现了纵向和横航向多种模式的在线自动配平功能，并且改进的最速下降法避免了求解解析式，计算量少，收敛速度快，稳定性好，易于工程实现，可以实现全飞行包线内的配平。在模拟器试验应用过程中，在线自动配平系统具备很强的可操作性，提高了模拟器试验效率，能全方位满足飞机型号试验需求，具有重要的工程应用价值。

【关键词】多种模式；在线；飞机自动配平；工程模拟器；最速下降法

中图分类号：V211.73，V249.1 文献标识码： A 文章编号： 2095-2457（2018）23-0001-006

DOI：10.19694/j.cnki.issn2095-2457.2018.23.001

【Abstract】Some deficiencies of three aircraft trim methods were analyzed in engineering simulator test.Basic principle of aircraft trim problem and optimization algorithm for calculating trim problem was in-depth discussion.This paper designed an Multi-mode Online Aircraft Auto-Trim System for longitudinal and lateral-directional trim，and given implementation procedure of the multi-mode Online Aircraft Auto-Trim System.The result shows that the Multi-mode Online Aircraft Auto-Trim System works very well，and modified steepest descent method is correct and effective，which has a low amount of computation， fast rate of convergence，and good stability.It can be easily realized in a project， and can obtain trim state in full flight envelope.The Multi-mode Online Aircraft Auto-Trim System was easy to achieve trimming aircraft，and can meet aircraft type test requirement，and improve test efficiency observably during engineering simulator test.This conclusion is achievable and of important engineering value.

【Key words】Multi-mode；Online；Aircraft auto-trim System；Engineering simulator；Steepest descent method

0 引言

特殊狀态重置是想定设置的一种，一般包括定常飞行，如定直平飞[1]、单发失效飞行[11]、定常直线侧滑飞行[10]、稳态转弯、拉起和推到[2]等，用来为了特定的训练/试验要求选定特定的飞机状态。工程模拟器是一种人在环的飞行仿真设备，在工程模拟器试验时，为了确保准确达到预定试验点，通常需要将飞机配平到特定试验状态。在配平的基础上，飞行员按照试验科目的动作要求完成试验动作。通常情况下，工程模拟器试验时，配平试验点大多采用以下三种方法：

1）试验人员设置一定的飞行场景，飞行员根据试验要求，手动飞行到期望的试验点进行配平，然后再进行试验动作。

2）试验前，对每一个试验科目进行线下计算出配平所需的参数。试验过程中，试验人员在工程模拟器的综合控制台上手动设置计算出来的参数值和飞机构型，如重量、重心、高度、速度、飞机起落架收放位置、襟缝翼位置等基本构型，以及俯仰角、迎角、发动机推力、水平安定面的配平位置等相关配平参数，使飞机进入要求的配平状态。如此将近10个飞机参数的手动输入占用了较多的试验时间且容易出错。

3）将所有试验点在线下进行计算得到相关配平参数值，将参数值以构型数据文件的形式存储在试验数据库中，可以选择试验点进行试验。

方法1）、2）的缺陷：人为因素太多，单次试验的工作量比较大，占用了较多的试验时间且容易出错，而且当需要重复进行同一状态试验时，需要飞行员重复进行手动飞行到期望试验点，或者由操作人员重新输入诸多配平参数，这不仅增加了飞行员、试验操作人员的工作负担，而且让试飞工程师、观察员都进入了不必要的等待中，延长了每个试验科目的试验时间，降低了试验效率，影响了试验进度，浪费了人力、精力和财力。另外，配平计算需要涉及飞机空气动力模型、六自由度运动方程等，线下计算时需保证线下模型运行与工程模拟器闭环运行的一致，增加了工作量和误差。

方法3）的缺陷：同样存在线下计算的缺点。另外，此方法只能实现一种配平方式，解决了一些固定试验点的重复配平问题，但不能做到试验状态点的实时更改和变化，若试验中临时对试验状态有所改动或增添，需要先进行线下计算然后添加到数据库中，或者按照方法1）由飞行员手动调整至配平状态，不能立即实施试验，增加了不便，不能适应工程模拟器试验特别是研发试验阶段试验状态的多变性和复杂性。

针对以上问题，本文设计了一种工程模拟器在线配平系统，可以快速满足试验条件，可以快速方便的增减试验状态点基本构型，自动进行配平算法解算，通过相关接口设备驱动发动机油门杆和相关舵面，使飞机快速达到期望的配平状态，提高工程模拟器试验效率。

1 工程模拟器

工程模拟器是人在回路的飞机半实物仿真平台，贯穿于飞机系统研制的各个阶段，主要用于飞行控制律、飞行控制系统功能设计与验证、飞行品质评估、飞机与相关系统性能匹配性研究和评估、系统功能危害性试验（FHA）以及试飞机组培训等，工程模拟器还将支持飞机的改型设计。

工程模拟器是一个高度复杂的系统，既包括由大量数学仿真模型来模拟的“虚拟系统”，也采用飞机的部分真实系统/器件或者仿真件。工程模拟器一般主要由驾驶舱结构与驾驶舱设备仿真系统、主飞行仿真系统、飞控仿真系统、航电仿真系统、视景系统、六自由度运动系统、声音仿真系统、综合控制台系统、硬件接口系统、计算机实时仿真及网络系统和环境与支持系统等分系统组成，通过建模与仿真技术，为工程师和飞行员提供了具有运动感觉和高逼真度模拟飞行环境的设计试验平台。

2 配平最优化问题描述

飞机处于平衡状态，则飞机所受合力和合力矩为零，则飞机机体轴三个线加速度和三个角加速度为零。因此，选取线加速度和角加速度平方和作为性能指标：

在待求的状态变量中根据平衡状态类型来控制变量，在侧风配平重定位设计时，选取迎角、侧滑角、滚转角、操纵面（升降舵、方向舵、副翼）偏角、发动机油门位置作为待优化的控制变量。补充适当的辅助方程后，性能指标f成为控制变量的函数，即给定一组控制变量后，根据运动方程可唯一求解性能指标f值。在性能指标f取最小值时对应的最优控制量为所求的飞机平衡点状态量，其他状态变量可根据运动学及几何关系求得。

3 优化算法及配平实现

3.1 改进的最速下降法

为了求解性能指标f（？孜）的极值，一般使用梯度法[1][6]和直接搜索法。直接搜索法是一种通过比较目标函数值的大小来寻求极值的方法；梯度法通过沿梯度方向来寻求极值的方法。在飞行仿真系统优化计算时，常用的直接搜索法包括单纯形法、模式搜索[3]、遗传算法[6][8][9]、模拟退火算法、粒子群算法[7]等，但这些算法考虑过于全面，程序设计较为复杂，计算量大，收敛速度慢，在工程模拟器中应用较为困难；常用的梯度法有最速下降法、共轭梯度法等，梯度法需要推导解析式，而在气动模型、发动机模型求导时涉及了非常多的含有？灼的项，推导解析式很难实现，直接在工程模拟器上应用难度较大。本文综合考虑计算量、收敛速度、优化算法程序代码在工程模拟器上实现难易程度等因素，借鉴最速下降法的思想，对最速下降法进行改进，来迭代运算配平狀态，改进后的最速下降法迭代公式为：

为工程经验系数，G为机体轴上当前时刻的合外力或合力矩。

将改进后的最速下降法应用于配平问题的流程如图1所示。改进后的最速下降法调整控制量？孜，使性能指标值逐渐趋于最小化。当满足结束条件之后，仿真运算结束并输出最优的？孜值。

4 工程模拟器在线配平系统设计

根据工程模拟器的试验使用需求，需要在综合控制台设置重量、重心、高度、速度后，根据当时飞机起落架收放位置、襟缝翼位置等相关参数，自动解算飞机各配平模式需要的迎角、侧滑角、油门杆位置以及操纵面（升降舵、方向舵、副翼）偏角等的配平位置，使飞机能够在设置完成后快速进入要求的稳定配平状态；在配平解算的基础上，工程模拟器能够根据配平计算的所需舵面角度，以设定的移动速率驱动脚蹬和副翼配平开关到达所需要的位置；根据配平计算的所需推力，以设定的油门杆移动速率驱动油门杆移动到合适的位置，使发动机提供满足阈值要求的所需推力。

自动配平模式分为纵向配平和横航向配平，配平模式及功能见表1。

在线自动配平系统实现过程如下：

a）加载试验状态点

将包含重量、重心、高度、速度、航迹角、发动机推力、水平安定面位置参数的试验状态点需求文件导入到工程模拟器配平文件系统，以编号标识，列表显示；

根据预先设定的试验构型文件。

b）选择配平方式

配平方式在人机界面上显示，可直接选择。

c）试验状态点设置

确定试验点时需操作人员确定试验点的起落架收放、襟缝翼卡位等构型信息。如果是试验状态需求文件中的试验点，则选择试验状态点编号，飞机自动解算配平参数；如果临时增加或修改状态点，确定配平模式后，可以只输入飞机重量、重心、高度、空速4个参数，即可完成在线配平。

d）在线配平解算

确定的配平方式和试验点构型，调用配平优化算法解算。实现飞行仿真系统的配平算法：能够根据设置的高度、速度、重量、重心、襟缝翼位置、减速板位置、起落架位置等参数，解算配平状态的迎角、所需水平安定面角度、所需发动机推力、副翼角度和方向舵角度等参数；

e）配平驱动

配平驱动是根据配平解算出来的参数，对相关硬件进行主动控制驱动以达到配平所需的量值。驱动完成后工程模拟器达到所要求的配平状态。驱动完成后会有驱动完成标志指示。

f）实现水平安定面的配平驱动

能够根据配平计算的所需水平安定面角度，在短时间内驱动水平安定面开关到达所需要的位置；

g）实现油门杆的配平驱动

能够根据配平计算的所需推力，短时间内驱动油门杆移动到合适的位置，使发动机提供满足阈值要求的所需推力；

h）实现副翼和方向舵的配平驱动

能够根据横航向配平所解算出的副翼和方向舵，短时间内驱动副翼配平开关和脚蹬到所需位置；

i）实现配平过程的逻辑控制

能够正确响应配平的逻辑，只有在配平完成后才能实现“飞行解冻”，并能够在解冻后配平位置基础上满足人工调节水平安定面的功能，解冻后在此配平基础上满足人工调节油门杆进而控制推力的功能。

工程模拟器在线自动配平系统实现流程见图4所示。

5 仿真计算结果及分析

本文以平飞配平和协调转弯配平为例，计算飞机配平状态。为了充分验证工程模拟器配平功能，可选择不同的飞机高度、重量、重心、速度、起落架和襟翼位置的试验状态点。

5.1 协调转弯

平飞配平试验状态点见表2。

计算所得配平状态量为：

在配平解算的基础上，工程模拟器驱动水平安定面和油门杆到达所需位置，解冻“飞行冻结”，进入模拟飞行状态，飞机飞行航迹和各配平量见图 5至图 9。

从表3中可以看出，通过重定位设置，工程模拟器自动解算出平飞配平所需要的迎角、发动机推力以及水平安定面偏角的配平位置，此时飞机所受的合力和合力矩均为零，表明飞机在设置完成后进入要求的稳定配平状态。从图5、图6可以看出，在模拟飞行条件下，飞机保持定高度等速直线飞行；从图7至图9可以看出，在飞机保持定高度等速直线飞行条件下，迎角、发动机推力以及水平安定面偏角基本保持不变，飞机所受的合力和合力矩均基本为零，飞机处于稳定飞行状态。

5.2 协调转弯

协调转弯试验状态点见表 4。

计算所得配平状态量为：

在配平解算的基础上，模拟器驱动水平安定面和油门杆到达所需位置，解冻“飞行冻结”，进入模拟飞行状态，飞机飞行航迹和各配平量见图10至图15。

从表7中可以看出，通过重定位设置，工程模拟器自动解算出平飞配平所需要的迎角、滚转角、发动机推力以及操纵面（水平安定面、方向舵、副翼）偏角的配平位置，此时在机体坐标系下飞机在各轴所受的合力矩为零，飞机在x轴所受的合外力为零，飞机在z轴所受的合外力基本為零，飞机在y轴所受的合外力为常值，提供飞机协调转弯向心力；分析表明飞机在重定位设置完成后进入要求的稳定配平状态。从图10、图11可以看出，模拟器飞行解冻进入模拟飞行时，飞机保持协调转弯飞行；从图12至图15可以看出，在协调转弯飞行时，迎角、滚转角、发动机推力以及水平安定面偏角基本保持不变，飞机在各轴所受的合力矩为零，在x，z轴所受的合外力为零，在y轴所受的合外力为常值，表明飞机处于稳定飞行状态。

6 结语

本文对基于工程模拟器的飞机配平问题进行了深入的研究，设计了工程模拟器在线配平系统。仿真结果表明，本文设计的工程模拟器在线配平系统实现了纵向和横航向多种模式的在线自动配平功能，并且具备以下优点：①全程无需人工在环干预，可灵活增加和修改试验状态点；②当需要增加或修改试验状态时，只需要输入简单的4个基本参数即可完成纵向平飞配平，减少飞行员和模拟器操作人员的工作量，降低了因线下计算和手动输入等产生的错误机率；③支持多模式配平选择，基本实现了飞机飞行及试验所需的各种配平模式需要；④无需线下计算，实现在线自动化。在线配平算法解算，自动完成配平所需的发动机推力和舵面驱动，实现配平后的主动控制技术，有效的提高了试验效率，缩短试验周期，节省试验成本，不需要线下重构一套仿真系统，避免了因线下与工程模拟器闭环构型不一致导致的计算差异问题。

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