摘 要：飛機(jī)氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)是利用飛機(jī)在飛行試驗(yàn)過(guò)程中測(cè)得的狀態(tài)響應(yīng)數(shù)據(jù)對(duì)飛機(jī)的氣動(dòng)參數(shù)進(jìn)行辨識(shí)的技術(shù)。設(shè)計(jì)了縱向氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)的激勵(lì)信號(hào)，建立了非線(xiàn)性辨識(shí)模型?；跇O大似然法對(duì)飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行辨識(shí)研究，得到縱向氣動(dòng)參數(shù)。對(duì)比飛行試驗(yàn)和辨識(shí)結(jié)果仿真的時(shí)間歷程，表明辨識(shí)結(jié)果準(zhǔn)確。

關(guān)鍵詞：參數(shù)辨識(shí) 縱向氣動(dòng)參數(shù) 民用飛機(jī)

中圖分類(lèi)號(hào)：V212.1文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A文章編號(hào)：1674-098X（2013）04（c）-0061-02

基于飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)的氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)技術(shù)與計(jì)算流體力學(xué)、飛機(jī)縮比模型的風(fēng)洞試驗(yàn)成為建立飛機(jī)氣動(dòng)模型的三種主要方法[1]。隨著系統(tǒng)辨識(shí)學(xué)科的形成和在飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析中的應(yīng)用，使民機(jī)氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)研究飛速發(fā)展，被應(yīng)用于驗(yàn)證和校正氣動(dòng)參數(shù)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)和理論計(jì)算結(jié)果、為民機(jī)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)和改進(jìn)提供基本依據(jù)、鑒定飛機(jī)的飛行品質(zhì)、對(duì)失事飛行器事故進(jìn)行分析等[2]。

飛機(jī)氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)是利用飛機(jī)在飛行試驗(yàn)過(guò)程中測(cè)得的狀態(tài)響應(yīng)數(shù)據(jù)對(duì)飛機(jī)的氣動(dòng)參數(shù)進(jìn)行辨識(shí)，從而建立飛機(jī)本體的飛行動(dòng)力學(xué)模型。為了研究方便，一般將飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)按縱向和橫航向分開(kāi)。在飛機(jī)的縱向氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)中，國(guó)內(nèi)外利用小擾動(dòng)線(xiàn)性辨識(shí)模型進(jìn)行了大量的研究和工程應(yīng)用[3～5]，但基于非線(xiàn)性辨識(shí)模型的參數(shù)辨識(shí)卻鮮有研究。本文結(jié)合飛行試驗(yàn)和工程應(yīng)用的特點(diǎn)，建立了縱向氣動(dòng)參數(shù)非線(xiàn)性辨識(shí)模型，并采用極大似然法在時(shí)域內(nèi)辨識(shí)參數(shù)。飛機(jī)縱向氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)研究包括激勵(lì)信號(hào)設(shè)計(jì)（飛行操縱）、辨識(shí)模型推導(dǎo)、辨識(shí)方法和辨識(shí)結(jié)果檢驗(yàn)四部分內(nèi)容。

1 激勵(lì)信號(hào)設(shè)計(jì)

在縱向氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)試飛中，典型的飛機(jī)升降舵操縱信號(hào)如圖1所示。在飛行試驗(yàn)設(shè)計(jì)階段要求的升降舵操縱為倍脈沖信號(hào)，但考慮到飛行員人工操縱的實(shí)際規(guī)律，該信號(hào)可按正弦波狀來(lái)實(shí)施。對(duì)于不同的飛機(jī)，還需要根據(jù)飛機(jī)縱向運(yùn)動(dòng)模態(tài)的相關(guān)頻率參數(shù)來(lái)設(shè)計(jì)升降舵舵偏的幅值和頻率。

2 縱向氣動(dòng)參數(shù)非線(xiàn)性辨識(shí)模型

飛機(jī)縱向非線(xiàn)性辨識(shí)模型包括飛機(jī)的縱向氣動(dòng)模型、狀態(tài)方程和觀測(cè)方程。

2.1 縱向氣動(dòng)模型

3 辨識(shí)方法

目前常用的氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)方法有最小二乘法和極大似然法。對(duì)于在時(shí)域內(nèi)的參數(shù)辨識(shí)，極大似然法更加適合。在具體辨識(shí)過(guò)程中，采用飛機(jī)的風(fēng)洞數(shù)據(jù)作為待辨識(shí)參數(shù)的初始值，可以提高辨識(shí)結(jié)果的精度。

在飛機(jī)氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)中，似然函數(shù)即為在給定待辨識(shí)參數(shù)條件下出現(xiàn)某一運(yùn)動(dòng)狀態(tài)（在某一激勵(lì)信號(hào)下）的條件概率密度函數(shù)。如果該密度函數(shù)為極大值，表示給定的待辨識(shí)參數(shù)使得飛機(jī)最有可能出現(xiàn)此運(yùn)動(dòng)狀態(tài)，從概率論的角度來(lái)說(shuō)，給定的待辨識(shí)參數(shù)即為極大似然解。極大似然法的算法步驟如圖2所示。

4 縱向氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)結(jié)果與檢驗(yàn)

飛行試驗(yàn)中，在需要的高度和速度下配平飛機(jī)，飛行員按照?qǐng)D1的規(guī)律來(lái)操縱升降舵，激勵(lì)飛機(jī)進(jìn)入縱向模態(tài)運(yùn)動(dòng)。記錄下飛行迎角、俯仰角速率和俯仰角的時(shí)間歷程，按極大似然法進(jìn)行辨識(shí)以得到縱向的氣動(dòng)參數(shù)；再以辨識(shí)的氣動(dòng)參數(shù)為基礎(chǔ)，建立飛機(jī)動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)模型，進(jìn)行數(shù)學(xué)仿真；對(duì)比飛行試驗(yàn)和數(shù)學(xué)仿真的結(jié)果，來(lái)判斷辨識(shí)的準(zhǔn)確度。

某民用客機(jī)在飛行試驗(yàn)和辨識(shí)結(jié)果仿真數(shù)據(jù)的對(duì)比如圖3所示。

由圖3可知，從時(shí)域數(shù)據(jù)判斷，上述辨識(shí)結(jié)果與飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)接近，表明縱向氣動(dòng)參數(shù)的辨識(shí)結(jié)果準(zhǔn)確。

5 結(jié)語(yǔ)

按照本文建立的縱向氣動(dòng)參數(shù)非線(xiàn)性辨識(shí)模型和辨識(shí)方法，可以得到民用飛機(jī)的縱向氣動(dòng)參數(shù)。對(duì)比飛行試驗(yàn)和辨識(shí)結(jié)果數(shù)學(xué)仿真的時(shí)間歷程，表明辨識(shí)結(jié)果準(zhǔn)確有效。該辨識(shí)結(jié)果可用于鑒定民機(jī)的飛行品質(zhì)，并依此建立民機(jī)的工程飛行模擬器。

參考文獻(xiàn)

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