劉超, 劉智漢, 黨維

(1.中國飛行試驗研究院 中航工業(yè)飛行仿真航空科技重點(diǎn)實(shí)驗室, 陜西 西安 710089;2.中國商用飛機(jī)有限責(zé)任公司 民用飛機(jī)模擬飛行國家重點(diǎn)實(shí)驗室, 上海 201203)

0 引言

常用的試飛員品質(zhì)評價訓(xùn)練的動力學(xué)建模方法有兩種:一是建立等效系統(tǒng)模型[1];二是通過狀態(tài)反饋或模型跟隨的控制律調(diào)參改變飛機(jī)的飛行品質(zhì)特性,該方法主要應(yīng)用于變穩(wěn)飛機(jī)。方法一參數(shù)設(shè)置方便、模型簡單,適用于早期計算機(jī)非常落后時期的品質(zhì)特性模擬。其缺點(diǎn)是每次只能模擬單個運(yùn)動參數(shù),多個模擬參數(shù)的關(guān)系匹配比較困難,不能適應(yīng)現(xiàn)代模擬技術(shù)條件下飛行員對模擬環(huán)境的需求。方法二通過控制律調(diào)參改變飛機(jī)的飛行品質(zhì)特性,理論上合理、可行,但在實(shí)際應(yīng)用中調(diào)參非常困難,無法準(zhǔn)確獲得需要模擬的飛行品質(zhì)特性,而且受平臺飛機(jī)能力的限制,能夠模擬的飛行品質(zhì)特性范圍和種類有限。

本文首先根據(jù)飛機(jī)的動力學(xué)原理,利用氣動、飛行狀態(tài)和質(zhì)量特性等參數(shù)建立不同飛行品質(zhì)特性的數(shù)學(xué)描述(模型或算法),并允許適當(dāng)?shù)睾喕?然后,按照有人駕駛飛機(jī)(固定翼)飛行品質(zhì)標(biāo)準(zhǔn)[2],根據(jù)試飛員品質(zhì)評價訓(xùn)練的需要預(yù)設(shè)不同類型、不同等級的飛行品質(zhì)特性,利用上述數(shù)學(xué)模型反推所需的氣動參數(shù);最后,通過常規(guī)的飛機(jī)動力學(xué)建模和仿真方法實(shí)現(xiàn)連續(xù)變化飛行品質(zhì)特性的全量飛行模擬,為模擬器提供所需關(guān)系匹配的各類提示信息,以滿足試飛員和試飛工程師飛行品質(zhì)評價訓(xùn)練的需求。

1 變飛行品質(zhì)特性的動力學(xué)建模

1.1 縱向動力學(xué)建模

本文主要給出了模擬縱向靜穩(wěn)定性、機(jī)動穩(wěn)定性和短周期模態(tài)的動力學(xué)建模方法。

(1)

(2)

圖1 重心對飛機(jī)縱向穩(wěn)定性的影響Fig.1 Influence of gravity on longitudinal stability of the aircraft

(2)短周期模態(tài)[1,3]。根據(jù)飛行動力學(xué)理論,短周期頻率ωsp和阻尼比ζsp為:

(3)

(4)

1.2 橫航向動力學(xué)建模

飛機(jī)橫航向飛行品質(zhì)內(nèi)容較多,本文主要給出了模擬航向靜(風(fēng)標(biāo))穩(wěn)定性、橫向靜穩(wěn)定性(上反角效應(yīng))、有利/不利偏航、荷蘭滾模態(tài)、滾轉(zhuǎn)模態(tài)和螺旋模態(tài)的橫航向動力學(xué)建模方法。

(6)

(7)

(8)

(9)

(5)荷蘭滾模態(tài)[1,3]的頻率ωnd和阻尼比ζd為:

(10)

其中:

(6)螺旋模態(tài)[1]的特征方程為:

(12)

2 仿真驗證及結(jié)果分析

2.1 縱向動力學(xué)模型的仿真驗證

固定縱向其他氣動參數(shù),通過調(diào)整Cmα模擬重心在前、中、后、hn、hn與hm之間、hm、hm之后7個位置的靜穩(wěn)定性和機(jī)動穩(wěn)定性。圖2給出了飛機(jī)重心分別在正常位置、hn和hm時,俯仰角速度和法向過載的方波響應(yīng)。

圖2 重心位置對靜穩(wěn)定性和機(jī)動穩(wěn)定性的影響Fig.2 Influence of the CG position on static stability and dynamic stability

由圖2可以看出,正常重心和重心在hn時,飛機(jī)響應(yīng)分別為二階和一階特性;重心在hm時,過載響應(yīng)基本呈中性。仿真結(jié)果表明，縱向動力學(xué)模型能夠模擬飛機(jī)在不同重心位置時的穩(wěn)定特性。

本文利用頻域等效系統(tǒng)擬配方法[4],對預(yù)設(shè)短周期頻率和阻尼比的模型進(jìn)行等效系統(tǒng)擬配。擬配結(jié)果如表1所示,表明利用本文建模方法得到的飛機(jī)動力學(xué)模型的短周期頻率和阻尼比與預(yù)設(shè)值完全吻合。

表1 等效系統(tǒng)擬配結(jié)果Table 1 Matching results of the equivalent system

圖3為短周期模態(tài)分別設(shè)置相同頻率、不同阻尼和相同阻尼比、不同頻率時模型的階躍響應(yīng)。從圖中迎角響應(yīng)的快慢和振蕩次數(shù)不難看出,利用本文方法所建的縱向動力學(xué)模型能夠模擬各種頻率和阻尼比組合情況的短周期模態(tài)特性。

圖3 短周期響應(yīng)Fig.3 Short period oscillation response

2.2 橫航向動力學(xué)模型的仿真驗證

橫航向動力學(xué)模型需要驗證的內(nèi)容較多,限于篇幅僅給出荷蘭滾模態(tài)、滾轉(zhuǎn)模態(tài)和螺旋模態(tài)的仿真驗證結(jié)果。仿真結(jié)果如圖4～圖6所示。

圖4中側(cè)滑角響應(yīng)的快慢和振蕩次數(shù)，驗證了利用本文方法建立的橫航向動力學(xué)模型能夠模擬各種頻率和阻尼比組合情況的荷蘭滾模態(tài)特性。

從圖5滾轉(zhuǎn)角速度建立的快慢可以看出，模型可以模擬不同時間常數(shù)的滾轉(zhuǎn)模態(tài)。

圖6的滾轉(zhuǎn)角不顯示模型能夠模擬收斂、中性和發(fā)散的螺旋模態(tài)。此外,橫航向動力學(xué)模型還可以模擬荷蘭滾模態(tài)的滾擺比、航向靜穩(wěn)定性和上反效應(yīng)等飛行品質(zhì)特性。受篇幅所限,仿真驗證結(jié)果不一一列出。

圖4 荷蘭滾響應(yīng)Fig.4 Dutch roll response

圖5 滾轉(zhuǎn)角速度響應(yīng)Fig.5 Rate of roll response

圖6 滾轉(zhuǎn)角響應(yīng)Fig.6 Roll angle response

3 結(jié)束語

本文提出的用于飛行品質(zhì)評價訓(xùn)練的動力學(xué)建模方法,能夠?qū)崿F(xiàn)飛行品質(zhì)特性連續(xù)變化的全量飛行模擬,可以為模擬器提供關(guān)系匹配的各類數(shù)據(jù),與現(xiàn)代飛行模擬技術(shù)相適應(yīng),能夠滿足試飛員飛行品質(zhì)評價訓(xùn)練需求。

飛行品質(zhì)評價訓(xùn)練是試飛員培訓(xùn)的一項重要內(nèi)容。目前,我國試飛員培訓(xùn)體系不夠健全,配套設(shè)施落后,沒有專門針對試飛員品質(zhì)評價,尤其是操縱特性評價的訓(xùn)練系統(tǒng),非常有必要利用運(yùn)動平臺和可變?nèi)烁刑匦缘牟倏v加載系統(tǒng)研制用于試飛員品質(zhì)評價訓(xùn)練的地面飛行模擬系統(tǒng)[5]。本文僅解決了飛行品質(zhì)評價訓(xùn)練的動力學(xué)建模方法問題,系統(tǒng)研制、培訓(xùn)大綱和訓(xùn)練方法等可作為后續(xù)研究的重點(diǎn)。

參考文獻(xiàn)：

[1] 方振平,陳萬春,張曙光.航空飛行器飛行動力學(xué)[M].北京:北京航空航天大學(xué)出版社,2005:184-204.

[2] 空軍第八研究所,航空工業(yè)六三○所.GJB 185-86 有人駕駛飛機(jī)(固定翼)飛行品質(zhì)[S].北京:國防科學(xué)技術(shù)委員會,1986.

[3] (7201)飛行力學(xué)專業(yè)組.飛機(jī)飛行品質(zhì)計算手冊[M].北京:中華人民共和國航空工業(yè)部,1983:10-16.

[4] 孟捷,徐浩軍,葛志浩.等效系統(tǒng)參數(shù)辨識法在飛行品質(zhì)評價中的應(yīng)用[J]. 數(shù)學(xué)的實(shí)踐與認(rèn)識,2008,38(8):79-84.

[5] 董彥非,榮康,高杰.飛機(jī)飛行品質(zhì)規(guī)范發(fā)展綜述[J].飛行力學(xué),2010,28(5):1-4.