李康孛

摘 要：飛機(jī)在設(shè)計(jì)過程中，為了獲得飛機(jī)真實(shí)準(zhǔn)確的氣動(dòng)參數(shù)，通過對飛機(jī)試飛數(shù)據(jù)進(jìn)行參數(shù)評估獲取精確氣動(dòng)參數(shù)是一種有效的手段。但由于試驗(yàn)測試儀器的因素，試飛數(shù)據(jù)的誤差影響了參數(shù)評估的精度。文章通過對已知?dú)鈩?dòng)參數(shù)的飛機(jī)縱向動(dòng)力學(xué)模型進(jìn)行模擬飛行，分別記錄了三組不同控制輸入的參數(shù)評估所需的時(shí)間歷程數(shù)據(jù)，然后分別在高度、速度、迎角、姿態(tài)角、角速度、法向過載、軸向過載和升降舵等測量參數(shù)的時(shí)間歷程數(shù)據(jù)上人為疊加靈敏度、零偏和延時(shí)三種誤差，利用最小二乘評估法對氣動(dòng)參數(shù)進(jìn)行評估，研究各參數(shù)的三種誤差對評估結(jié)果的影響。結(jié)論顯示各參數(shù)的誤差對結(jié)果影響量差異明顯，延時(shí)誤差的影響呈非線性。

關(guān)鍵詞：氣動(dòng)力；參數(shù)辨識(shí)；數(shù)據(jù)測量；誤差

引言

飛機(jī)在設(shè)計(jì)過程中，氣動(dòng)參數(shù)的獲取手段主要有工程估算，CFD計(jì)算和風(fēng)洞試驗(yàn)，但這些方法實(shí)際上均難以獲得精確的數(shù)據(jù)。為了獲得真實(shí)飛機(jī)的氣動(dòng)參數(shù)，以供飛機(jī)設(shè)計(jì)及為飛行模擬機(jī)的氣動(dòng)模型提供精確的數(shù)據(jù)，通過對飛機(jī)試飛數(shù)據(jù)進(jìn)行參數(shù)評估獲取精確氣動(dòng)參數(shù)是一種有效的手段。目前線性參數(shù)評估已經(jīng)比較完善，文獻(xiàn)[6]更是介紹了一種非線性參數(shù)評估方法。但由于試驗(yàn)測試儀器的因素，試飛數(shù)據(jù)的誤差影響了參數(shù)評估的精度。

文章通過對某已知?dú)鈩?dòng)參數(shù)的飛機(jī)縱向動(dòng)力學(xué)模型進(jìn)行模擬飛行，記錄參數(shù)評估所需的各參數(shù)時(shí)間歷程數(shù)據(jù)，然后分別在各測量數(shù)據(jù)上人為疊加靈敏度、零偏和延時(shí)三種誤差，并利用最小二乘法對氣動(dòng)參數(shù)進(jìn)行評估，研究各參數(shù)的誤差對評估精度的影響。

1 最小二乘估計(jì)

3 數(shù)據(jù)采集及計(jì)算

測量數(shù)據(jù)：高度H、速度VT，迎角？琢、俯仰角？茲、俯仰角速度q、Z軸過載nz、X軸過載nx、升降舵偏度？啄e。分別在2-3-1-1機(jī)動(dòng)（M1）、倍脈沖機(jī)動(dòng)（M2）和長周期模態(tài)激勵(lì)機(jī)動(dòng)3（M3）這三種機(jī)動(dòng)下測量得到三組數(shù)據(jù)，采樣率100Hz（參考自文獻(xiàn)[3]）。飛機(jī)初始配平狀態(tài)為：高度H=0m，速度VT=150節(jié)，定常平飛。

5.8 升降舵偏度誤差影響

（1）升降舵偏度測量靈敏度誤差影響。對CL0、CL？啄e、Cm0和Cm？啄e有明顯影響。CL？啄e和Cm？啄e的絕對值隨靈敏度的增大而減小。對其他參數(shù)幾乎無影響。三種機(jī)動(dòng)的評估結(jié)果穩(wěn)定性無明顯的優(yōu)劣之分。（如圖23）。

（2）升降舵偏度測量零偏誤差影響。對CL0和Cm0有顯著影響。CL0隨零偏增大而減小，評估誤差約為零偏誤差與CL？琢乘積的負(fù)值。Cm0隨零偏的減小而增大，評估誤差約為零偏誤差與Cm？琢乘積的負(fù)值。對其他參數(shù)幾乎無影響。三種機(jī)動(dòng)的評估結(jié)果穩(wěn)定性無明顯的優(yōu)劣之分。（如圖24）。

（3）升降舵偏度測量延時(shí)誤差影響。對除CD0和A以外的所有參數(shù)均有明顯影響，且呈非線性。三種機(jī)動(dòng)的評估結(jié)果穩(wěn)定性無明顯的優(yōu)劣之分。（如圖25）。

6 結(jié)論

迎角？琢和升降舵偏角？啄e的零偏誤差會(huì)顯著影響CL0和Cm0的評估結(jié)果，而不會(huì)影響CL？琢和Cm？琢的評估結(jié)果。這是因?yàn)椋珻L？琢和Cm？琢的評估是基于機(jī)動(dòng)過程中迎角和升降舵變化量？駐？琢和？駐？啄e的，所有不受零偏誤差的影響。當(dāng)迎角？琢和升降舵偏角？啄e存在零偏誤差，為了保證CL和Cm不變，只能在CL0和Cm0中包含一個(gè)和迎角、升降舵偏度的零偏誤差與CL？琢、Cm？琢乘積的負(fù)值。

各測量參數(shù)的延時(shí)誤差對氣動(dòng)參數(shù)評估的影響通常很明顯且呈非線性，且不同的機(jī)動(dòng)動(dòng)作的評估結(jié)果差別很大。這種特性表明，相對于靈敏度誤差和零偏誤差，延時(shí)誤差對參數(shù)評估結(jié)果更具有不可預(yù)測性，因此氣動(dòng)參數(shù)評估所采用的數(shù)據(jù)應(yīng)盡可能的減小延時(shí)誤差。

機(jī)動(dòng)M3的評估結(jié)果在大部分情況下比M1和M2更加不穩(wěn)定，更易受數(shù)據(jù)誤差的影響。因此在設(shè)計(jì)飛行試驗(yàn)機(jī)動(dòng)動(dòng)作時(shí)，無特殊情況時(shí)盡量選擇類似M1和M2這樣的機(jī)動(dòng)動(dòng)作。

7 展望

文章研究了飛機(jī)縱向各參數(shù)測量時(shí)的靈敏度、零偏和延時(shí)誤差對氣動(dòng)參數(shù)評估的結(jié)果的影響，得出一些結(jié)論可為飛行試驗(yàn)測試設(shè)備選型和飛行試驗(yàn)機(jī)動(dòng)動(dòng)作的設(shè)計(jì)方面提供參考，以通過對測試數(shù)據(jù)進(jìn)行參數(shù)評估獲得較高準(zhǔn)確度的氣動(dòng)參數(shù)。但由于文章只是研究了單個(gè)測量參數(shù)的單獨(dú)影響，并未考慮各類參數(shù)測量誤差的綜合作用，也未考慮對數(shù)據(jù)進(jìn)行相容性檢查的影響，以及沒有考慮飛行試驗(yàn)時(shí)非定常、彈性變形、大氣擾動(dòng)等影響。因此可能尚不具備多大的參考意義。將來需要進(jìn)一步研究多種誤差的綜合影響，以及數(shù)據(jù)相容性檢查、大氣干擾等其他影響因素。另外也需要研究橫航向的氣動(dòng)參數(shù)評估的數(shù)據(jù)誤差影響。

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