摘要：分析了工程模擬器重定位功能需求過(guò)程，研究了側(cè)風(fēng)配平實(shí)現(xiàn)過(guò)程，采用基于改進(jìn)的最速下降法對(duì)側(cè)風(fēng)配平問(wèn)題進(jìn)行了優(yōu)化計(jì)算，并在某民用飛機(jī)工程模擬器上進(jìn)行了仿真驗(yàn)證。仿真結(jié)果表明，采用改進(jìn)的最速下降法較為簡(jiǎn)單、計(jì)算量少、收斂速度快、穩(wěn)定性好、易于工程實(shí)現(xiàn)，可以實(shí)現(xiàn)全飛行包線內(nèi)的配平；側(cè)風(fēng)配平實(shí)現(xiàn)過(guò)程具備較強(qiáng)的可操作性，具有重要的工程應(yīng)用價(jià)值，可為其它模擬器重定位技術(shù)提供重要參考。

關(guān)鍵詞：工程模擬器；重定位技術(shù)；側(cè)風(fēng)配平；最速下降法

DOIDOI：10.11907/rjdk.151239

中圖分類號(hào)：TP302

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A 文章編號(hào)：16727800（2015）006000104

作者簡(jiǎn)介作者簡(jiǎn)介：吳勝亮（1987-），男，安徽六安人，碩士，上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院助理工程師，研究方向?yàn)楣こ棠M器研制與試驗(yàn)、飛行力學(xué)、控制與仿真。

0 引言

飛機(jī)平衡狀態(tài)常用于計(jì)算飛機(jī)的飛行性能，以及計(jì)算進(jìn)行穩(wěn)定性、操縱性分析的平衡面和分支面[2]。為確定飛行數(shù)值仿真中定常飛行的初始狀態(tài)參數(shù)值，需要應(yīng)用平衡狀態(tài)配平算法進(jìn)行配平計(jì)算。魯可等[1]設(shè)計(jì)了基于最速下降法的配平方法，并對(duì)定常直線飛行配平進(jìn)行了仿真；沈宏良等[2]設(shè)計(jì)了基于變尺度DFP算法的平衡狀態(tài)和平衡面配平方法，并對(duì)定常直線爬升、正常盤旋和定直平飛平衡面進(jìn)行了仿真；劉艷等[3]從飛行性能最優(yōu)角度出發(fā)，充分考慮飛機(jī)本體特性及各操縱面的特性來(lái)研究多操縱面飛機(jī)的配平原則，采用數(shù)學(xué)規(guī)劃法中的線性規(guī)劃對(duì)配平操縱面進(jìn)行分配；李洪冬等[4]利用粒子群優(yōu)化算法求解飛機(jī)多種平衡狀態(tài)，對(duì)飛機(jī)的穩(wěn)態(tài)平飛、爬升、下降和轉(zhuǎn)彎等平衡狀態(tài)進(jìn)行了仿真；李超等[5]設(shè)計(jì)了基于遺傳算法的配平方法，并對(duì)定常直線飛行配平和水平盤旋飛行配平進(jìn)行了仿真；王海濤等[6]提出只利用飛機(jī)模型的輸入輸出信息和配平約束條件求解配平狀態(tài)的方法，采用混合遺傳算法計(jì)算最優(yōu)值，并對(duì)定直平飛和協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎進(jìn)行了仿真；張劍[7]設(shè)計(jì)了一套民用噴氣飛機(jī)配平計(jì)算軟件，該軟件可以對(duì)民用飛機(jī)的失速速度、平飛需用推力、升降舵效率、平尾效率、方向舵效率以及單發(fā)橫航向穩(wěn)定性等進(jìn)行快速計(jì)算；徐南波[8]介紹了民用飛機(jī)單發(fā)失效時(shí)，方向舵偏度和側(cè)滑角隨著飛機(jī)配平方式變化的規(guī)律。以上學(xué)者只針對(duì)飛機(jī)定常飛行的配平進(jìn)行了研究，應(yīng)用不同的優(yōu)化算法求得最優(yōu)控制量，而考慮側(cè)風(fēng)配平的重定位技術(shù)尚未有文獻(xiàn)涉及。針對(duì)此問(wèn)題，本文對(duì)模擬器的側(cè)風(fēng)配平重定位技術(shù)進(jìn)行了研究，分析了模擬器重定位功能需求過(guò)程，闡述了側(cè)風(fēng)配平的實(shí)現(xiàn)過(guò)程，提出了應(yīng)用基于改進(jìn)的最速下降法進(jìn)行側(cè)風(fēng)配平的優(yōu)化計(jì)算，并在某民用飛機(jī)工程模擬器上進(jìn)行了仿真驗(yàn)證。

1 模擬器架構(gòu)

工程模擬器是一個(gè)高度復(fù)雜的系統(tǒng)，既包括由大量數(shù)學(xué)仿真模型來(lái)模擬的“虛擬系統(tǒng)”，也包括飛機(jī)的部分真實(shí)系統(tǒng)、器件或者仿真件。工程模擬器主要由駕駛艙結(jié)構(gòu)與駕駛艙設(shè)備仿真系統(tǒng)、主飛行仿真系統(tǒng)、飛控仿真系統(tǒng)、航電仿真系統(tǒng)、視景系統(tǒng)、六自由度運(yùn)動(dòng)系統(tǒng)、聲音仿真系統(tǒng)、綜合控制臺(tái)系統(tǒng)、硬件接口系統(tǒng)、計(jì)算機(jī)實(shí)時(shí)仿真系統(tǒng)、環(huán)境與支持系統(tǒng)等分系統(tǒng)組成，通過(guò)建模與仿真技術(shù)，為工程師和飛行員提供了具有運(yùn)動(dòng)感覺(jué)和高逼真度模擬飛行環(huán)境的設(shè)計(jì)試驗(yàn)平臺(tái)。工程模擬器架構(gòu)如圖1所示。

2 數(shù)學(xué)模型

2.1 運(yùn)動(dòng)方程模塊

在飛行仿真系統(tǒng)中，該模塊首先計(jì)算機(jī)體軸上的合外力和合力矩，然后計(jì)算沿機(jī)體軸的線加速度和角加速度，并應(yīng)用積分產(chǎn)生飛機(jī)的合成速度。把風(fēng)和紊流擾動(dòng)速度加到機(jī)體軸線速度上，用來(lái)計(jì)算飛行軌跡參數(shù)。把機(jī)體軸角速度分解到氣流軸上用來(lái)計(jì)算飛機(jī)迎角、側(cè)滑角及其變化率，以提供給氣動(dòng)系數(shù)模塊使用。把角速度分解到地面坐標(biāo)系上，應(yīng)用積分計(jì)算3個(gè)歐拉角，為視景、儀表等系統(tǒng)提供飛機(jī)姿態(tài)參數(shù)[9]。

2.2 風(fēng)模型

風(fēng)模型是工程模擬器的重要組成部分。通過(guò)建立風(fēng)切變、紊流等風(fēng)模型模擬復(fù)雜的氣象環(huán)境，可為模擬器提供逼真的風(fēng)場(chǎng)環(huán)境模擬。

2.2.1 平均風(fēng)計(jì)算

平均風(fēng)速可由飛機(jī)位置到預(yù)期著陸點(diǎn)位置的線性插值得到；如果飛機(jī)位置在特定風(fēng)場(chǎng)之外，不再使用外推法。相反，則使用給定位置的數(shù)據(jù)。

2.2.2 紊流計(jì)算

3 重定位技術(shù)

3.1 重定位功能需求

特殊狀態(tài)重置是想定設(shè)置的一種，用來(lái)滿足特定的訓(xùn)練或試驗(yàn)要求以選定特定的飛行狀態(tài)，也可用來(lái)快速實(shí)現(xiàn)模擬器鑒定自動(dòng)測(cè)試時(shí)的初始狀態(tài)。在模擬器試驗(yàn)過(guò)程中，工程人員需設(shè)置大量的不同飛行科目試驗(yàn)狀態(tài)點(diǎn)開(kāi)展試驗(yàn)，如起飛、著陸、配平、橫航向靜穩(wěn)定性、動(dòng)穩(wěn)定性、縱向操縱效能等。為了提高工程模擬器試驗(yàn)效率及對(duì)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行高效處理，需在工程模擬器上實(shí)現(xiàn)任意點(diǎn)設(shè)置完成后飛機(jī)可自動(dòng)配平的功能。該功能要求在綜合控制臺(tái)設(shè)置重量、重心、高度、速度后，根據(jù)當(dāng)時(shí)飛機(jī)起落架收放位置、襟縫翼位置等相關(guān)參數(shù)，自動(dòng)解算飛機(jī)各配平模式所需要的迎角、側(cè)滑角、油門桿位置以及操縱面（升降舵、方向舵、副翼）偏角等的配平位置，使飛機(jī)能夠在設(shè)置完成后進(jìn)入所要求的穩(wěn)定配平狀態(tài)，使飛機(jī)所受合力和合力矩為零。在配平的基礎(chǔ)上，才可以加控制信號(hào)完成各種飛行功能。工程模擬器重定位功能需求過(guò)程如圖2所示。

3.2 重定位配平算法

飛機(jī)處于平衡狀態(tài)，飛機(jī)所受合力和合力矩為零，則飛機(jī)機(jī)體軸3個(gè)線加速度和3個(gè)角加速度為零。因此，選取線加速度和角加速度平方和作為性能指標(biāo)：

在待求的狀態(tài)變量中根據(jù)平衡狀態(tài)類型來(lái)控制變量，在側(cè)風(fēng)配平重定位設(shè)計(jì)時(shí)，選取迎角、側(cè)滑角、滾轉(zhuǎn)角、操縱面（升降舵、方向舵、副翼）偏角、發(fā)動(dòng)機(jī)油門位置作為待優(yōu)化的控制變量。補(bǔ)充適當(dāng)?shù)妮o助方程后，性能指標(biāo)f成為控制變量的函數(shù)，即給定一組控制變量后，根據(jù)運(yùn)動(dòng)方程可唯一求解性能指標(biāo)f值。在性能指標(biāo)f取最小值時(shí)對(duì)應(yīng)的最優(yōu)控制量為所求的飛機(jī)平衡點(diǎn)狀態(tài)量，其它狀態(tài)變量可根據(jù)運(yùn)動(dòng)學(xué)及幾何關(guān)系求得。

3.3 重定位優(yōu)化計(jì)算算法

解上述非線性方程組有多種方法，例如Newton迭代法、近似Newton法、遺傳算法、混合遺傳算法粒子群優(yōu)化算法等。但這些算法考慮過(guò)于全面，程序設(shè)計(jì)較為復(fù)雜，計(jì)算量大。本文考慮計(jì)算量、收斂速度、工程模擬器上優(yōu)化算法程序?qū)崿F(xiàn)難易程度等因素，選取曲英杰等[10]提出的改進(jìn)的最速下降算法。該算法對(duì)最速下降法作了改進(jìn)，使其收斂速度由一階提高到二階，其原理是先將初始向量x（0）用最速下降法迭代2m步，得到2m+1個(gè)向量S（0），S（1），···S（2m），然后應(yīng)用向量ε算法將2m+1個(gè)向量加以改進(jìn)，得到一個(gè)新的向量x（1）；然后再將x（1）作為新的初始近似向量，用最速下降法迭代2m，再將得到的向量組用向量ε算法加以改進(jìn)，得到新的向量x（2）；以此類推，就得到一向量序列x（k）。

3.4 側(cè)風(fēng)配平重定位

3.4.1 側(cè)風(fēng)配平模式要求

設(shè)置飛機(jī)的總重量、重心、高度、速度、風(fēng)向、風(fēng)速、起落架和襟縫翼狀態(tài)，配平飛機(jī)的推力、迎角、側(cè)滑角、水平安定面角度、副翼角度，設(shè)置結(jié)束后，飛機(jī)可在設(shè)置狀態(tài)下配平，飛行解凍后，飛機(jī)瞬態(tài)以設(shè)置的迎角、側(cè)滑角、定高度、定速度直線平飛。

3.4.2 側(cè)風(fēng)配平過(guò)程

側(cè)風(fēng)配平過(guò)程如下：①根據(jù)各配平模式的要求，將試驗(yàn)狀態(tài)點(diǎn)的重量、重心、高度、速度參數(shù)設(shè)置成腳本文件，根據(jù)預(yù)先設(shè)置好的試驗(yàn)構(gòu)型文件，在試驗(yàn)時(shí)通過(guò)綜合控制臺(tái)選擇腳本文件中的試驗(yàn)構(gòu)型，實(shí)現(xiàn)自動(dòng)加載試驗(yàn)狀態(tài)點(diǎn)的設(shè)置；②實(shí)現(xiàn)飛行仿真系統(tǒng)的配平算法：能夠根據(jù)設(shè)置的高度、速度、重量、重心、襟縫翼位置、減速板位置、起落架位置等參數(shù)，解算配平狀態(tài)的迎角、所需水平安定面角度、所需發(fā)動(dòng)機(jī)推力、副翼角度和方向舵角度等參數(shù)；③實(shí)現(xiàn)水平安定面的配平驅(qū)動(dòng)：能夠根據(jù)配平計(jì)算的所需水平安定面角度，在短時(shí)間內(nèi)驅(qū)動(dòng)水平安定面的動(dòng)作，到達(dá)所需要的位置； ④實(shí)現(xiàn)油門桿的配平驅(qū)動(dòng)：能夠根據(jù)配平計(jì)算的所需推力，短時(shí)間內(nèi)將油門桿驅(qū)動(dòng)到合適位置，使發(fā)動(dòng)機(jī)提供滿足閾值要求的所需推力；⑤實(shí)現(xiàn)副翼和方向舵的配平驅(qū)動(dòng)；能夠根據(jù)橫航向配平所解算出的副翼和方向舵，短時(shí)間內(nèi)驅(qū)動(dòng)方向舵和操縱桿到所需位置；⑥實(shí)現(xiàn)配平過(guò)程的邏輯控制，能夠正確響應(yīng)配平的邏輯，只有在配平完成后才能實(shí)現(xiàn)“飛行解凍”，并能夠在解凍后配平位置基礎(chǔ)上實(shí)現(xiàn)人工調(diào)節(jié)水平安定面的功能，解凍后在此配平基礎(chǔ)上實(shí)現(xiàn)人工調(diào)節(jié)油門桿進(jìn)而控制推力的功能。

側(cè)風(fēng)配平具體實(shí)現(xiàn)流程如圖3所示。

4 計(jì)算結(jié)果仿真及分析

本文以某型飛機(jī)為例，計(jì)算了側(cè)風(fēng)狀態(tài)下的飛機(jī)平衡狀態(tài)。為了使評(píng)估試驗(yàn)進(jìn)行得更為充分，可考慮選擇不同的飛機(jī)高度、重量、重心、速度、起落架和襟翼位置以及飛行階段的試驗(yàn)點(diǎn)，本次試驗(yàn)分析的試驗(yàn)狀態(tài)點(diǎn)（右側(cè)風(fēng)、起落架放下、襟縫翼收上）如表1所示，

計(jì)算所得配平狀態(tài)量如表2所示。

從表2可以看出，通過(guò)重定位設(shè)置，工程模擬器自動(dòng)解算出飛機(jī)側(cè)風(fēng)配平模式所需要的迎角、側(cè)滑角、滾轉(zhuǎn)角、發(fā)動(dòng)機(jī)推力以及操縱面（升降舵、方向舵、副翼）偏角的配平位置，此時(shí)飛機(jī)所受合力和合力矩均為零，表明飛機(jī)在重定位設(shè)置完成后進(jìn)入要求的穩(wěn)定配平狀態(tài)，在配平的基礎(chǔ)上，飛行解凍后飛行員施加試驗(yàn)任務(wù)單中要求的飛行員動(dòng)作以完成相應(yīng)的試驗(yàn)。

本文給出了一個(gè)試驗(yàn)狀態(tài)點(diǎn)的配平，在試驗(yàn)過(guò)程中大量的試驗(yàn)狀態(tài)點(diǎn)重定位計(jì)算表明，采用改進(jìn)的最速下降法較為簡(jiǎn)單、計(jì)算量少、收斂速度快、穩(wěn)定性好、易于工程實(shí)現(xiàn)，可以實(shí)現(xiàn)全飛行包線內(nèi)的配平。

5 結(jié)語(yǔ)

本文對(duì)模擬器的側(cè)風(fēng)配平重定位技術(shù)進(jìn)行了研究，采用改進(jìn)的最速下降法優(yōu)化計(jì)算飛機(jī)平衡點(diǎn)狀態(tài)量，以及配平實(shí)現(xiàn)過(guò)程，并在某民用飛機(jī)工程模擬器上進(jìn)行了仿真驗(yàn)證。仿真結(jié)果表明，采用改進(jìn)的最速下降法較為簡(jiǎn)單、計(jì)算量少、收斂速度快、穩(wěn)定性好、易于工程實(shí)現(xiàn)，可以實(shí)現(xiàn)全飛行包線內(nèi)的配平。配平實(shí)現(xiàn)過(guò)程具備較強(qiáng)的可操作性，具有重要的工程應(yīng)用價(jià)值，為其它模擬器重定位技術(shù)提供了重要參考。

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責(zé)任編輯（責(zé)任編輯：孫 娟）

英文摘要Abstract：This paper analyzes functional requirement procedure of reposition，studies realization process of crosswind trim for engineering simulator and presents a general optimization method based on steepest descent method to solve state of crosswind trim. This method has applied to an engineering simulator of civil aircraft. The result shows that 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. This conclusion is achievable and of important engineering value，and provides important reference for reposition technical of engineering simulator.

英文關(guān)鍵詞Key Words： Engineering Simulator；Reposition；Crosswind Trim；Steepest Descent Method；Optimization