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        基于地面試驗數(shù)據(jù)的飛機橫航向飛行品質(zhì)評估

        2015-12-28 08:38:16侯世芳徐堅楊博文
        飛行力學(xué) 2015年3期
        關(guān)鍵詞:模態(tài)飛機

        侯世芳,徐堅,楊博文

        (中航飛機股份有限公司 研發(fā)中心,陜西 漢中723213)

        0 引言

        對飛機飛行品質(zhì)進行評估是飛機設(shè)計定型工作中的重要環(huán)節(jié),品質(zhì)評估結(jié)果的好壞直接關(guān)系到飛機設(shè)計的成功與否。針對現(xiàn)代高增穩(wěn)飛機的特點,當(dāng)前對飛機品質(zhì)進行評估主要是采用等效系統(tǒng)擬配的方法進行的。等效系統(tǒng)擬配方法的研究起始于19世紀60年代[1],其主要研究手段有時域范圍內(nèi)擬配[2-3]和頻域范圍內(nèi)擬配[4-5]。

        時域等效系統(tǒng)擬配計算方法較為復(fù)雜,加之其參數(shù)估計的在線方法尚不夠成熟等原因,沒有得到普遍應(yīng)用。而頻域擬配法需要事先知道高階系統(tǒng)模型,模型的精確程度對擬配結(jié)果影響很大。在只知道飛機輸入輸出時域響應(yīng)的情況下,雖然可以利用快速傅里葉變換(FFT)方法求取頻率特性,但所花費時間較長,手續(xù)繁瑣,而且必須輸入特殊的輸入信號[6],不利于工程運用。

        在對某型飛機進行品質(zhì)評估過程中,已知地面鐵鳥臺試飛數(shù)據(jù),這些數(shù)據(jù)是基于飛機在指定輸入信號作用下(如脈沖方向舵、階躍操縱副翼)的輸入輸出離散數(shù)據(jù)。針對這些數(shù)據(jù)開發(fā)面向工程應(yīng)用的品質(zhì)評估軟件,對于型號研制工作具有重要意義。

        考慮到飛機受到擾動后運動參數(shù)的變化具有相應(yīng)的模態(tài)特性,即在縱向方向上表現(xiàn)為長周期模態(tài)和短周期模態(tài)特性,在橫航向方向上表現(xiàn)為滾轉(zhuǎn)模態(tài)、螺旋模態(tài)、荷蘭滾模態(tài)特性。而這些模態(tài)對應(yīng)的運動參數(shù)的時域響應(yīng)具有特定的表達式,表達式中的模態(tài)參數(shù)包含了進行飛機品質(zhì)評估的關(guān)鍵參數(shù),如阻尼比、自振頻率等。因此,對飛機各運動參數(shù)模態(tài)特定表達式之和組成的函數(shù)中的未知參數(shù)進行參數(shù)優(yōu)化,使得優(yōu)化后的時域響應(yīng)函數(shù)時間歷程曲線與實際地面試飛數(shù)據(jù)曲線相吻合,即可計算出進行飛機品質(zhì)評估的相關(guān)參數(shù),進而可對飛行品質(zhì)進行評估。

        本文以GJB 185-86為依據(jù),以飛機橫航向為例,按照試飛大綱中的試飛方法,基于地面鐵鳥臺試飛數(shù)據(jù),提出按照飛機典型運動模態(tài)特性的表達式來擬合飛機在擾動作用下的輸出,進而計算出飛機橫航向模態(tài)參數(shù)的方法。同時,還對軟件的實施方法進行了說明。所提出的方法對于建立一種面向工程應(yīng)用的、基于試飛數(shù)據(jù)的飛機飛行品質(zhì)研究具有一定的參考價值。

        1 飛機橫航品質(zhì)評估方法

        1.1 橫航向模態(tài)參數(shù)駕駛技術(shù)

        在地面鐵鳥臺進行飛機橫航向動穩(wěn)定性評估時,采用了倍脈沖方向舵、階躍操縱副翼等試驗方法。

        倍脈沖方向舵實際上可認為是對飛機的一個擾動。擾動結(jié)束后(方向舵回到初值位置),飛機的運動參數(shù)按照固定的模態(tài)特性進行變化。這種試飛方法可以用來確定飛機的螺旋模態(tài)和荷蘭滾模態(tài)參數(shù)。

        由于滾轉(zhuǎn)模態(tài)參數(shù)在擾動初期迅速衰減,與其他模態(tài)疊加進行計算時,結(jié)果會存在較大的誤差,需要單獨進行辨識,采用階躍操縱副翼的試驗方法進行。

        1.2 飛機橫航向擾動后運動參數(shù)表達式

        飛機對橫航向擾動的響應(yīng)一般由滾轉(zhuǎn)模態(tài)、螺旋模態(tài)和荷蘭滾模態(tài)組成。以滾轉(zhuǎn)角為例,對橫航向運動典型參數(shù)的時域響應(yīng)以通用表達式進行說明。

        對于一般飛機,對滾轉(zhuǎn)角而言,滾轉(zhuǎn)模態(tài)表現(xiàn)為滾轉(zhuǎn)角的迅速衰減。滾轉(zhuǎn)模態(tài)特性可用一階時間常數(shù)τR來表征:

        螺旋模態(tài)中滾轉(zhuǎn)角的變化表現(xiàn)為滾轉(zhuǎn)角隨時間緩慢地變化,它可能是收斂的,也可能是發(fā)散的??捎靡浑A時間常數(shù)τS來表示:

        荷蘭滾模態(tài)中滾轉(zhuǎn)角變化主要表現(xiàn)為滾轉(zhuǎn)角隨時間按振蕩的方式周期性地衰減,可用二階參數(shù)ωnd,ζd和相位角 ψφ表示:

        飛機的整個反應(yīng)是上面三個模態(tài)反應(yīng)的迭加。滾轉(zhuǎn)角的時域響應(yīng)可表示為:

        其運動軌跡示意圖如圖1所示(以發(fā)散螺旋運動為例)。

        圖1 飛機橫航向運動組成Fig.1 Constitution of lateral-directional motion

        從駕駛員操縱結(jié)束后橫航向參數(shù)的數(shù)據(jù)段中均勻地取30個點,利用這30個點的坐標值對式(4)中的各個參數(shù)值進行擬合。使得下述性能指標(失配度)最小:

        式中:Δγi為每一個采樣點處試飛數(shù)據(jù)與擬配函數(shù)值的差值。根據(jù)擬配所得的最優(yōu)參數(shù)值,即可得到飛機橫航向的各個模態(tài)參數(shù)。

        階躍操縱副翼后,滾轉(zhuǎn)速率響應(yīng)如圖2所示。

        圖2 階躍副翼后滾轉(zhuǎn)速率響應(yīng)Fig.2 Rolling rate response after aileron stepping

        1.3 參數(shù)優(yōu)化方法選擇與運用

        利用地面試飛數(shù)據(jù)對式(4)中的參數(shù)進行計算是一個非線性擬合問題。與低階等效系統(tǒng)參數(shù)計算過程相同的是,其實質(zhì)都是參數(shù)最優(yōu)化問題,相關(guān)的研究也很多[7-8]。Matlab中提供了豐富的非線性擬合函數(shù),以及各種智能算法,通過對其中各種算法與本文實例中的實際應(yīng)用效果進行比較,得出最小二乘非線性擬合算法具有對初值敏感性相對較低、運算速度快等優(yōu)點,適用于工程應(yīng)用。

        在對參數(shù)初值的選取上,利用經(jīng)驗數(shù)據(jù)來確定,并使初值限定在一個合理的范圍內(nèi)。實際中多次計算結(jié)果表明,這種所選擇的算法是可行的。

        某型飛機的品質(zhì)評估軟件的開發(fā)以LabWindows/CVI為平臺進行,基于該平臺,可方便地進行虛擬界面的開發(fā)。但對于數(shù)據(jù)處理能力方面,Lab-Windows/CVI卻有些欠缺,增加了軟件開發(fā)的難度。而基于Matlab可方便地開發(fā)各種數(shù)據(jù)處理算法。通過混合編程技術(shù)以充分發(fā)揮兩者的優(yōu)點——以LabWindows/CVI完成操作和用戶界面的編寫,以Matlab進行高級數(shù)據(jù)處理,提高測試診斷軟件編寫速度。

        LabWindows/CVI與Matlab的混合編程通常有三種方式。文獻[9]中運用了一種基于COM組件的LabWindows/CVI與Matlab混合編程方法進行經(jīng)驗?zāi)B(tài)分解(EMD),該方法能夠脫離Matlab環(huán)境單獨運行,實現(xiàn)了LabWindows/CVI與Matlab的完美結(jié)合,提高了軟件開發(fā)效率。

        LabWindows/CVI與Matlab混合編程計算橫航向運動參數(shù)典型模態(tài)步驟如下:

        (1)編寫 Matlab數(shù)據(jù)處理程序,使用 Matlab COM Builder生成COM組件并打包;

        (2)在LabWindows/CVI中對需要進行評估的數(shù)據(jù)進行讀取,選擇進行品質(zhì)評估的數(shù)據(jù)段,調(diào)用相應(yīng)的ActiveX控件對數(shù)據(jù)進行處理;

        (3)輸出結(jié)果。

        2 仿真算例

        為驗證上述方法的有效性,對某次地面試飛數(shù)據(jù)進行品質(zhì)評估。

        飛機初始在H=4 000 m高度上以V=260 m/s進行水平勻速直線飛行,駕駛員以倍脈沖方向舵對飛機進行操縱。運用品質(zhì)評估軟件對試飛數(shù)據(jù)進行評估。

        需要注意的是,在倍脈沖方向舵結(jié)束時,由于駕駛員在糾正舵面回至初始位置過程中,難以避免地會有小幅調(diào)整過程,截取數(shù)據(jù)時通常在駕駛員基本完成調(diào)整過程處開始,這就相當(dāng)于在利用式(4)對橫航向運動參數(shù)進行計算時,在時間t的基礎(chǔ)上,增加一延遲項Δt,這樣擬配的參數(shù)達到9個。以滾轉(zhuǎn)角為例,擬配初值選為[15,-5,-10,-5,20,0.5,1,1,1],且限定參數(shù)擬配范圍:LB=[-50,-50,-80,0,-50,0,0,- π,0],UB=[50,50,0,10,50,1,10,π,5]。飛機橫航向運動參數(shù)擬配結(jié)果如表1所示。

        表1 橫航向運動參數(shù)擬配結(jié)果Table 1 Fitted results of lateral-directional parameters

        按表1中各參數(shù)值,可知飛機最小螺旋模態(tài)倍幅時間T2=-0.693τR=20.48 s,滿足GJB 185-86中等級1的要求;荷蘭滾模態(tài)阻尼比為0.14,自振頻率分別為0.79 rad/s,均滿足GJB 185-86中等級1的要求。

        飛行參數(shù)真實響應(yīng)曲線與參數(shù)擬配后的曲線比較如圖3所示。

        圖3 擬合曲線與試飛曲線對比圖Fig.3 Comparison of fitted curve and test curve

        上述結(jié)果表明,采用本文的算法,擬合曲線與實際試飛曲線之間的差異非常小,兩者之間的失配度僅為0.028 3,并且各模態(tài)參數(shù)計算結(jié)果與以往試驗結(jié)果基本一致。為進一步驗證算法的有效性,對飛機在不同初始條件下的橫航向倍脈沖以及縱向擾動運動結(jié)果進行了計算,均得到很好的結(jié)果。故本文算法可以用來進行飛機性能品質(zhì)的計算。

        如前文所述,擬配的參數(shù)中關(guān)于滾轉(zhuǎn)模態(tài)時間常數(shù)存在較大的誤差,需要根據(jù)階躍升降舵操縱方法進行評估,由于計算過程較為簡單,不再贅述。

        3 結(jié)束語

        根據(jù)飛機在擾動作用下所固有的模態(tài)特性表達式,擬合出飛機時域響應(yīng)歷程曲線,通過與地面試飛數(shù)據(jù)對比,驗證了所提出算法在飛機品質(zhì)評估工作中的有效性?;贑OM組件的LabWindows/CVI與Matlab混合編程,能夠脫離Matlab環(huán)境運行,這對于程序的開發(fā)具有重要的意義,使得程序開發(fā)者只需關(guān)注程序功能的設(shè)計,無需考慮對數(shù)據(jù)進行處理的復(fù)雜算法,提高了軟件開發(fā)效率。本文的飛機為傳統(tǒng)布局飛機,其各模態(tài)特性較為明顯,所以算法擬合結(jié)果較好。理論上,對于現(xiàn)代高階增穩(wěn)的飛機只要其運動參數(shù)的響應(yīng)具有典型的模態(tài)特性,均可以利用該算法進行品質(zhì)評估計算。

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