吳戴鵬　王磊　黎先平

【摘 要】受限于風(fēng)洞試驗(yàn)和計(jì)算機(jī)數(shù)值模擬分析（CFD）與空中真實(shí)飛行環(huán)境的差異性，基于風(fēng)洞數(shù)據(jù)和CFD數(shù)據(jù)而建立起來(lái)的氣動(dòng)模型往往無(wú)法直接滿足CCAR-60部，因此，有必要對(duì)飛機(jī)的氣動(dòng)模型進(jìn)行辨識(shí)和修正。本文簡(jiǎn)要論述了民機(jī)領(lǐng)域氣動(dòng)模型修正的一般流程和注意事項(xiàng)， 利用試飛數(shù)據(jù)來(lái)辨識(shí)氣動(dòng)參數(shù)，并對(duì)模型進(jìn)行修正以獲取精確的氣動(dòng)模型。

【關(guān)鍵詞】氣動(dòng)模型；參數(shù)辨識(shí)；模型修正

中圖分類號(hào)： V211.4 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼： A 文章編號(hào)： 2095-2457（2018）06-0111-002

【Abstract】Constrained by the differences between wind tunnel test and computer numerical simulation （CFD） and real flight environment in the sky，aerodynamic models based on wind tunnel data and CFD data often cannot directly meet the CCAR-60 department.Therefore，It is necessary to identify and correct the aerodynamic model of the aircraft.This article briefly discusses the general flow and precautions of aerodynamic model correction in the field of civil aircraft，uses test flight data to identify aerodynamic parameters，and corrects the model to obtain an accurate aerodynamic model.

【Key words】Aerodynamic model；Parameter identification；Model correction

0 引言

飛機(jī)氣動(dòng)模型的理論氣動(dòng)數(shù)據(jù)是通過(guò)各種雷諾數(shù)風(fēng)洞的吹風(fēng)試驗(yàn)、CFD數(shù)值模擬計(jì)算和工程估算等所得的基準(zhǔn)氣動(dòng)數(shù)據(jù)。但風(fēng)洞試驗(yàn)在幾何外形、環(huán)境條件以及流場(chǎng)特性等方面都與真實(shí)飛機(jī)的空中飛行存在一定差距；CFD計(jì)算結(jié)果的精度明顯依賴于計(jì)算方法的選擇；至于工程估算受限于估算過(guò)程所做的前提假設(shè)，這樣導(dǎo)致飛機(jī)的理論氣動(dòng)數(shù)據(jù)的精度受限。因此，有必要利用飛機(jī)空中試飛數(shù)據(jù)對(duì)飛機(jī)的氣動(dòng)模型進(jìn)行辨識(shí)和修正。

飛機(jī)氣動(dòng)模型修正包括試飛方案設(shè)計(jì)、試飛執(zhí)行、數(shù)據(jù)采集與處理、氣動(dòng)參數(shù)（導(dǎo)數(shù)）辨識(shí)、仿真調(diào)參和模型修正，其中氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)是模型修正的方法核心。民機(jī)模型修正根據(jù)對(duì)試飛數(shù)據(jù)的不同要求一般可以分為基于物理解析的靜態(tài)配平法和基于動(dòng)態(tài)激勵(lì)的參數(shù)尋優(yōu)法，模型修正的一般流程如圖所示。

1 氣動(dòng)模型修正方案

1.1 試飛方案設(shè)計(jì)

氣動(dòng)模型修正是基于空中試飛數(shù)據(jù)對(duì)模型結(jié)構(gòu)的調(diào)整和模型參數(shù)的辨識(shí)。因此，模型修正的首要任務(wù)是獲取可用于模型修正的試飛數(shù)據(jù)，需要根據(jù)模型修正的需求開(kāi)展試飛方案設(shè)計(jì)。

針對(duì)民用飛機(jī)的特點(diǎn)，基于氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)的試飛方案主要分為兩個(gè)階段：一是為滿足依托氣動(dòng)模型的主飛行控制律需求和自動(dòng)飛行控制律需求的更新工作，在飛機(jī)正常包線內(nèi)的試飛方案設(shè)計(jì)；二是針對(duì)民機(jī)包線拓展，對(duì)失速、高速和地效等高風(fēng)險(xiǎn)科目氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)的試飛方案設(shè)計(jì)，以完成民用飛機(jī)氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)在邊界包線的工作。

根據(jù)所選用參數(shù)辨識(shí)方法的不同，試飛方案的設(shè)計(jì)又包括飛機(jī)穩(wěn)定飛行的配平方案設(shè)計(jì)和飛機(jī)機(jī)動(dòng)的激勵(lì)方案設(shè)計(jì)。飛機(jī)空中配平一方面是為物理解析氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)提供配平數(shù)據(jù)，另一方面是為了給動(dòng)態(tài)激勵(lì)辨識(shí)氣動(dòng)參數(shù)提供機(jī)動(dòng)動(dòng)作前飛機(jī)的基準(zhǔn)姿態(tài)。其中基于物理解析的靜態(tài)配平法主要數(shù)據(jù)來(lái)源就是配平數(shù)據(jù)，因此要求飛機(jī)在不同重量重心條件下實(shí)現(xiàn)配平，以充分實(shí)現(xiàn)對(duì)飛機(jī)的物理解析。而動(dòng)態(tài)激勵(lì)法除了需要設(shè)計(jì)配平方案以外，還需要在配平點(diǎn)處設(shè)計(jì)機(jī)動(dòng)動(dòng)作，且機(jī)動(dòng)動(dòng)作必須要能夠充分激發(fā)出飛機(jī)在各個(gè)軸向的模態(tài)，否則可能會(huì)導(dǎo)致辨識(shí)誤差大甚至辨識(shí)失敗。

1.2 試飛執(zhí)行

飛機(jī)空中試飛固然能夠獲取飛機(jī)空中飛行時(shí)的真實(shí)狀態(tài)和數(shù)據(jù)，但是飛機(jī)試飛同時(shí)也伴隨著高成本和一定風(fēng)險(xiǎn)。因此，在開(kāi)展飛機(jī)的真實(shí)空中試飛之前，必須要利用其它手段對(duì)試飛方案、參數(shù)辨識(shí)方法和模型修正方案進(jìn)行驗(yàn)證，常用的驗(yàn)證手段有：桌面仿真、工模試驗(yàn)和鐵鳥(niǎo)試驗(yàn)。在民機(jī)設(shè)計(jì)階段，這三者的核心都是基于風(fēng)洞吹風(fēng)或CFD模擬的氣動(dòng)數(shù)據(jù)，依托于理論知識(shí)、工程經(jīng)驗(yàn)和假設(shè)而建立起來(lái)的模型。通過(guò)這三種方式，設(shè)計(jì)員可以對(duì)試飛方案和方法進(jìn)行進(jìn)一步的調(diào)整和優(yōu)化，而試飛員則可以熟悉氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)試飛科目的具體操作，了解空中試飛時(shí)的具體注意事項(xiàng)。

1.3 數(shù)據(jù)采集與數(shù)據(jù)處理

通過(guò)飛機(jī)上安裝的大氣數(shù)據(jù)傳感器、慣導(dǎo)數(shù)據(jù)傳感器等可以采集得到飛機(jī)在飛行過(guò)程中實(shí)時(shí)的飛行姿態(tài)和飛行狀況。然而，在實(shí)際工程應(yīng)用中，這些采集的試飛數(shù)據(jù)往往不能直接作為氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)的輸入。這是因?yàn)椋w機(jī)在實(shí)際飛機(jī)過(guò)程中，大氣往往不是絕對(duì)的平穩(wěn)大氣，可能會(huì)存在紊流等環(huán)境干擾，并且傳感器的微弱跳動(dòng)或者傳感器本身的瑕疵都會(huì)導(dǎo)致采集的試飛數(shù)據(jù)與我們預(yù)定的飛機(jī)飛行狀態(tài)存在偏差。因此需要對(duì)試飛數(shù)據(jù)進(jìn)行預(yù)處理，常用的數(shù)據(jù)處理[2]有：野值的識(shí)別、剔除與補(bǔ)正；數(shù)據(jù)的平滑與微分；數(shù)據(jù)的相容性檢查等等。

1.4 氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)方法

氣動(dòng)模型修正的目的是為了獲取精確的飛機(jī)氣動(dòng)模型。在實(shí)際應(yīng)用中，飛機(jī)的氣動(dòng)模型的模型結(jié)構(gòu)根據(jù)理論知識(shí)和工程經(jīng)驗(yàn)常常已經(jīng)可以大致確定，但模型中的氣動(dòng)參數(shù)往往還是未知的。因此，模型修正的核心便是，利用參數(shù)辨識(shí)方法從試飛數(shù)據(jù)中分析出氣動(dòng)模型框架中的未知參數(shù)。目前，氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)的方法有國(guó)內(nèi)普遍采用的基于動(dòng)態(tài)激勵(lì)的參數(shù)尋優(yōu)法和國(guó)外目前采用比較多的基于靜態(tài)配平的物理解析法。

參數(shù)尋優(yōu)法是將氣動(dòng)數(shù)據(jù)導(dǎo)入所建模型框架中，并利用數(shù)學(xué)算法對(duì)模型中的氣動(dòng)參數(shù)進(jìn)行解析或搜索，以獲取符合模型精度條件（準(zhǔn)則）的氣動(dòng)參數(shù)。比較成熟的常用數(shù)學(xué)算法[1]有：最小二乘法、極大似然法、卡爾曼濾波算法、貝葉斯法等等。因此，動(dòng)態(tài)激勵(lì)法的辨識(shí)精度極大地依賴于尋優(yōu)算法的選擇，且辨識(shí)結(jié)果是對(duì)樣本數(shù)據(jù)（試飛數(shù)據(jù)）的最優(yōu)估計(jì)，因此對(duì)樣本數(shù)據(jù)的容量和多樣性要求較高。

物理解析法是利用經(jīng)典的牛頓力學(xué)原理，針對(duì)飛機(jī)在空中飛行時(shí)的平衡狀態(tài)，列寫飛機(jī)平衡飛行的力學(xué)方程，通過(guò)差別化重量重心配置，對(duì)飛機(jī)的狀態(tài)進(jìn)行聯(lián)立，并對(duì)氣動(dòng)模型中的氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)依條理逐個(gè)解析?；陟o態(tài)配平的物理解析氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)方法所獲得的氣動(dòng)參數(shù)具有明確的物理意義，因此在工程應(yīng)用中具有非常實(shí)用的應(yīng)用價(jià)值。

1.5 仿真調(diào)參

受限于飛機(jī)的實(shí)際飛行環(huán)境和測(cè)量條件，經(jīng)過(guò)物理解析或參數(shù)尋優(yōu)獲得的氣動(dòng)參數(shù)往往不能和飛機(jī)真實(shí)狀態(tài)完全吻合，或者說(shuō)辨識(shí)出的結(jié)果可能會(huì)存在或大或小的誤差。此時(shí)，需要根據(jù)飛機(jī)的實(shí)際飛行狀況或數(shù)據(jù)（如其它未應(yīng)用于參數(shù)辨識(shí)的試飛數(shù)據(jù)）對(duì)辨識(shí)結(jié)果進(jìn)行微調(diào)，以獲得更真實(shí)的氣動(dòng)參數(shù)。

1.6 模型修正獲得精確的氣動(dòng)模型

飛機(jī)的模型修正往往分階段進(jìn)行，先對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)影響主量進(jìn)行辨識(shí)，再考慮更多會(huì)對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)產(chǎn)生影響的因素進(jìn)行辨識(shí)，如馬赫數(shù)效應(yīng)、氣彈效應(yīng)等等。因此，在獲取飛機(jī)的氣動(dòng)參數(shù)以后，需要對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)模型進(jìn)行進(jìn)一步精細(xì)化修正，并通過(guò)一系列驗(yàn)證手段對(duì)氣動(dòng)模型進(jìn)行不斷的迭代更新。

2 總結(jié)

本文闡述了民用飛機(jī)氣動(dòng)模型修正的必要性，介紹了氣動(dòng)模型修正的一般流程，論述了試飛方案設(shè)計(jì)、試飛執(zhí)行、數(shù)據(jù)采集與處理、參數(shù)辨識(shí)方法、仿真調(diào)參、模型修正過(guò)程中的注意事項(xiàng)等，可作為民機(jī)氣動(dòng)模型修正過(guò)程的指導(dǎo)。

【參考文獻(xiàn)】

[1]蔡金獅.飛行器系統(tǒng)辨識(shí)[M].宇航出版社，1995.

[2]Klein V，Morelli E A.Aircraft System Identification：Theory And Practice[J].Landolt-B？觟rnstein-Group II Molecules and Radicals，2006，65（4）：391.