飛機氣動力參數辨識技術的工程應用

吳朝++吳敦剛++桂敬冉++王玉金

摘 要：在介紹飛機氣動參數辨識原理的基礎上，論述了該技術在飛機氣動設計、飛行品質鑒定、飛行模擬機的飛行動力學模型開發等方面的應用情況，提出了涉及飛機試飛、模型開發等技術應用場景中的相關注意事項。

關鍵詞：飛機；氣動參數辨識；試飛；仿真

中圖分類號：V271.1 文獻標志碼：A 文章編號：2095-2945（2017）29-0141-02

引言

目前，常用的飛機氣動建模技術手段有三種[1]：流體力學、風洞試驗和飛行試驗。基于飛行試驗數據的飛機氣動力參數辨識技術作為最重要的手段之一，受到了越來越多的重視，并被廣泛地應用于校正飛機氣動參數的流體力學計算和風洞試驗結果、飛行品質評價、飛行模擬機建模仿真等方面。本文結合飛機/飛行模工程研制工作，詳細介紹該技術的具體應用現狀，并提出相關注意事項。

1 氣動參數辨識原理

飛機氣動力參數辨識作為飛機動力學系統辨識中發展最為成熟的一個分支，是系統辨識理論在飛行動力學系統方面的具體應用。該辨識通過測量飛機的發動機推力（測算）、舵面偏轉和飛行狀態數據，以飛機氣動模型和飛機飛行動力方程作為狀態方程，以上述測量得到的數據作為狀態量和觀測量，以此建立作用于飛機的空氣動力（矩）與飛機運動狀態參數和控制輸入之間的解析關系式[2]。在圖1所示的辨識基本原理

中，激勵信號、辨識模型、參數估計和結果驗證是辨識結果可信度的四大影響因素。

圖1 飛機氣動力參數辨識的基本原理

激勵信號設計是通過舵偏操縱信號的優化設計，充分激勵飛機的運動特性，確保飛機的運動模態信息盡可能多地包含在飛機試飛數據中[3]。辨識模型建立是基于空氣動力學的先驗知識初步確定模型的結構，將模型辨識問題轉化為參數估計問題。辨識方法應用是選取合適的參數尋優準則和算法，通過飛機真實響應與模型仿真響應之間的差異進行模型參數的優化。辨識結果驗證是確保建立的數學模型能夠合理、精確地表征飛機的飛行動力學特性。

2 在飛機氣動設計中的應用

在飛機的工程研制中建立準確的飛機氣動模型，是飛行控制律參數調整、工程模擬機仿真等工作的前提和基礎。而在飛機的初步/詳細設計階段，飛機氣動模型的建立通常通過流體力學計算和風洞試驗兩種技術手段實現，但其模型的精度往往與真實飛機存在明顯的差異。因此，飛機制造商多在飛機的研發試飛中開展相應的飛行試驗，采用氣動力參數辨識技術對試飛數據進行辨識，并對前述建立的飛機氣動模型進行修正和驗證。

流體力學計算/風洞試驗結果具有數據狀態范圍廣、密集等特點，但對飛機飛行動態特性的模擬不夠精確；氣動參數辨識結果具有單狀態點精度高、與飛機飛行動態特性匹配度高等特點，但其數據的狀態范圍和狀態點密集程度不及前兩種技術手段，且試飛的代價也較高。因此，將三種技術手段的緊密結合起來，互為補充和修正，才能夠最終確定一個精確、可靠的氣動模型。

在此應用過程中，需要注意的是：辨識模型的結構與參數的物理意義。由于飛行控制律調參的基礎是飛機本體的氣動參數，因此氣動力參數辨識的主要目標也應當是該部分氣動參數而非全部氣動參數。這就要求建立辨識模型時，應注重模型結構與模型參數的物理意義，為辨識結果在氣動模型修正中的應用做好對接準備；同時，根據辨識的總體目標與方案，制定相應的飛機氣動力參數辨識試飛方案。

3 在飛行品質評價中的應用

在民機的適航取證中，CCAR-25.181（b）條款規定：在相應于飛機形態的1.2Vs和最大允許速度之間產生的任何橫向和航向組合振蕩（荷蘭滾），在操縱松浮情況下，必須受到正阻尼，而且必須依靠正常使用主操縱就可加以控制，無需特殊的駕駛技巧。因此，對于如何利用飛機試飛數據，計算出飛機荷蘭滾運動模態的阻尼比，是飛機飛行品質適航符合性評定的重要內容之一。

目前，常用的荷蘭滾阻尼比計算通常采用名為“峰峰值”的基于工程經驗的幾何方法。該方法作為一種簡單、實用的阻尼比計算方法，在實際工程中得到了廣泛的應用，但對于阻尼較小的近中立振蕩運動模型，由于以下兩個因素易造成一定的不準確性：（1）確定峰值點個數時具有一定的主觀隨意性（峰值點個數不同，其阻尼比計算結果也不相同）；（2）僅利用飛機的單一飛行狀態數據進行阻尼比計算（無法全面表現荷蘭滾的動態特性）。因此，對于機械控制的飛機，利用氣動力參數辨識手段獲取飛機本體的主要氣動參數后，采用橫航向線性運動方程進行荷蘭滾的阻尼比計算是一種可行的技術途徑（對于電傳飛機，可采用高階系統等效技術實現）。

在此技術應用中，有兩點需要注意：（1）辨識對象不同（機械控制飛機與電傳控制飛機），其采用的技術手段不同（都屬于系統辨識技術范疇）；（2）“峰峰值”法的數據對象多為采用“方向舵倍脈沖”操縱的試飛數據，基于辨識的計算方法的數據對象應盡可能采用“副翼+方向舵雙倍脈沖”操縱的試飛數據。

4 在飛行模擬機模型開發中的應用

氣動模型的開發是飛行模擬機研制的關鍵和難點，是模擬機精確模擬飛機性能/品質的基礎，很大程度上決定著模擬機能否根據一定的技術標準[4]，通過民航局的模擬機等級鑒

定。無論是世界一流的飛機制造商，還是飛行模擬機制造商，其提供的模擬機氣動模型均是結合了試飛數據辨識值的結果，并且經過了飛機試飛數據的對比驗證[5]。

氣動力參數辨識技術在飛機氣動設計中的應用與其在飛行模擬機模型開發中的應用，兩者具有很大的相似性：都從特定的飛機試飛數據中辨識出飛機本體的氣動參數，繼而可以完成對初始氣動模型（根據流體力學計算或風洞試驗結果建立）的校準，最終建立一個精確的氣動模型。但同時，兩者在具體應用技術時又有不同點：前者注重的是控制律調參點的飛機的重點氣動參數，后者注重的是相關氣動參數表現出的整體飛行特性。

5 結束語

飛機氣動力參數辨識作為一種工程應用類技術，正日益廣泛地應用到諸多工作場景和環節中。雖然辨識的原理和方法基本相同，但辨識技術的具體應用場景不同，決定了辨識的輸入——飛機試飛數據的采集要求和方案不同，也決定了辨識后的氣動模型修正的原則和要求不同。

參考文獻：

[1]關世義.談談飛行力學的三大研究手段[J].現代防御技術，2002

（30）：12-19.

[2]Ravindra V. Jategaonkar. Flight Vehicle System Identification： A Time Domain Methodology[M].Reston： American Institute of Aeronautics and Astronautics， Inc， 2006.

[3]Wu Zhao， Wang Lixin， Xu Zijian， Tan Xiangsheng. Investigation of longitudinal aerodynamic parameters identification method for fly-by-wire passenger airliners[J].Chinese Journal of Aeronautics， 2012，

25（4）：493-499.

[4]中國民用航空總局.飛行模擬設備的鑒定和使用規則[S].2005.

[5]吳朝.基于飛機系統辨識技術的民機氣動建模方法及應用研究[D].北京：北京航空航天大學，2014.