CN104573177A - 运输机试飞员飞行品质评价训练的模拟方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于飞行试飞技术，涉及一种运输机试飞员飞行品质和操纵特性的飞行模拟方法。本发明以某型运输机为原型，建立运输机不同品质特性的动力学仿真模型；然后根据需要模拟的不同品质特性，确定在该品质特性下的气动参数，并根据这些气动参数实时解算飞机的操纵响应；最后对解算的不同品质动力学仿真模型进行飞行品质模态参数验证，使其符合预想品质和操纵特性。利用本发明方法，试飞员能够体会标准、连续的飞机操纵与品质特性的变化过程，提高试飞员对任务的评价能力；并结合飞行品质规范评价指标，实时图形显示当前模拟飞机的操纵与品质参数，直观给出飞行品质等级，物理意义明确，有利于培养试飞员等级评价习惯。

Description

运输机试飞员飞行品质评价训练的模拟方法

技术领域

本发明属于飞行试飞技术，涉及一种运输机试飞员飞行品质和操纵特性的飞行模拟方法。

背景技术

试飞员对飞机操纵和飞行品质特性的敏锐感觉和准确评价是飞机试飞鉴定和设计定型的重要依据，高素质的运输机试飞员应能够熟练掌握Cooper-Harper等级，并对飞机飞行品质作出客观评价。

目前我国在试飞员品质评价方面的培训设施比较落后，没有成熟的专门针对运输机试飞员操纵与品质评价训练的地面模拟方法和设备。目前虽然可在国内或国外变稳飞机上开展部分培训任务，但其培训代价高、效率较低。

发明内容

本发明的目的：提供一种可以有效提高试飞员对运输类飞机操纵特性的感觉和飞行品质评能力的模拟方法。

本发明的技术方案：一种运输机试飞员飞行品质评价训练的模拟方法，其预设飞行品质特性；根据品质特性要求反推气动参数，建立动力学仿真模型；并根据气动参数和动力学模型实时解算飞机的操纵响应；通过数据处理的方式对模拟出的飞行品质特性进行检验，判断模拟的飞行品质特性与设定的飞行品质特性之间的一致性。

动力学仿真模型建立过程如下：

采用六自由度全量运动方程解算与设定飞行品质特性对应的飞机响应，这样的飞机飞行动力学模型加载到模拟器上进行飞行品质评价训练，可保证纵/横向运动耦合正确、运动参数协调，

六自由度运动方程：

$\left.\begin{array}{c}m(\stackrel{\·}{u}-\mathrm{rv}+\mathrm{qw})=F_{x\_\mathrm{aero}}-\mathrm{mg}\sin \mathrm{\θ}+T\\ m(\stackrel{\·}{v}-\mathrm{pw}+\mathrm{ru})=F_{y\_\mathrm{aero}}+\mathrm{mg}\cos \mathrm{\θ}\sin \mathrm{\θ}\\ m(\stackrel{\·}{w}-\mathrm{qu}+\mathrm{pv})=F_{z\_\mathrm{aero}}+\mathrm{mg}\cos \mathrm{\θ}\cos \mathrm{\φ}\end{array}\right\}---\left(1\right)$

$\left.\begin{array}{c}{I}_x\stackrel{\·}{p}-I_{\mathrm{xz}}\stackrel{\·}{r}=l-(I_z-I_y)\mathrm{qr}+I_{\mathrm{xz}}\mathrm{qp}\\ I_y\stackrel{\·}{q}=m-(I_x-I_z)\mathrm{pr}-I_{\mathrm{xz}}(p^2-r^2)\\ I_z\stackrel{\·}{r}-I_{\mathrm{xz}}\stackrel{\·}{p}=n-(I_y-I_x)\mathrm{pq}-I_{\mathrm{xz}}\mathrm{qr}\end{array}\right\}---\left(2\right)$

方程建立在美制坐标系下即x轴向前，z轴向下，y轴向右，方程中F_{x_aero},F_{y_aero},F_{z_aero}为气动力在机体坐标系中的分量；l,m,n为气动力矩在机体坐标系中的分量，气动力和气动力矩可由相应不同品质特性的气动力系数或气动力导数和力矩系数计算获得，

飞机三个姿态角的微分表达式为：

$\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}=p+\tan \mathrm{\θ}(q\sin \mathrm{\φ}+r\cos \mathrm{\φ})---\left(3\right)$

$\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}=\frac{1}{\cos \mathrm{\θ}}(r\cos \mathrm{\φ}+q\sin \mathrm{\φ})---\left(4\right)$

$\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}=q\cos \mathrm{\φ}-r\sin \mathrm{\φ}---\left(5\right)$

式中，p,q,r为绕机体轴的滚转角速度，可通过对式(14)中的微分值进行积分获得，为解决θ＝90°时欧拉方程的奇异性问题使用四元数法进行处理

飞机迎角和侧滑角的表达式为：

$\mathrm{\α}=\arctan \left(\frac{w}{u}\right)---\left(6\right)$

$\mathrm{\β}=\arcsin \left(\frac{v}{V}\right)---\left(7\right)$

在不考虑风的情况下，地速与空速相同，速压公式为：q＝ρV²/2。确定动力学仿真模型的纵向不同飞行品质的气动参数，

飞机纵向气动力方程为：

$\begin{array}{c}{C}_L=C_{L0}+C_{\mathrm{L\α}}*\mathrm{\α}+C_{\mathrm{Lq}}*\frac{q\stackrel{\‾}{c}}{2V_o}+C_{L\stackrel{\·}{\mathrm{\α}}}*\frac{\stackrel{\·}{\mathrm{\α}}\stackrel{\‾}{c}}{2V_o}+C_{{\mathrm{L\δ}}_e}*{\mathrm{\δ}}_e+C_{\mathrm{Lgrd}}\\ C_D=C_{D0}+C_{\mathrm{D\α}}*\mathrm{\α}+C_{\mathrm{Dq}}*\frac{q\stackrel{\‾}{c}}{2V_o}+C_{D\stackrel{\·}{\mathrm{\α}}}*\frac{\stackrel{\·}{\mathrm{\α}}\stackrel{\‾}{c}}{2V_o}+C_{D{\mathrm{\δ}}_e}*{\mathrm{\δ}}_e+C_{\mathrm{Dgrd}}\\ C_m=C_{m0}+C_{\mathrm{m\α}}*\mathrm{\α}+C_{\mathrm{mq}}*\frac{q\stackrel{\‾}{c}}{2V_o}+C_{m\stackrel{\·}{\mathrm{\α}}}*\frac{\stackrel{\·}{\mathrm{\α}}\stackrel{\‾}{c}}{2V_o}+C_{m{\mathrm{\δ}}_e}*{\mathrm{\δ}}_e+C_{\mathrm{mgrd}}\end{array}---\left(12\right)$

在给定短周期频率ω_n.sp与阻尼比ξ_sp的情况下，固定飞机纵向除和外的所有参数，通过调整飞机气动参数C_mα与C_mq，使飞机短周期达到要求的频率ω_n.sp与阻尼比ξ_sp，

其中

为影响飞机纵向短周期频率参数，为影响纵向短周期阻尼比参数。确定动力学仿真模型的横向不同飞行品质的气动参数，

横航向飞机气动力方程为：

$\begin{array}{c}{C}_Y=C_{Y0}+C_{\mathrm{Y\β}}*\mathrm{\β}+C_{\mathrm{Yp}}*\frac{\mathrm{pba}}{2V_o}+C_{\mathrm{Yr}}*\frac{\mathrm{rba}}{2V_o}+C_{{\mathrm{Y\δ}}_a}*{\mathrm{\δ}}_a+C_{{\mathrm{Y\δ}}_r}*{\mathrm{\δ}}_r\\ C_1=C_{10}+C_{1\mathrm{\β}}*\mathrm{\β}+C_{1p}*\frac{\mathrm{pba}}{2V_o}+C_{1r}*\frac{\mathrm{rba}}{2V_o}+C_{1{\mathrm{\δ}}_a}*{\mathrm{\δ}}_a+C_{1{\mathrm{\δ}}_r}*{\mathrm{\δ}}_r\\ C_n=C_{n0}+C_{\mathrm{n\β}}*\mathrm{\β}+C_{\mathrm{np}}*\frac{\mathrm{pba}}{2V_o}+C_{\mathrm{nr}}*\frac{\mathrm{rba}}{2V_o}+C_{\mathrm{Yn}}*{\mathrm{\δ}}_a+C_{n{\mathrm{\δ}}_r}*{\mathrm{\δ}}_r\end{array}---\left(10\right)$

在给定荷兰滚模态的频率ω_n.dr与阻尼比ξ_dr的情况下，固定飞机纵向除和外的所有参数，通过调整飞机气动参数C_nβ与C_nr，使飞机荷兰滚模态的频率ω_n.dr与阻尼比ξ_dr移动到给定位置，

其中

荷兰滚模态的频率ω_n.dr与阻尼比ξ_dr：

为影响飞机横航向荷兰滚模态的频率参数，为影响横航向荷兰滚模态的阻尼比参数。

本发明的优点：形成的运输机不同品质特性的动力学仿真模型建模方法，参数设置方便、飞机运动参数协调；试飞员能够体会标准、连续的飞机操纵与品质特性的变化过程，实现试飞员操纵与品质特性训练的基本要求；飞行员可以体会在相同操纵与品质特性条件下，不同任务(如纠偏着陆、目标跟踪和空中加油等)时的模拟训练，以此提高试飞员对任务的评价能力；结合飞行品质规范评价指标，实时图形显示当前模拟飞机的操纵与品质参数，直观给出飞行品质等级，物理意义明确，有利于培养试飞员等级评价习惯。

附图说明

图1是本发明运输机试飞员飞行品质评价训练的模拟方法的流程图；

图2频率4rad/s不同阻尼比的响应；

图3相同阻尼比不同频率的响应；

图4频率2.5rad/s不同阻尼比荷兰滚响应；

图5阻尼比0.3的不同频率荷兰滚响应；

图6不同滚转模态的滚转角速度响应；

图7不同螺旋模态的滚转角响应。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明做进一步说明：

本发明运输机试飞员飞行品质评价训练的模拟方法，主要根据需要模拟的不同品质特性，反推在该品质特性下的气动参数，依据解算好的气动参数实时解算飞机操纵响应，结合飞行品质模态参数验证和配套的飞行品质评价显示与分析界面，实现对运输机试飞员飞行品质评价能力的地面模拟训练。

参考图1，其具体流程如下：

1.运输机飞行仿真动力学模型建立

采用六自由度全量运动方程解算与设定飞行品质特性对应的飞机响应，这样的飞机飞行动力学模型加载到模拟器上进行飞行品质评价训练，可保证纵/横向运动耦合正确、运动参数协调。

六自由度运动方程：

$\left.\begin{array}{c}m(\stackrel{\·}{u}-\mathrm{rv}+\mathrm{qw})=F_{x\_\mathrm{aero}}-\mathrm{mg}\sin \mathrm{\θ}+T\\ m(\stackrel{\·}{v}-\mathrm{pw}+\mathrm{ru})=F_{y\_\mathrm{aero}}+\mathrm{mg}\cos \mathrm{\θ}\sin \mathrm{\θ}\\ m(\stackrel{\·}{w}-\mathrm{qu}+\mathrm{pv})=F_{z\_\mathrm{aero}}+\mathrm{mg}\cos \mathrm{\θ}\cos \mathrm{\φ}\end{array}\right\}---\left(1\right)$

$\left.\begin{array}{c}{I}_x\stackrel{\·}{p}-I_{\mathrm{xz}}\stackrel{\·}{r}=l-(I_z-I_y)\mathrm{qr}+I_{\mathrm{xz}}\mathrm{qp}\\ I_y\stackrel{\·}{q}=m-(I_x-I_z)\mathrm{pr}-I_{\mathrm{xz}}(p^2-r^2)\\ I_z\stackrel{\·}{r}-I_{\mathrm{xz}}\stackrel{\·}{p}=n-(I_y-I_x)\mathrm{pq}-I_{\mathrm{xz}}\mathrm{qr}\end{array}\right\}---\left(2\right)$

方程建立在美制坐标系下即x轴向前，z轴向下，y轴向右，方程中F_{x_aero},F_{y_aero},F_{z_aero}为气动力在机体坐标系中的分量；l,m,n为气动力矩在机体坐标系中的分量。气动力和气动力矩可由相应不同品质特性的气动力系数(或气动力导数)和力矩系数计算获得。

飞机三个姿态角的微分表达式为：

$\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}=p+\tan \mathrm{\θ}(q\sin \mathrm{\φ}+r\cos \mathrm{\φ})---\left(3\right)$

$\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}=\frac{1}{\cos \mathrm{\θ}}(r\cos \mathrm{\φ}+q\sin \mathrm{\φ})---\left(4\right)$

$\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}=q\cos \mathrm{\φ}-r\sin \mathrm{\φ}---\left(5\right)$

式中，p,q,r为绕机体轴的滚转角速度，可通过对式(14)中的微分值进行积分获得。为解决θ＝90°时欧拉方程的奇异性问题使用四元数法进行处理

飞机迎角和侧滑角的表达式为：

$\mathrm{\α}=\arctan \left(\frac{w}{u}\right)---\left(6\right)$

$\mathrm{\β}=\arcsin \left(\frac{v}{V}\right)---\left(7\right)$

在不考虑风的情况下，地速与空速相同，速压公式为：q＝ρV²/2。

2.不同飞行品质的气动模型参数确定

a.运输机试飞员飞行品质评价训练任务及其界面确定

系统分析飞机飞行品质规范，确定输机试飞员飞行品质评价训练任务，并以直观的界面形式方便教员设置，同时设计飞行品质等级辅助显示界面，以此提高模拟训练的效率和效果。

(1)纵向品质模拟的参数设置

短周期模态(频率、阻尼)

选取飞机短周期频率为ω_n.sp＝[1.0,2.0,4.0,6.0,8.0,9.0]，阻尼比为ξ_sp＝[-0.03,0.0,0.15,0.4,0.7,0.9,1.0]，不同的频率与阻尼比可以任意组合，参数设置界面可设计为图1形式，飞行品质等级辅助显示可设计为图2形式(其它参数设置和等级辅助显示界面不作详述)。

重心位置

(2)横航向品质模拟设置的参数

航向静稳定性(风标稳定性)

横向静稳定性(上反效应)

有利/不利偏航

荷兰滚模态

滚转模态

螺旋模态

(3)飞机系统设置

操纵系统增益

时间延迟

舵机速率限制

(4)飞行任务设置

一般任务模式。常规训练任务的模拟，如试飞中常用的开环操纵(阶跃、脉冲、组合动作等)和简单的闭环任务(姿态截获、目视点截获等)；

纠偏着陆模式。训练试飞员对C阶段飞行品质特性的评估能力。同时，通过提高接地点精度的要求，便于试飞员激发和感受PIO现象；

空中加油模式。训练试飞员对A阶段飞行品质特性的评估能力。作为A阶段的精确任务，该任务能够暴露飞机在品质和操纵特性方面的各种问题。

(5)可变人感的操纵系统设置的参数

●杆力梯度设置，模拟杆力—杆位移操纵特性；

●阻尼设置，模拟操纵系统的稳定性和快速性；

●摩擦设置，模拟操纵系统摩擦特性，可能会影响动态特性；

●启动力设置，模拟杆操纵的起始突破力。

b.根据不同飞行品质训练任务确定对应的气动和物理参数

(1)纵向不同飞行品质的气动模型参数确定

驾驶员最关心的飞机纵向操纵响应特性为飞机短周期特性，而短周期特征参数主要为短周期频率、阻尼比。纵向不同飞行品质的气动模型参数确定主要根据需要模拟的短周期阻尼和频率比，反推在该品质特性下模拟飞机的气动参数(如C_mα、C_mq、…等)。

根据飞行动力学理论，飞机纵向相应的短周期状态方程为：

$\left[\begin{array}{c}\mathrm{\Δ}\stackrel{\·}{\mathrm{\α}}\\ \mathrm{\Δ}\stackrel{\·}{q}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{cc}-Z_{\mathrm{\α}}& 1\\ {\stackrel{\‾}{M}}_{\mathrm{\α}}-{\stackrel{\‾}{M}}_{\stackrel{\·}{\mathrm{\α}}}{Z}_{\mathrm{\α}}& {\stackrel{\‾}{M}}_q+{\stackrel{\‾}{M}}_{\stackrel{\·}{\mathrm{\α}}}\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}\mathrm{\Δ\α}\\ \mathrm{\Δq}\end{array}\right]---\left(8\right)$

特征多项式为：

${\mathrm{\λ}}^2-({\stackrel{\‾}{M}}_q+{\stackrel{\‾}{M}}_{\stackrel{\·}{\mathrm{\α}}}-Z_{\mathrm{\α}})\mathrm{\λ}-({\stackrel{\‾}{M}}_{\mathrm{\α}}+{\stackrel{\‾}{M}}_q{Z}_{\mathrm{\α}})=0---\left(9\right)$

将特征多项式写为标准的等效二阶系统：

${\mathrm{\λ}}^2+2{\mathrm{\ξ}}_{\mathrm{sp}}{\mathrm{\ω}}_{n.\mathrm{sp}}*\mathrm{\λ}+{\mathrm{\ω}}_{n.\mathrm{sp}}^2=0---\left(10\right)$

其中ω_n.sp为频率，ξ_sp为阻尼比。

由上述两式可得短周期频率ω_n.sp与阻尼比ξ_sp：

对于一般形式的飞机影响飞机纵向短周期频率的主要参数为影响纵向短周期阻尼比的主要参数为因此在给定短周期频率ω_n.sp与阻尼比ξ_sp的情况下，固定飞机纵向除和外的所有参数，通过调整飞机气动参数C_mα与C_mq，使飞机短周期达到要求的频率ω_n.sp与阻尼比ξ_sp。

飞机纵向气动力方程为：

$\begin{array}{c}{C}_L=C_{L0}+C_{\mathrm{L\α}}*\mathrm{\α}+C_{\mathrm{Lq}}*\frac{q\stackrel{\‾}{c}}{2V_o}+C_{L\stackrel{\·}{\mathrm{\α}}}*\frac{\stackrel{\·}{\mathrm{\α}}\stackrel{\‾}{c}}{2V_o}+C_{{\mathrm{L\δ}}_e}*{\mathrm{\δ}}_e+C_{\mathrm{Lgrd}}\\ C_D=C_{D0}+C_{\mathrm{D\α}}*\mathrm{\α}+C_{\mathrm{Dq}}*\frac{q\stackrel{\‾}{c}}{2V_o}+C_{D\stackrel{\·}{\mathrm{\α}}}*\frac{\stackrel{\·}{\mathrm{\α}}\stackrel{\‾}{c}}{2V_o}+C_{D{\mathrm{\δ}}_e}*{\mathrm{\δ}}_e+C_{\mathrm{Dgrd}}\\ C_m=C_{m0}+C_{\mathrm{m\α}}*\mathrm{\α}+C_{\mathrm{mq}}*\frac{q\stackrel{\‾}{c}}{2V_o}+C_{m\stackrel{\·}{\mathrm{\α}}}*\frac{\stackrel{\·}{\mathrm{\α}}\stackrel{\‾}{c}}{2V_o}+C_{m{\mathrm{\δ}}_e}*{\mathrm{\δ}}_e+C_{\mathrm{mgrd}}\end{array}---\left(12\right)$

(2)横航向不同飞行品质的气动模型参数确定

飞机横航向运动模态有3个，分别为滚转收敛模态，螺旋模态以及荷兰滚模态。

由飞机横航向小扰动方程简化得到荷兰滚模态的状态方程为：

$\left[\begin{array}{c}\stackrel{\·}{\mathrm{\β}}\\ \stackrel{\·}{r}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{cc}{\stackrel{\‾}{Y}}_{\mathrm{\β}}& {\stackrel{\‾}{Y}}_r-1\\ {\stackrel{\‾}{N}}_{\mathrm{\β}}& {\stackrel{\‾}{N}}_r\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}\mathrm{\β}\\ r\end{array}\right]---\left(13\right)$

荷兰滚模态的特征多项式为：

${\mathrm{\λ}}^2-({\stackrel{\‾}{N}}_r+{\stackrel{\‾}{Y}}_{\mathrm{\β}})\mathrm{\λ}+({\stackrel{\‾}{N}}_{\mathrm{\β}}-{\stackrel{\‾}{N}}_{\mathrm{\β}}{\stackrel{\‾}{Y}}_r+{\stackrel{\‾}{N}}_r{\stackrel{\‾}{Y}}_{\mathrm{\β}})=0---\left(14\right)$

将特征多项式写为二阶系统标准形式为：

${\mathrm{\λ}}^2+2{\mathrm{\ξ}}_{\mathrm{dr}}{\mathrm{\ω}}_{n.\mathrm{dr}}*\mathrm{\λ}+{\mathrm{\ω}}_{n.\mathrm{dr}}^2=0---\left(15\right)$

其中ω_n.dr为荷兰滚模态的频率，ξ_dr为荷兰滚模态的阻尼比。

由上述两式可得荷兰滚模态的频率ω_n.dr与阻尼比ξ_dr：

对于一般形式的飞机影响飞机横航向荷兰滚模态的频率的主要参数为影响横航向荷兰滚模态的阻尼比的主要参数为因此在给定荷兰滚模态的频率ω_n.dr与阻尼比ξ_dr的情况下，固定飞机纵向除和外的所有参数，通过调整飞机气动参数C_nβ与C_nr，使飞机短周期频率ω_n.dr与阻尼比ξ_dr移动到给定位置。

横航向飞机气动力方程为：

$\begin{array}{c}{C}_Y=C_{Y0}+C_{\mathrm{Y\β}}*\mathrm{\β}+C_{\mathrm{Yp}}*\frac{\mathrm{pba}}{2V_o}+C_{\mathrm{Yr}}*\frac{\mathrm{rba}}{2V_o}+C_{{\mathrm{Y\δ}}_a}*{\mathrm{\δ}}_a+C_{{\mathrm{Y\δ}}_r}*{\mathrm{\δ}}_r\\ C_1=C_{10}+C_{1\mathrm{\β}}*\mathrm{\β}+C_{1p}*\frac{\mathrm{pba}}{2V_o}+C_{1r}*\frac{\mathrm{rba}}{2V_o}+C_{1{\mathrm{\δ}}_a}*{\mathrm{\δ}}_a+C_{1{\mathrm{\δ}}_r}*{\mathrm{\δ}}_r\\ C_n=C_{n0}+C_{\mathrm{n\β}}*\mathrm{\β}+C_{\mathrm{np}}*\frac{\mathrm{pba}}{2V_o}+C_{\mathrm{nr}}*\frac{\mathrm{rba}}{2V_o}+C_{\mathrm{Yn}}*{\mathrm{\δ}}_a+C_{n{\mathrm{\δ}}_r}*{\mathrm{\δ}}_r\end{array}---\left(17\right)$

(3)物理参数确定

物理参数和其它参数确定(如重心位置、操纵系统增益、时间延迟、舵机速率限制，以及操纵系统的力梯度、阻尼、摩擦、启动力等)，主要根据动力学模型和电动操纵系统模型直接设置，设置范围其控制界面中军用提示。

3.飞行品质模态参数验证

飞行品质模态参数验证主要保证不同飞行品质的气动模型参数的正确性，该验证通过APC飞行品质评价分析软件实现。

a.纵向短周期模态参数验证

选取飞行状态为3000米0.5马赫，设置飞机短周期频率为4rad/s，阻尼比为0.6。利用APC分析软件中时域等效系统拟配模块功能，对通过设置短周期频率与阻尼比，得到的模型进行等效系统拟配。图2与图3分别给出了相同频率不同阻尼比下飞机响应特性与相同阻尼比不同频率下飞机响应特性。

b.横航向模态参数验证

通过设置飞机荷兰滚模态的频率与阻尼比，改变飞机荷兰滚模态特性。图4中设置荷兰滚模态频率相同，阻尼比不同，图5中阻尼比相同，频率不同。

图6与图7给出了滚转收敛模态参数验证与螺旋模态参数验证曲线。如图6所示，通过设置滚转模态时间常数，使滚转模态特性表现出不同特性。如图7所示，通过设置螺旋模态参数，使飞机螺旋模态表现出收敛特性、中立特性、与发散特性。

表1 某型机垂直飞行性能试飞验证结果

Kc	J	K	KP	Cd0	ζ
						1.0509	1.0449	0.9276	0.9059	0.0062	0.8321

Claims (4)

1.一种运输机试飞员飞行品质评价训练的模拟方法，其特征在于，预设飞行品质特性；根据品质特性要求反推气动参数，建立动力学仿真模型；并根据气动参数和动力学模型实时解算飞机的操纵响应；通过数据处理的方式对模拟出的飞行品质特性进行检验，判断模拟的飞行品质特性与设定的飞行品质特性之间的一致性。

2.根据权利要求1所述的运输机试飞员飞行品质评价训练的模拟方法，其特征在于，动力学仿真模型建立过程如下：

采用六自由度全量运动方程解算与设定飞行品质特性对应的飞机响应，这样的飞机飞行动力学模型加载到模拟器上进行飞行品质评价训练，可保证纵/横向运动耦合正确、运动参数协调，

六自由度运动方程：

$\left.\begin{array}{c}m(\stackrel{\·}{u}-\mathrm{rv}+\mathrm{qw})=F_{x\_\mathrm{aero}}-\mathrm{mg}\sin \mathrm{\θ}+T\\ m(\stackrel{\·}{v}-\mathrm{pw}+\mathrm{ru})=F_{y\_\mathrm{aero}}+\mathrm{mg}\cos \mathrm{\θ}\sin \mathrm{\φ}\\ m(\stackrel{\·}{w}-\mathrm{qu}+\mathrm{pv})=F_{z\_\mathrm{aero}}+\mathrm{mg}\cos \mathrm{\θ}\cos \mathrm{\φ}\end{array}\right\}---\left(1\right)$

$\left.\begin{array}{c}{I}_x\stackrel{\·}{p}-I_{\mathrm{xz}}\stackrel{\·}{r}=l-(I_z-I_y)\mathrm{qr}+I_{\mathrm{xz}}\mathrm{qp}\\ I_y\stackrel{\·}{q}=m-(I_x-I_z)\mathrm{pr}-I_{\mathrm{xz}}(p^2-r^2)\\ I_z\stackrel{\·}{r}-I_{\mathrm{xz}}\stackrel{\·}{p}=n-(I_y-I_x)\mathrm{pq}-I_{\mathrm{xz}}\mathrm{qr}\end{array}\right\}---\left(2\right)$

方程建立在美制坐标系下即x轴向前，z轴向下，y轴向右，方程中F_{x_aero},F_{y_aero},F_{z_aero}为气动力在机体坐标系中的分量；l,m,n为气动力矩在机体坐标系中的分量，气动力和气动力矩可由相应不同品质特性的气动力系数或气动力导数和力矩系数计算获得，

飞机三个姿态角的微分表达式为：

$\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}=p+\tan \mathrm{\θ}(q\sin \mathrm{\φ}+r\cos \mathrm{\φ})---\left(3\right)$

$\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}=\frac{1}{\cos \mathrm{\θ}}(r\cos \mathrm{\φ}+q\sin \mathrm{\φ})---\left(4\right)$

$\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}=q\cos \mathrm{\φ}-r\sin \mathrm{\φ}---\left(5\right)$

式中，p,q,r为绕机体轴的滚转角速度，可通过对式(14)中的微分值进行积分获得，为解决θ＝90°时欧拉方程的奇异性问题使用四元数法进行处理

飞机迎角和侧滑角的表达式为：

$\mathrm{\α}=\arctan \left(\frac{w}{u}\right)---\left(6\right)$

$\mathrm{\β}=\arcsin \left(\frac{v}{V}\right)---\left(7\right)$

在不考虑风的情况下，地速与空速相同，速压公式为：q＝ρV²/2。

3.根据权利要求1所述的运输机试飞员飞行品质评价训练的模拟方法，其特征在于，确定动力学仿真模型的纵向不同飞行品质的气动参数，

飞机纵向气动力方程为：

$\begin{array}{c}{C}_L=C_{L0}+C_{\mathrm{L\α}}*\mathrm{\α}+C_{\mathrm{Lq}}*\frac{q\stackrel{\‾}{c}}{2V_o}+C_{L\stackrel{\·}{\mathrm{\α}}}*\frac{\stackrel{\·}{\mathrm{\α}}\stackrel{\‾}{c}}{2V_o}+C_{{\mathrm{L\δ}}_e}*{\mathrm{\δ}}_e+C_{\mathrm{Lgrd}}\\ C_D=C_{D0}+C_{\mathrm{D\α}}*\mathrm{\α}+C_{\mathrm{Dq}}*\frac{q\stackrel{\‾}{c}}{2V_o}+C_{D\stackrel{\·}{\mathrm{\α}}}*\frac{\stackrel{\·}{\mathrm{\α}}\stackrel{\‾}{c}}{2V_o}+C_{D{\mathrm{\δ}}_e}*{\mathrm{\δ}}_e+C_{\mathrm{Dgrd}}\\ C_m=C_{m0}+C_{\mathrm{m\α}}*\mathrm{\α}+C_{\mathrm{mq}}*\frac{q\stackrel{\‾}{c}}{2V_o}+C_{m\stackrel{\·}{\mathrm{\α}}}*\frac{\stackrel{\·}{\mathrm{\α}}\stackrel{\‾}{c}}{2V_o}+C_{m{\mathrm{\δ}}_e}*{\mathrm{\δ}}_e+C_{\mathrm{mgrd}}\end{array}---\left(12\right)$

在给定短周期频率ω_n.sp与阻尼比ξ_sp的情况下，固定飞机纵向除和外的所有参数，通过调整飞机气动参数C_mα 与C_mq，使飞机短周期达到要求的频率ω_n.sp与阻尼比ξ_sp，

其中

$\begin{array}{c}{\mathrm{\ω}}_{n.\mathrm{sp}}=\sqrt{-({\stackrel{\‾}{M}}_{\mathrm{\α}}+{\stackrel{\‾}{M}}_q{Z}_{\mathrm{\α}})}\\ {\mathrm{\ξ}}_{\mathrm{sp}}=-\frac{({\stackrel{\‾}{M}}_q+{\stackrel{\‾}{M}}_{\mathrm{\α}}-Z_{\mathrm{\α}})}{2{\mathrm{\ω}}_{n.\mathrm{sp}}}\end{array}---\left(11\right)$

为影响飞机纵向短周期频率参数，为影响纵向短周期阻尼比参数。

4.根据权利要求1所述的运输机试飞员飞行品质评价训练的模拟方法，其特征在于，确定动力学仿真模型的横向不同飞行品质的气动参数，

横航向飞机气动力方程为：

$\begin{array}{c}{C}_Y=C_{Y0}+C_{\mathrm{Y\β}}*\mathrm{\β}+C_{\mathrm{Yp}}*\frac{\mathrm{pba}}{2V_o}+C_{\mathrm{Yr}}*\frac{\mathrm{rba}}{2V_o}+C_{Y{\mathrm{\δ}}_a}*{\mathrm{\δ}}_a+C_{Y{\mathrm{\δ}}_r}*{\mathrm{\δ}}_r\\ C_l=C_{l0}+C_{\mathrm{l\β}}*\mathrm{\β}+C_{\mathrm{lp}}*\frac{\mathrm{pba}}{2V_o}+C_{\mathrm{lr}}*\frac{\mathrm{rba}}{2V_o}+C_{l{\mathrm{\δ}}_a}*{\mathrm{\δ}}_a+C_{l{\mathrm{\δ}}_r}*{\mathrm{\δ}}_r\\ C_n=C_{n0}+C_{\mathrm{n\β}}*\mathrm{\β}+C_{\mathrm{np}}*\frac{\mathrm{pba}}{2V_o}+C_{\mathrm{nr}}*\frac{\mathrm{rba}}{2V_o}+C_{\mathrm{Yn}}*{\mathrm{\δ}}_a+C_{n{\mathrm{\δ}}_r}*{\mathrm{\δ}}_r\end{array}---\left(10\right)$

在给定荷兰滚模态的频率ω_n.dr与阻尼比ξ_dr的情况下，固定飞机纵向除和外的所有参数，通过调整飞机气动参数C_nβ与C_nr，使飞机荷兰滚模态的频率ω_n.dr与阻尼比ξ_dr移动到给定位置，

其中

荷兰滚模态的频率ω_n.dr与阻尼比ξ_dr：

$\begin{array}{c}{\mathrm{\ω}}_{n.\mathrm{dr}}=\sqrt{{\stackrel{\‾}{N}}_{\mathrm{\β}}-{\stackrel{\‾}{N}}_{\mathrm{\β}}{\stackrel{\‾}{Y}}_r+{\stackrel{\‾}{N}}_r{\stackrel{\‾}{Y}}_{\mathrm{\β}}}\\ {\mathrm{\ξ}}_{\mathrm{dr}}=-\frac{({\stackrel{\‾}{N}}_r+{\stackrel{\‾}{Y}}_{\mathrm{\β}})}{2{\mathrm{\ω}}_{n.\mathrm{dr}}}\end{array}---\left(9\right)$

为影响飞机横航向荷兰滚模态的频率参数，为影响横航向荷兰滚模态的阻尼比参数。