CN107577851A - 一种基于加速度功率谱密度的抖振特效建模方法 - Google Patents
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Abstract
本发明属于飞行仿真技术领域，公开了一种基于加速度功率谱密度的抖振特效建模方法，包括以下步骤：一、根据飞机制造商提供的抖振运动GRMS数据，该GRMS数据包括垂直、纵向和侧向三个方向的数据，从中选取某一特征抖振在一定状态下的一个方向的一组或两组飞行数据；二、根据选取的飞行数据找出对应的加速度功率谱密度APSD数据序列，以各自的APSD数据序列为基础计算出建模所需的抖振参数，得出各自对应的瞬时抖振函数；三、计算对应选取的飞行数据中速度和高度的动压值，结合计算所得的瞬时抖振函数，计算得出该一定状态下实时抖振函数；四、重复一至三，分别计算在该一定状态下的另外两个方向上的实时抖振函数。本方法提高了飞行模拟器的仿真度。
Description
技术领域
本发明属于飞行仿真技术领域，具体涉及一种基于加速度功率谱密度的抖振特效建模方法。
背景技术
在D级飞机飞行模拟机的设计中，运动平台系统是重要的分系统之一，其中，运动平台的抖振特效是模拟真实飞机在飞行过程中振动环境的重要部分，并在D级飞机飞行模拟机鉴定测试的主观项、客观项中均有明确要求。
运动平台的抖振特效属于一种随机振动，一般通过三角函数与高斯白噪声相叠加的方法生成。加速度功率谱密度是表征随机振动中不同频率分量的能量分布的重要特征。模拟机的抖振特效是与飞机的实时飞行状态密切相关的，飞机制造商提供的振动数据一般是某几种特定情况下的飞行状态对应的测量结果。在实际模拟机的飞行过程中，不可能与这些特定情况完全相同，那么就需要在现有数据条件下提取有效特征点，以构造全状态下的抖振特效。工程中的随机振动统计一般用加速度计测量加速度，并通过统计分析得到功率谱密度，但如何从实测的加速度功率谱密度中合理提取有效特征点，并通过合理插值得到连续状态下对应的抖振特效，进而构造随机振动模型，并生成符合D级模拟机要求的抖振特效却是个技术难点。
发明内容
本发明提供了一种基于加速度功率谱密度的抖振特效建模方法，解决了特征抖振在飞行模拟器上仿真的技术难题，提高了飞行模拟器的模拟仿真度。
本发明可通过以下技术方案实现：
一种基于加速度功率谱密度的抖振特效建模方法，包括以下步骤：
步骤一、根据飞机制造商提供的抖振运动GRMS数据，所述抖振运动GRMS数据包括垂直、纵向和侧向三个方向的数据，从中选取某一特征抖振在一定状态下的一个方向的一组或两组飞行数据；
步骤二、根据选取的一组或两组飞行数据找出对应的飞机制造商提供的加速度功率谱密度APSD数据序列，并以各自的APSD数据序列为基础计算出建模所需的抖振参数，进而得出各自对应的所述一定状态下的瞬时抖振函数x1(t)或者x1(t)、x2(t)；
步骤三、计算对应选取的一组或两组飞行数据中速度和高度的动压值，并结合计算所得的瞬时抖振函数，进而计算得出所述特征抖振在所述一定状态下实时抖振函数x0(t)；
步骤四、重复步骤一至步骤三，分别计算所述特征抖振在所述一定状态下的另外两个方向上的实时抖振函数。
进一步，重复步骤一至步骤四，分别计算所述特征抖振在其它状态下的实时抖振函数。
进一步，所述步骤二中的计算出建模所需的抖振参数的方法包括：
步骤Ⅰ、从加速度功率谱密度APSD数据序列中，选取K个波峰，在每个峰值周围包括峰值选取M个加速度功率谱密度APSD值，每个加速度功率谱密度APSD值标记为Pj，其中1≤j≤M，利用如下方程式计算对应所述波峰处的抖振参数振幅Ai，
其中，1≤i≤K，Δf为加速度功率谱密度APSD的频率分辨率，
步骤Ⅱ、结合如权利要求1所述的步骤一中的对应该方向的加速度均方根值GRMS，利用如下方程式计算抖振参数方差σ2，
其中，1≤i≤K，
步骤Ⅲ、从加速度功率谱密度APSD数据序列中，选取每个所述峰值处对应的频率值为抖振参数频率fi，抖振参数初始相位取[0,2π)之间的随机数，其中，1≤i≤K，进而得到对应如权利要求1所述的步骤二中所述特征抖振在所述一定状态下一个方向的一组飞行数据的瞬间抖振函或者得到对应如权利要求1所述的步骤二中所述特征抖振在所述一定状态下一个方向的两组飞行数据的瞬间抖振函数
进一步，所述选取的K个波峰按照波峰处对应的加速度功率谱密度APSD值从大到小依次选取。
进一步，所述步骤三中的实时抖振建模函数的计算方法包括：
步骤ⅰ、利用如下方程式，计算对应如权利要求1所述的两组飞行数据中的速度和高度的飞机所受动压P动1和P动2，
其中，H为飞机飞行高度，单位为英尺，V为飞机飞行速度，单位为节，
步骤ⅱ、利用如下方程式，计算基于如权利要求1所述的两组飞行数据建立的实时抖振建模函数x0(t)，
其中，P动0为当前实时飞行条件下的飞机所受动压，x1(t)和x2(t)为如权利要求1所述的步骤二中计算所得的瞬间抖振函数，
或利用如下方程式，计算基于如权利要求1所述的一组数据建立的实时抖振建模函数x0(t)，
其中，P动0为当前实时飞行条件下的飞机所受动压，P动1为对应如权利要求1所述的一组飞行数据中的速度和高度的飞机所受的动压，x1(t)为如权利要求1所述的步骤二中计算所得的瞬间抖振函数。
本发明有益的技术效果如下：
利用正弦加随机振动(高斯随机白噪声)模型，借助飞机制造商提供的抖振运动数据，合理地提取有效特征点，并将其和起主要影响作用的飞行参数相结合，并通过合理插值得到连续状态下对应的抖振特效模型，进而建立了特征抖振在飞行模拟器上的抖振函数，提高了飞行模拟器的模拟仿真度。
附图说明
图1为本发明的总体方案流程图；
图2为利用本发明的方法生成的抖振特效的加速度；
图3为根据如图2所示的数据统计得到的加速度功率谱密度APSD；
图4为THALES公司同样型号的D级模拟机在相同条件下的仿真结果。
具体实施方式
下面结合附图及较佳实施例详细说明本发明的具体实施方式。
如图1所示，本发明的总体方案流程图。本发明提供了一种基于加速度功率谱密度的抖振特效建模方法，利用正弦加随机振动(高斯随机白噪声)模型，借助飞机制造商提供的抖振运动数据，建立了特征抖振在飞行模拟器上的抖振函数，提高了飞行模拟器的模拟仿真度。
该方法包括以下步骤：
步骤一、根据飞机制造商提供的抖振运动GRMS数据，该抖振运动GRMS数据包括垂直、纵向和侧向三个方向的数据，从中选取某一特征抖振在一定状态下的一个方向的一组或两组飞行数据；
步骤二、根据选取的一组或两组飞行数据找出对应的飞机制造商提供的加速度功率谱密度APSD数据序列，并以各自的APSD数据序列为基础计算出建模所需的抖振参数，进而得出各自对应的所述状态下的瞬时抖振函数x1(t)或x1(t)、x2(t)；
计算瞬时抖振函数x1(t)和x2(t)的方法包括以下步骤：
步骤Ⅰ、从加速度功率谱密度APSD数据序列中，选取K个波峰，在每个峰值周围包括峰值选取M个加速度功率谱密度APSD值，每个加速度功率谱密度APSD值标记为Pj，其中1≤j≤M，利用如下方程式计算对应所述波峰处的抖振参数振幅Ai，
其中，1≤i≤K，Δf为加速度功率谱密度APSD的频率分辨率，
注：选取的K个波峰可按照波峰处对应的加速度功率谱密度APSD值从大到小依次选取。
步骤Ⅱ、结合如权利要求1所述的步骤一中的对应该方向的加速度均方根值GRMS，利用如下方程式计算抖振参数方差σ2，
其中，1≤i≤K，
步骤Ⅲ、从加速度功率谱密度APSD数据序列中，选取每个所述峰值处对应的频率值为抖振参数频率fi，抖振参数初始相位取[0,2π)之间的随机数，其中，1≤i≤K，进而得到对应上述步骤一中该特征抖振在该一定状态下一个方向的一组飞行数据的瞬间抖振函或者得到对应如权利要求1所述的步骤二中该特征抖振在该一定状态下一个方向的两组飞行数据的瞬间抖振函数
步骤三、计算对应选取的一组或两组飞行数据中速度和高度的动压值，并结合计算所得的瞬时抖振函数，进而计算得出该特征抖振在该一定状态下实时抖振函数x0(t)；
计算实时抖振函数x0(t)的方法包括以下步骤：
步骤ⅰ、利用如下方程式，计算对应上述步骤一中选取的两组飞行数据中的速度和高度的飞机所受动压P动1和P动2，
其中，H为飞机飞行高度，单位为英尺，V为飞机飞行速度，单位为节，
步骤ⅱ、利用如下方程式，计算基于上述步骤一中选取的两组飞行数据建立的实时抖振建模函数x0(t)，
其中，P动0为当前实时飞行条件下的飞机所受动压，x1(t)和x2(t)为上述步骤二中计算所得的瞬间抖振函数，
或者利用如下方程式，计算基于上述步骤一中选取的一组数据建立的实时抖振建模函数x0(t)，
其中，P动0为当前实时飞行条件下的飞机所受动压，P动1为基于步骤一中选取的一组飞行数据中的速度和高度的飞机所受的动压，x1(t)为上述步骤二中计算所得的瞬间抖振函数。
步骤四、重复步骤一至步骤三，分别计算该特征抖振在该一定状态下的另外两个方向的实时抖振函数，
步骤五、重复步骤一至步骤四，分别计算该特征抖振在其它状态下的实时抖振函数。
实际飞机的振动环境与飞行的速度、高度、发动机推力、攻角、舵面位置、载荷分布、大气条件等多种因素相关，这些因素中有主要的、次要的。例如，飞行过程中操作襟翼手柄使襟翼处于不同的伸出位置，则襟翼破坏了飞机相对于气流的构型，襟翼伸出角度将成为影响振动的主要因素，其次是飞机的速度和高度。
CCAR-60部中关于D级模拟机运动平台系统的要求中明确提出：模拟机应当提供在驾驶舱内感觉到的由于操纵飞机或大气干扰引起的特征抖振运动(例如高速抖振、起落架和襟翼放出、拖胎、失速抖振、大气紊流等)。其中尤其以起落架和襟翼放出所受影响因素多，所以下文以襟翼放出为例介绍飞行状态中与抖振相关的特征参数提取方法。
飞机制造商给出了与襟翼放出相关的振动数据如表1所示。经分析可知，加速度均方根值GRMS除与襟翼角度F基本成线性关系外，相同襟翼条件下，受高度H、速度V影响较大。F属于离散量，只要与模拟机实际飞行状态相同，即可采用相应状态下的飞机制造商提供的抖振数据生成抖振模型参数。但H与V在实际飞行过程中均属于连续量，无法与已知条件一一对应，需要由已知条件下的振动数据生成其他状态下的数据。
表1襟翼放出时的相关振动数据
采用上述建模方法，取表1中飞行条件F＝30、H＝16600ft、V＝160KTS下垂直方向的振动数据作为参考，找出对应的飞机制造商提供的加速度功率谱密度APSD数据序列，从中选取K为6个波峰，则实时飞行条件F＝30、H＝16600ft、V＝160KTS下，生成的抖振特效如下图2、图3所示。其中，图2为生成的抖振特效的加速度值，加速度均方根值GRMS＝0.0110，误差为0.92％；图3为根据如图2所示的数据统计得到的加速度功率谱密度APSD值，实线为本模型生成数据的APSD值，虚线为飞机制造商实测参考数据的APSD值，可见基本相符，尤其是在功率较大的几个频率成分上，达到了较好的拟合。
图4为THALES公司同样型号的D级模拟机在相同条件下的仿真结果，对比可见，利用本发明的方法生成的抖振数据的APSD与实测数据的拟合程度远好于图4。
虽然以上描述了本发明的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这些仅是举例说明，在不背离本发明的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式做出多种变更或修改，因此，本发明的保护范围由所附权利要求书限定。
Claims (5)
1.一种基于加速度功率谱密度的抖振特效建模方法，其特征在于包括以下步骤：
步骤一、根据飞机制造商提供的抖振运动GRMS数据，所述抖振运动GRMS数据包括垂直、纵向和侧向三个方向的数据，从中选取某一特征抖振在一定状态下的一个方向的一组或两组飞行数据；
步骤二、根据选取的一组或两组飞行数据找出对应的飞机制造商提供的加速度功率谱密度APSD数据序列，并以各自的APSD数据序列为基础计算出建模所需的抖振参数，进而得出各自对应的所述一定状态下的瞬时抖振函数x1(t)或者x1(t)、x2(t)；
步骤三、计算对应选取的一组或两组飞行数据中速度和高度的动压值，并结合计算所得的瞬时抖振函数，进而计算得出所述特征抖振在所述一定状态下实时抖振函数x0(t)；
步骤四、重复步骤一至步骤三，分别计算所述特征抖振在所述一定状态下的另外两个方向上的实时抖振函数。
2.如权利要求1所述的基于加速度功率谱密度的抖振特效建模方法，其特征在于，重复步骤一至步骤四，分别计算所述特征抖振在其它状态下的实时抖振函数。
3.如权利要求1所述的基于加速度功率谱密度的抖振特效建模方法，其特征在于，所述步骤二中的计算出建模所需的抖振参数的方法包括：
步骤Ⅰ、从加速度功率谱密度APSD数据序列中，选取K个波峰，在每个峰值周围包括峰值选取M个加速度功率谱密度APSD值，每个加速度功率谱密度APSD值标记为Pj，其中1≤j≤M，利用如下方程式计算对应所述波峰处的抖振参数振幅Ai，
<mrow>
<msub>
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<mi>i</mi>
</msub>
<mo>=</mo>
<msqrt>
<mrow>
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<mn>2</mn>
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<munderover>
<mo>&Sigma;</mo>
<mrow>
<mi>j</mi>
<mo>=</mo>
<mn>1</mn>
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<mi>M</mi>
</munderover>
<mrow>
<msub>
<mi>P</mi>
<mi>j</mi>
</msub>
<mo>&times;</mo>
<mi>&Delta;</mi>
<mi>f</mi>
</mrow>
</mrow>
</msqrt>
</mrow>
其中，1≤i≤K，Δf为加速度功率谱密度APSD的频率分辨率，
步骤Ⅱ、结合如权利要求1所述的步骤一中的对应所述一个方向的加速度均方根值GRMS，利用如下方程式计算抖振参数方差σ2，
其中，1≤i≤K，
步骤Ⅲ、从加速度功率谱密度APSD数据序列中，选取每个所述峰值处对应的频率值为抖振参数频率fi，抖振参数初始相位取[0,2π)之间的随机数，其中，1≤i≤K，进而得到对应如权利要求1所述的步骤二中所述特征抖振在所述一定状态下一个方向的一组飞行数据的瞬间抖振函或者得到对应如权利要求1所述的步骤二中所述特征抖振在所述一定状态下一个方向的两组飞行数据的瞬间抖振函数
4.如权利要求3所述的基于加速度功率谱密度的抖振特效建模方法，其特征在于，所述选取的K个波峰按照波峰处对应的加速度功率谱密度APSD值从大到小依次选取。
5.如权利要求1所述的基于加速度功率谱密度的抖振特效建模方法，其特征在于，所述步骤三中的实时抖振建模函数的计算方法包括：
步骤ⅰ、利用如下方程式，计算对应如权利要求1所述的两组飞行数据中的速度和高度的飞机所受动压P动1和P动2，
其中，H为飞机飞行高度，单位为英尺，V为飞机飞行速度，单位为节，
步骤ⅱ、利用如下方程式，计算基于如权利要求1所述的两组飞行数据建立的实时抖振建模函数x0(t)，
其中，P动0为当前实时飞行条件下的飞机所受动压，x1(t)和x2(t)为如权利要求1所述的步骤二中计算所得的瞬间抖振函数，
或利用如下方程式，计算基于如权利要求1所述的一组数据建立的实时抖振建模函数x0(t)，
其中，P动0为当前实时飞行条件下的飞机所受动压，P动1为对应如权利要求1所述的一组飞行数据中的速度和高度的飞机所受的动压，x1(t)为如权利要求1所述的步骤二中计算所得的瞬间抖振函数。
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