CN115358005A - 一种基于试飞的起落架气动特性辨识方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种基于试飞的起落架气动特性辨识方法，首先通过试飞，对试飞状态点及试飞数据进行采集；然后利用刚体运动学方程对飞机气动系数进行计算；利用最小二乘法对飞机起落架气动数据进行辨识；最后建立起落架气动特性非线性模型，并对结果进行校核。本方法解决了利用试飞进行起落架气动特性建模过程中，无法对起落架位置、迎角、马赫数之间实施控制变量的问题，相比于传统线性模型，结果准确性有着明显提高；此外，本方法给出了简单可靠地起落架模型精确性校核方法，能够简单快速度的验证本方法得到的模型精确性，从而提供了结果可靠性评判标准；本方法通用性强，适用于各种具有可收放起落架装置的飞机型号，算法简单，易于编程实现。

Description

一种基于试飞的起落架气动特性辨识方法
技术领域
本发明属于飞机气动参数辨识和飞行仿真技术领域，具体涉及一种基于试飞的起落架气动特性辨识方法。
背景技术
起落架对飞机气动特性存在非常大的影响。当飞机在稳定飞行状态下，飞行员进行起落架放下或收上操作，将会导致飞机升力、阻力和俯仰力矩发生显著变化，从而破坏原本的稳定飞行状态，需要飞行员对飞机姿态进行及时修正，从而保证飞行安全。在飞行仿真相关研究中，起落架气动特性模型是飞机模型重要的一部分，将在很大程度上影响模型的准确性。
传统的起落架气动特性建模方法认为起落架收放过程中对飞机气动特性影响是线性的，通常分别建立起落架完全收上、放下状态时的整机气动模型，两者在相同迎角、马赫数等飞行状态下的差值，即为起落架带来的气动系数增量。利用线性插值方式建立“起落架位置-气动系数增量”之间的插值表，从而实现简单的起落架气动特性模型。
然而，实际试飞表明，起落架收放过程中对气动系数的影响并非简单的线性关系。起落架收放过程中，由于起落架外形的不规则导致飞机迎风面积的不规则变化；起落架、起落架舱门、机身、机翼之间气流的存在严重的相互干扰等，这使得起落架收放过程对气动系数的影响呈现出强烈的非线性特征。此外，起落架收放过程往往较长，需要数秒甚至数十秒时间，导致线性模型带来的误差难以忽略。
部分研究人员通过计算起落架不同放下位置时的等效迎风面积，近似拟合出起落架放下过程中的气动特性的非线性曲线，但此类方法需要对非线性曲线反复调整，工作量大，且对模型精度提升效果有限；为了提高模型精度，国外研究机构及飞机厂商往往利用风洞对起落架非线性气动特性进行试验。小型风洞由于缩比问题，往往难以获得准确的气动特性；整机风洞虽然解决了缩比问题，但试验费用昂贵，且存在严重的壁洞干扰，也并非完美的解决方案。
发明内容
针对上述问题，本发明提出一种基于试飞的起落架气动特性辨识方法，包括以下步骤：
步骤1：试飞状态点及试飞数据获取。
各个试飞状态点以以下条件进行组合将构成试飞矩阵进行试飞：
a、重量及重心：中等飞行重量，以25％Mac为重心；
b、马赫数：根据被辨识飞机速度包线，从最小机动速度开始，以每20％最大起落架放下马赫数间隔，直到最大起落架放下马赫数；
c、高度：根据被辨识飞机高度包线，从距地高度500英尺开始，以每20％最大起落架放下飞行高度为间隔，直到最大起落架放下飞行高度；
d、襟翼构型：该机型支持的每种襟翼构型状态。
试飞过程中，记录下述数据：
1)重量数据：飞机初始重量、转动惯量和惯性积、燃油消耗量；
2)几何外形数据：机翼面积、平均气动弦长等数据；
3)操纵面数据：水平安定面、升降舵位置、起落架归一化位置、发动机油门角度；
4)飞行状态数据：飞机表速、真空速、马赫数、垂直速度、动压、气压高度、飞机三轴加速度、角速度、角加速度、姿态角、迎角等。
步骤2:飞机气动系数计算。
根据记录的试飞数据，利用刚体六自由度运动方程对每一个试飞状态点飞机升力、阻力、俯仰力矩系数时间历程数据进行求解，并将每一个试飞状态点数据分成三部分：M2311机动数据、起落架收上数据、起落架放下过程数据和起落架放下数据。
步骤3：结合步骤2的M2311数据，使用最小二乘法对操纵面气动数据进行辨识，得到升降舵导致的升力系数导数、升降舵导致的阻力系数导数、升降舵导致的俯仰力矩系数导数。
步骤4：起落架气动特性模型建立。
对于步骤2得到的每一个试飞状态点数据，利用起落架放下过程数据和起落架收上数据分别建立起落架动态气动数据和稳态数据，并结合步骤3中气动舵面气动数据建立起落架非线性气动模型。
步骤5：模型精确性校核。
利用起落架收上数据、非线性模型及起落架放下数据之间的关系，对模型进行校核，确认模型精确性。
本发明优点在于：
1、本发明基于试飞的起落架气动特性辨识方法，由于飞机起落架数据采集原本就在试飞要求中，因此只需对试飞机动进行微小调整，即可获得本算法所需数据，能够避免额外的风洞试验费用，降低建模所需成本。
2、本发明基于试飞的起落架气动特性辨识方法，相比于当前根据起落架等效迎风面积进行非线性气动特性拟合的方法，能够准确的计算出起落架收放过程中气动数据的非线性变化，结果精度和置信度更高。
3、本发明基于试飞的起落架气动特性辨识方法，算法通用性强，可针对各种不同类型的飞机进行起落架气动特性辨识。
附图说明
图1为本发明方法流程图。
图2为典型试飞矩阵示意图。
图3为升降舵M2311机动示意图。
图4为本发明方法设计的模型与传统线性模型预测精度对比图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明做进一步详细说明。
一种基于试飞的起落架气动特性辨识方法，如图1所示，具体步骤如下：
步骤1：试飞状态点设计及试飞数据获取。
本发明方法适用于对各类具有可收放起落架的飞机起落架气动特性获取，且试飞过程中采取的机动基本一致。由于不同飞机飞行包线不同，试飞时，需要根据被测试飞机飞行包线设置试飞状态点，该试飞状态点包括飞行重量、飞行重心、飞行马赫数、飞行高度，襟翼构型，各个试飞状态点以以下条件进行组合将构成试飞矩阵进行试飞，如图2所示：
a、重量及重心：中等飞行重量，以25％Mac为重心。中等飞行重量数据基本满足算法精度要求，其他重量数据考虑进去可以增加结果精度。
b、马赫数：根据被辨识飞机速度包线，从最小机动速度开始，以每20％最大起落架放下马赫数间隔，直到最大起落架放下马赫数。
c、高度：根据被辨识飞机高度包线，从距地高度500英尺开始，以每20％最大起落架放下飞行高度为间隔，直到最大起落架放下飞行高度。
d、襟翼构型：该机型支持的每种襟翼构型状态。
上述试飞状态点数据通过飞机按照下述设定动作进行飞行，进行获取，方法为：
每次试飞从起落架收上状态开始，首先保持5s定常平飞；进行一次升降舵M2311机动(后拉升降舵并保持2s；前推并保持3s；再后拉并保持1s；再前推并保持1s。推拉杆量为全行程的30％-50％，如图3所示)；再进行一次起落架放下测试(恢复定常平飞后放下起落架，在起落架放下过程中可通过自动驾驶或人工操纵，尽可能保持飞机速度、高度不变；起落架完全放下后，再保持5s定常平飞后结束该状态点飞行。
上述飞行过程中对每一个试飞状态点数据进行记录，包括：
1)重量数据：飞机初始重量、转动惯量和惯性积(可通过地面称重进行测量)、燃油消耗量；
2)几何外形数据：机翼面积、平均气动弦长等数据(可查询飞机设计手册得到)
3)操纵面数据：水平安定面、升降舵位置、起落架归一化位置、发动机油门角度(发动机推力)等影响飞机纵向飞行相关操纵面；
4)飞行状态数据：飞机表速、真空速、马赫数、垂直速度、动压、气压高度、飞机三轴加速度、角速度、角加速度、姿态角、迎角等。
步骤2：飞机气动系数计算。
利用下述公式，结合步骤1记录的数据，利用刚体六自由度运动方程对每一个试飞状态点试飞过程中升力、阻力、俯仰力矩系数进行计算，方法如下：
Figure BDA0003784220720000041
Figure BDA0003784220720000042
Figure BDA0003784220720000043
其中，式中，CL为升力系数；CD为阻力系数；CM为俯仰力矩系数；m为飞机重量；α为飞机迎角；T为发动机推力；
Figure BDA0003784220720000044
为动压；
Figure BDA0003784220720000045
为平均气动弦长；s为机翼面积；ax、ay、az为机体轴系加速度；Ix、Iy、Iz为x、y、z轴的飞机转动惯性，Ixz为飞机转动惯性积；p为飞机机体轴滚转角速率；r为飞机机体轴偏航角速率；
Figure BDA0003784220720000046
为机体轴系俯仰角速率。
根据计算得到的升力、阻力、俯仰力矩系数，可得到各气动系数随飞行的时间历程数据。时间历程数据可分为：M2311机动数据、起落架收上数据、起落架放下过程数据和起落架放下数据。
步骤3：起落架气动数据辨识
结合步骤2的M2311数据，利用下述公式，使用最小二乘法可对操纵面气动数据进行辨识，得到升降舵导致的升力系数导数
Figure BDA0003784220720000051
升降舵导致的阻力系数导数
Figure BDA0003784220720000052
升降舵导致的俯仰力矩系数导数
Figure BDA0003784220720000053
用于后续计算。
Figure BDA0003784220720000054
Figure BDA0003784220720000055
Figure BDA0003784220720000056
式中，
Figure BDA0003784220720000057
为基本升力系数；
Figure BDA0003784220720000058
为基本阻力系数；
Figure BDA0003784220720000059
为基本俯仰力矩系数；
Figure BDA00037842207200000510
为迎角变化导致的升力系数增量；
Figure BDA00037842207200000511
为迎角变化导致的阻力系数增量；
Figure BDA00037842207200000512
为迎角变化导致的俯仰力矩系数增量；Δα为迎角增量；CLq为俯仰角速率导致的升力系数导数；CDq为俯仰角速率导致的阻力系数导数；
Figure BDA00037842207200000513
为俯仰角速率导致的俯仰力矩系数导数；Δδ为升降舵增量；v为飞机真空速；
步骤4：起落架气动特性模型建立。
1)起落架稳态特性数据建立
步骤2中的起落架收上/放下数据为稳态飞行数据。对于起落架收上数据，不同气压高度下，使用相同马赫数进行试飞时，可得到气动系数在该马赫数下随迎角的变化关系；对于每一个试飞马赫数，气动系数与迎角间都具备类似关系，因此可得到起落架收上时气动系数关于“迎角-马赫数”插值表，表示为：
CagearUp(alpha,mach)＝Table(alpha,mach),a＝L,D,M (7)
式中，CagearUp(alpha,mach)为起落架稳态收上模型；alpha为飞机迎角；mach为飞机马赫数；a＝L,D,M时，CLgearUp(alpha,mach)、CDgearUp(alpha,mach)、CMgearUp(alpha,mach)分别表示起落架收上时升力系数、阻力系数与俯仰力矩系数关于“迎角-马赫数”插值表。
为了减少湍流、颠簸、传感器噪声等对数据干扰，可使用5s稳态数据进行平均，从而使结果更加精确。对于起落架放下状态，采用相似方法可得到起落架稳态放下模型CagearDn。
2)起落架动态特性数据建立
取步骤2中起落架放下过程计算得到的气动系数，减去该次试验时起落架收上的稳态数据，并减去升降舵变化带来的气动系数影响，可得到由于起落架放下导致的气动系数增量ΔCagear，表示如下：
ΔCagear(gearPos)＝CagearDyn(gearPos)-CagearUp-ΔδCaδ,a＝L,D,M (8)
式中，gearPos为起落架归一化位置(收上为0，完全放下为1)，通过步骤1数据记录得到。
3)起落架气动特性模型
在进行起落架收放动态数据记录时，由于保持了飞机定常平飞，因此飞机迎角和马赫数将只在小范围内变化，可对整个放下过程迎角及马赫数进行平均，得到该试飞状态点的迎角和马赫数。采用与稳态数据类似的处理方式，起落架放下动态的气动系数关于“起落架位置-迎角-马赫数”插值表，表示为：
ΔCagear(gearPos)＝Table(gearPos,alpha,mach),a＝L,D,M (9)
上式中得到的ΔCagear(gearPos)即为起落架气动特性模型，该模型可根据输入的起落架位置、迎角及马赫数得到对应起落架气动力矩系数增量。
步骤5：模型精确性校核。
当输入起落架位置为1时，起落架稳态收上模型、起落架模型及稳态放下数据之间应当具有以下关系：
CagearDn(alpha,mach)＝ΔCagear(gearPos＝1)+CagearUp(alpha,mach)+ε (10)
a＝L,D,M
由于CagearDn(alpha,mach)及ΔCagear(gearPos＝1)+CagearUp(alpha,mach)表示的均为相同飞行状态下起落架放下时的气动系数，因此当建立的起落架模型足够精确时，两者应该相等，即式中ε应当趋近于0。当ε较大时(一般以ε>5％的CagearDn(alpha,mach)为标准)，证明该模型误差较大，需要对建模过程中数据采集、计算过程进行检查，对模型修正，使ε减小至满足模型精度要求。
本发明方法解决了利用试飞进行起落架气动特性建模过程中，无法对起落架位置、迎角、马赫数之间实施控制变量的问题，利用特殊的试飞机动以及参数辨识方法得到了起落架气动系数与起落架位置、马赫数和迎角之间的插值表，从而建立非线性起落架气动特性模型，相比于传统线性模型，结果准确性有着明显提高，如图4所示；此外，本发明方法给出了简单可靠地起落架模型精确性校核方法，能够简单快速度的验证本方法得到的模型精确性，从而提供了结果可靠性评判标准；本方法通用性强，适用于各种具有可收放起落架装置的飞机型号，算法简单，易于编程实现。

Claims (5)

1.一种基于试飞的起落架气动特性辨识方法，包括以下步骤：
步骤1：试飞状态点及试飞数据获取；
各个试飞状态点以以下条件进行组合将构成试飞矩阵进行试飞：
a、重量及重心：中等飞行重量，以25％Mac为重心；
b、马赫数：根据被辨识飞机速度包线，从最小机动速度开始，以每20％最大起落架放下马赫数间隔，直到最大起落架放下马赫数；
c、高度：根据被辨识飞机高度包线，从距地高度500英尺开始，以每20％最大起落架放下飞行高度为间隔，直到最大起落架放下飞行高度；
d、襟翼构型：该机型支持的每种襟翼构型状态；
试飞过程中，记录下述数据：
1)重量数据：飞机初始重量、转动惯量和惯性积、燃油消耗量；
2)几何外形数据：机翼面积、平均气动弦长等数据；
3)操纵面数据：水平安定面、升降舵位置、起落架归一化位置、发动机油门角度；
4)飞行状态数据：飞机表速、真空速、马赫数、垂直速度、动压、气压高度、飞机三轴加速度、角速度、角加速度、姿态角、迎角等；
步骤2:飞机气动系数计算；
根据记录的试飞数据，利用刚体六自由度运动方程对每一个试飞状态点飞机升力、阻力、俯仰力矩系数时间历程数据进行求解，并将每一个试飞状态点数据分成三部分：M2311机动数据、起落架收上数据、起落架放下过程数据和起落架放下数据；
步骤3：结合步骤2的M2311数据，使用最小二乘法对操纵面气动数据进行辨识，得到升降舵导致的升力系数导数、升降舵导致的阻力系数导数、升降舵导致的俯仰力矩系数导数；
步骤4：起落架气动特性模型建立；
对于步骤2得到的每一个试飞状态点数据，利用起落架放下过程数据和起落架收上数据分别建立起落架动态气动数据和稳态数据，并结合步骤3中气动舵面气动数据建立起落架非线性气动模型；
步骤5：模型精确性校核；
利用起落架收上数据、非线性模型及起落架放下数据之间的关系，对模型进行校核，确认模型精确性。
2.如权利要求1所述基于试飞的起落架气动特性辨识方法，其特征在于：步骤1中试飞方式为：每次试飞从起落架收上状态开始，首先保持5s定常平飞；进行一次升降舵M2311机动；再进行一次起落架放下测试，具体为：恢复定常平飞后放下起落架，在起落架放下过程中保持飞机速度、高度不变；起落架完全放下后，再保持5s定常平飞后结束该状态点飞行。
3.如权利要求1所述基于试飞的起落架气动特性辨识方法，其特征在于：步骤4方法为：
1)得到起落架收上时气动系数关于迎角-马赫数插值表，表示为：
CagearUp(alpha,mach)＝Table(alpha,mach),a＝L,D,M
式中，CagearUp(alpha,mach)为起落架稳态收上模型；alpha为飞机迎角；mach为飞机马赫数；a＝L,D,M时，CLgearUp(alpha,mach)、CDgearUp(alpha,mach)、CMgearUp(alpha,mach)分别表示起落架收上时升力系数、阻力系数与俯仰力矩系数关于迎角-马赫数插值表；
以上述相同方式得到起落架稳态放下模型CagearDn；
2)取步骤2中起落架放下过程计算得到的气动系数，减去该次试验时起落架收上的稳态数据，并减去升降舵变化带来的气动系数影响，得到由于起落架放下导致的气动系数增量ΔCagear，表示为：
ΔCagear(gearPos)＝CagearDyn(gearPos)-CagearUp-ΔδCaδ,a＝L,D,M
式中，gearPos为起落架归一化位置，收上为0，完全放下为1；
3)起落架气动特性模型
对整个放下过程迎角及马赫数进行平均，得到该试飞状态点的迎角和马赫数；进一步得到起落架放下动态的气动系数关于“起落架位置-迎角-马赫数”插值表，表示为：
ΔCagear(gearPos)＝Table(gearPos,alpha,mach),a＝L,D,M
上式中得到的ΔCagear(gearPos)即为起落架气动特性模型，根据输入的起落架位置、迎角及马赫数得到对应起落架气动力矩系数增量。
4.如权利要求3所述基于试飞的起落架气动特性辨识方法，其特征在于：步骤1)中，使用5s稳态数据进行平均，使结果更加精确。
5.如权利要求1所述基于试飞的起落架气动特性辨识方法，其特征在于：步骤5中，具体校核方法为
当输入起落架位置为1时，起落架稳态收上模型、起落架模型及稳态放下数据之间应当具有以下关系：
CagearDn(alpha,mach)＝ΔCagear(gearPos＝1)+CagearUp(alpha,mach)+ε (10)
a＝L,D,M
当建立的起落架模型足够精确时，CagearDn(alpha,mach)及ΔCagear(gearPos＝1)+CagearUp(alpha,mach)相等，式中ε趋近于0；当ε>5％的CagearDn(alpha,mach)时，表示模型误差较大，需要对建模过程中数据采集、计算过程进行检查，对模型修正，使ε减小至满足模型精度要求。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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CN117131610A (zh) * 2023-10-25 2023-11-28 北京蓝天航空科技股份有限公司 发动机推力的计算方法、装置、电子设备及介质

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CN117131610A (zh) * 2023-10-25 2023-11-28 北京蓝天航空科技股份有限公司 发动机推力的计算方法、装置、电子设备及介质

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