CN110598295B - 飞机纵向短周期拟配方法及飞机 - Google Patents

Abstract

本申请提供了一种飞机纵向短周期拟配方法及飞机，该方法包括：获取俯仰角速度对俯仰轴操纵力高阶***在频率为0.1～10rad/s范围内的第一幅值数据和第一相位数据；获取法向过载对俯仰轴操纵力高阶***在频率为0.1～10rad/s范围内的第二幅值数据和第二相位数据；若第二幅值数据中存在极大值，则计算极大值与频率为0.1rad/s处的幅值的比值，并根据该比值计算阻尼比初值；获取极大值所对应的频率，并根据该频率计算短周期频率初值；根据第一幅值数据中频率为0.1rad/s所对应的幅值计算增益初值；给定时间延迟初值和分子时间常数初值；根据阻尼比初值、短周期频率初值、增益初值、时间延迟初值和分子时间常数初值，对飞机进行纵向短周期拟配。

Description

飞机纵向短周期拟配方法及飞机

技术领域

本申请涉及飞机技术领域，具体提供一种飞机纵向短周期拟配方法及飞机。

背景技术

多数飞机设计时采用了控制增稳***，控制增稳后的飞机模态远远多于本体飞机，直接应用成熟的飞行品质规范比较困难。目前比较典型的方法是等效拟配，即针对某一高阶***，找到等效的低阶***，两个***在一定的频域范围内，幅值、相位的差值最小，拟配时未知参数包括俯仰角速度增益，法向过载增益，分子时间常数，纵向短周期阻尼比，纵向短周期频率，俯仰角速度时间延迟，法向过载时间延迟。失配度函数表达式复杂，存在多个极值点，使用最小二乘、牛顿迭代等算法时，初值设置会影响计算收敛点，初值选取不当会得到不合理的结果，无法真实反应高阶***的特性。

目前初值选取并无统一的方法，主要依赖工程人员的经验，对于缺少经验的工程人员，如果初值选取不合适时，需要对初值多次调整试验来保证等效拟配的结果符合要求。

发明内容

为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种飞机纵向短周期拟配方法及飞机。

第一方面，本申请提供了一种飞机纵向短周期拟配方法，包括：获取俯仰角速度对俯仰轴操纵力高阶***在频率为0.1～10rad/s范围内的第一幅值数据和第一相位数据，所述第一幅值数据包括多个第一幅值，所述第一相位数据包括多个第一相位值；获取法向过载对俯仰轴操纵力高阶***在频率为0.1～10rad/s范围内的第二幅值数据和第二相位数据，所述第二幅值数据包括多个第二幅值，所述第二相位数据包括多个第二相位值；若所述第二相位数据中存在极大值，则计算所述极大值与频率为0.1rad/s处的幅值的比值，并根据该比值计算阻尼比初值；获取所述极大值所对应的频率，并根据该频率计算短周期频率初值；根据第一幅值数据中频率为0.1rad/s所对应的幅值计算增益初值；给定时间延迟初值和分子时间常数初值；根据所述阻尼比初值、所述短周期频率初值、所述增益初值、所述时间延迟初值和所述分子时间常数初值，对飞机进行纵向短周期拟配。

在一些实施例中，所述俯仰轴操纵力高阶***的传递函数为：

其中，q为俯仰角速度，n_n为法向过载，F_e为俯仰操纵力，s为传递函数符号，a₀～a_m、b₀～b_n、c₀～c_i、d₀～d_j为传递函数系数。

在一些实施例中，若所述第二相位数据中存在极大值，则计算所述极大值与频率为0.1rad/s处的幅值的比值，并根据该比值计算阻尼比初值，包括：

根据下式计算所述阻尼比初值：

其中，A_m,max为第二相位数据中的极大值，A_m,ω＝0.1为频率为0.1rad/s处的幅值，ξ_sp为阻尼比初值。

在一些实施例中，获取所述极大值所对应的频率，并根据该频率计算短周期频率初值，包括：

根据下式计算所述短周期频率初值：

其中：ω_sp为短周期频率初值，ω_nn,Amax为极大值所对应的频率，ξ_sp为阻尼比初值。

在一些实施例中，根据第一幅值数据中频率为0.1rad/s所对应的幅值计算增益初值，包括：

根据下式计算所述增益初值：

其中，A_q,ω＝0.1为频率为0.1rad/s所对应的幅值，K_q为增益初值，ω_sp为短周期频率初值。

在一些实施例中，给定时间延迟初值和分子时间常数初值，包括：

在俯仰轴飞行品质规范中，时间延迟初值为0.1s是等级1的上限，因此，纵向短周期拟配时，给定时间延迟初值为0.1；

分子时间常数初值根据下式进行计算：

其中，T_2θ为时间常数初值，

为升降舵的无量纲俯仰力矩导数，/>

为升降舵的升力导数，/>

为迎角导数的俯仰力矩导数，/>

为迎角的升力系数导数，/>

为迎角的俯仰力矩导数。

在一些实施例中，给定分子时间常数初值，还包括：

当启动数据不充分时，设定分子时间常数初值为0.75。

在一些实施例中，还包括：

若所述第二相位数据中不存在极大值，则阻尼比初值：

其中，ξ_sp为阻尼比初值。

在一些实施例中，还包括：

若所述第二相位数据中不存在极大值，则寻找俯仰轴操纵力高阶***相角90°所对应的频率，作为短周期频率初值。

第二方面，本申请提供了一种飞机，所述飞机采用权利要求1至9中任一项所述的飞机纵向短周期拟配方法来实现纵向短周期拟配。

本申请实施例提供的飞机纵向短周期拟配方法中，利用高阶***的幅频特性、相频特性，确定了纵向短周期等效拟配时未知参数的初值，与以往经验方法相比，具有理论支撑，计算简单，可行性强，避免了反复调试初值这种情况，提高了工作效率。

附图说明

图1是本申请实施例提供的飞机纵向短周期拟配方法的流程示意图；

图2是本申请一个实施例提供的高阶***n_y/F_e的对数幅度和相频曲线图；

图3是本申请一个实施例提供的利用估计初值的高低阶***等效拟配结果示意图；

图4是本申请一个实施例提供的等效拟配的失配包络线；

图5是本申请另一个实施例提供的高阶***n_y/F_e的对数幅度和相频曲线图；

图6是本申请另一个实施例提供的利用估计初值的高低阶***等效拟配结果示意图；

图7是本申请另一个实施例提供的等效拟配的失配包络线。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本申请作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释相关申请，而非对该申请的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。

图1是本申请实施例提供的飞机纵向短周期拟配方法的流程示意图，如图1所示，该方法包括以下步骤：

步骤101，获取俯仰角速度对俯仰轴操纵力高阶***在频率为0.1～10rad/s范围内的第一幅值数据和第一相位数据。

其中，第一幅值数据包括多个第一幅值，第一相位数据包括多个第一相位值。

步骤102，获取法向过载对俯仰轴操纵力高阶***在频率为0.1～10rad/s范围内的第二幅值数据和第二相位数据。

其中，第二幅值数据包括多个第二幅值，第二相位数据包括多个第二相位值。

可选地，俯仰轴操纵力高阶***的传递函数为：

其中，q为俯仰角速度，n_n为法向过载，F_e为俯仰操纵力，s为传递函数符号，a₀～a_m、b₀～b_n、c₀～c_i、d₀～d_j为传递函数系数。

步骤103，若第二幅值数据中存在极大值，则计算极大值与频率为0.1rad/s处的幅值的比值，并根据该比值计算阻尼比初值。

可选地，可以根据下式计算阻尼比初值：

其中，A_m,max为第二相位数据中的极大值，A_m,ω＝0.1为频率为0.1rad/s处的幅值，ξ_sp为阻尼比初值。

步骤104，获取极大值所对应的频率，并根据该频率计算短周期频率初值。

可选地，可以根据下式计算短周期频率初值：

其中：ω_sp为短周期频率初值，ω_nn,Amax为极大值所对应的频率，ξ_sp为阻尼比初值。

步骤105，根据第一幅值数据中频率为0.1rad/s所对应的幅值计算增益初值。

可选地，可以根据下式计算增益初值：

其中，A_q,ω＝0.1为频率为0.1rad/s所对应的幅值，K_q为增益初值，ω_sp为短周期频率初值。

步骤106，给定时间延迟初值和分子时间常数初值。

可选地，在俯仰轴飞行品质规范中，时间延迟初值为0.1s是等级1的上限，因此，纵向短周期拟配时，给定时间延迟初值为0.1；

分子时间常数初值根据下式进行计算：

其中，T_2θ为时间常数初值，

为升降舵的无量纲俯仰力矩导数，/>

为升降舵的升力导数，/>

为迎角导数的俯仰力矩导数，/>

为迎角的升力系数导数，/>

为迎角的俯仰力矩导数。

当启动数据不充分时，设定分子时间常数初值为0.75。

步骤107，根据阻尼比初值、短周期频率初值、增益初值、时间延迟初值和分子时间常数初值，对飞机进行纵向短周期拟配。

在一些实施例中，飞机纵向短周期拟配方法还包括以下步骤：

若第二相位数据中不存在极大值，则阻尼比初值：

其中，ξ_sp为阻尼比初值。

若第二相位数据中不存在极大值，则寻找俯仰轴操纵力高阶***相角90°所对应的频率，作为短周期频率初值。

在一些实施例中，将计算所得到的初值代入地接等效***的传递函数：

计算高阶***、地接***的俯仰角速度在频率0.1～10rad/s范围内特定点的幅值和相位差，由下式计算失配度：

其中，J为失配度，通常不超过20；k为拟配点个数，常取20；ω_i为第i个拟配点频率，在频率0.1～10rad/s的对数坐标取平均点；K为加权系数，常取0.0175；G为对数幅值，Φ为相位；HOS为高阶***，LOES为低阶***。

通过最小二乘法寻优计算，将初值反复迭代，搜索失配度最小是对应的一组解，该解为等效地接***的最终值，以实现纵向短周期拟配。

下面结合具体的示例来对本申请实施例提供的飞机纵向短周期拟配方法来进行详细的说明。

例如，某飞机某一飞行状态纵向高阶***传递函数如下：

(1)利用n_y/F_e传递函数，获得高阶***的对数幅频、相频曲线，如图2所示。

对数幅频G_ω与幅值A_ω满足G_ω＝20log₁₀A_ω。

(2)找n_y/F_e幅值数据的极大值，求解短周期阻尼比。

幅频曲线单调递减，无极大值，纵向短周期阻尼比

初值可以设置为

(3)n_y/F_e幅值曲线无极大值，需利用n_y/F_e相位曲线求解频率初值。相位-90°对应的频率ω_sp≈4.70，即为短周期频率初值。

(4)利用俯仰角速度高阶***q/F_e在ω＝0.1处幅值求解增益K_q。如下式：

求解出K_q＝6.39。

(5)设定时间延迟初值τ_q＝0.10。

(6)设定分子时间常数T_2θ＝0.75。

依据上述初值进行拟配，未知参数的计算结果如下表1，总失配度J＝3.36,拟配结果如下图3和图4所示。

表1位置参数计算结果

未知参数	Kq	ξsp	ωsp	τq	T2θ
						专利方法估计值	6.39	0.707	4.70	0.10	0.75
等效拟配计算值	5.91	0.76	4.51	0.15	0.87

又例如，某飞机一飞行状态纵向高阶***传递函数如下：

其中，

num1＝-7.276×10^-12s¹¹+34823s¹⁰+7.444×10⁶s⁹+6.521×10⁸s⁸+3.453×10¹⁰s⁷+

1.058×10¹²s⁶+1.802×10¹³s⁵+1.62×10¹⁴s⁴+6.71×10¹⁴s³+8.539×10¹⁴s²+3.311*10¹⁴s

num2＝-1.705×10^-13s¹²-108.9s¹¹-23315s¹⁰-2.04×10⁶s⁹-1.073×10⁸s⁸-3.229×10⁹s⁷

-5.143×10¹⁰s⁶-3.457×10¹¹s⁵+6.883×10¹¹s⁴+2.177×10¹³s³+8.971×10¹³s²+6.019×10¹³s

den＝s¹³+306s¹²+4.16×10⁴s¹¹+3.39×10⁶s¹⁰+1.795×10⁸s⁹+6.312×10⁹s⁸+1.442×10¹¹s⁷+

2.076×10¹²s⁶+1.83×10¹³s⁵+9.623×10¹³s⁴+2.986×10¹⁴s³+5.359×10¹⁴s²+2.842×10¹⁴s

(1)利用n_y/F_e传递函数，获得高阶***的对数幅频、相频曲线，如图5所示。

对数幅频G_ω与幅值A_ω满足G_ω＝20log₁₀A_ω。

(2)找n_y/F_e幅值数据的极大值，求解短周期阻尼比。

幅频有极大值，G_ω＝20log₁₀ A_max＝-11.95，ω＝0.1处G_ω＝0.1＝20log₁₀ A_ω＝0.1＝-13.48

短周期阻尼比满足如下表达式：

求解出短周期阻尼比ξ_sp＝0.477。

(3)n_y/F_e幅值曲线极大值对应频率ω_max＝2.976，求解短周期频率初值如下式：

(4)利用俯仰角速度高阶***q/F_e在ω＝0.1处幅值求解增益K_q。如下式：

求解出K_q＝19.0。

(5)设定时间延迟初值τ_q＝0.10。

(6)设定分子时间常数T_2θ＝0.75。

依据上述初值进行拟配，未知参数的计算结果如下表2，失配度J＝0.40，拟配结果如图6和图7。

表2位置参数计算结果

未知参数	Kq	ξsp	ωsp	τq	T2θ
						专利方法估计值	19.0	0.477	4.03	0.10	0.75
等效拟配计算值	15.1	0.52	3.60	0.045	1.00

另一方面，本申请提供了一种飞机，该飞机采用上述的飞机纵向短周期拟配方法来实现纵向短周期拟配。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为了描述的方便和简洁，上述描述的***、模块和单元的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。应理解，本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到各种等效的修改或替换，这些修改或替换都应涵盖在本申请的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种飞机纵向短周期拟配方法，其特征在于，包括：

获取俯仰角速度对俯仰轴操纵力高阶***在频率为0.1～10rad/s范围内的第一幅值数据和第一相位数据，所述第一幅值数据包括多个第一幅值，所述第一相位数据包括多个第一相位值；

获取法向过载对俯仰轴操纵力高阶***在频率为0.1～10rad/s范围内的第二幅值数据和第二相位数据，所述第二幅值数据包括多个第二幅值，所述第二相位数据包括多个第二相位值；

若所述第二幅值数据中存在极大值，则计算所述极大值与频率为0.1rad/s处的幅值的比值，并根据该比值计算阻尼比初值；

获取所述极大值所对应的频率，并根据该频率计算短周期频率初值；

根据第一幅值数据中频率为0.1rad/s所对应的幅值计算增益初值；

给定时间延迟初值和分子时间常数初值；

根据所述阻尼比初值、所述短周期频率初值、所述增益初值、所述时间延迟初值和所述分子时间常数初值，对飞机进行纵向短周期拟配；

给定时间延迟初值和分子时间常数初值，包括：

在俯仰轴飞行品质规范中，时间延迟初值为0.1s是等级1的上限，因此，纵向短周期拟配时，给定时间延迟初值为0.1；

分子时间常数初值根据下式进行计算：

其中，T_2θ为时间常数初值，

为升降舵的无量纲俯仰力矩导数，/>

为升降舵的升力导数，/>

为迎角导数的俯仰力矩导数，/>

为迎角的升力系数导数，/>

为迎角的俯仰力矩导数；

当启动数据不充分时，设定分子时间常数初值为0.75。

2.根据权利要求1所述的飞机纵向短周期拟配方法，其特征在于，所述俯仰轴操纵力高阶***的传递函数为：

其中，q为俯仰角速度，n_n为法向过载，F_e为俯仰操纵力，s为传递函数符号，a₀～a_m、b₀～b_n、c₀～c_i、d₀～d_j为传递函数系数。

3.根据权利要求1所述的飞机纵向短周期拟配方法，其特征在于，若所述第二幅值数据中存在极大值，则计算所述极大值与频率为0.1rad/s处的幅值的比值，并根据该比值计算阻尼比初值，包括：

根据下式计算所述阻尼比初值：

其中，A_m,max为第二相位数据中的极大值，A_m,ω＝0.1为频率为0.1rad/s处的幅值，ξ_sp为阻尼比初值。

4.根据权利要求1所述的飞机纵向短周期拟配方法，其特征在于，获取所述极大值所对应的频率，并根据该频率计算短周期频率初值，包括：

根据下式计算所述短周期频率初值：

其中：ω_sp为短周期频率初值，ω_nn,Amax为极大值所对应的频率，ξ_sp为阻尼比初值。

5.根据权利要求1所述的飞机纵向短周期拟配方法，其特征在于，根据第一幅值数据中频率为0.1rad/s所对应的幅值计算增益初值，包括：

根据下式计算所述增益初值：

其中，A_q,ω＝0.1为频率为0.1rad/s所对应的幅值，K_q为增益初值，ω_sp为短周期频率初值。

6.根据权利要求1所述的飞机纵向短周期拟配方法，其特征在于，还包括：

若所述第二相位数据中不存在极大值，则阻尼比初值：

其中，ξ_sp为阻尼比初值。

7.根据权利要求1所述的飞机纵向短周期拟配方法，其特征在于，还包括：

若所述第二相位数据中不存在极大值，则寻找俯仰轴操纵力高阶***相角90°所对应的频率，作为短周期频率初值。

8.一种飞机，其特征在于，所述飞机采用权利要求1至7中任一项所述的飞机纵向短周期拟配方法来实现纵向短周期拟配。

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