摘要：分析了工程模擬器重定位功能需求過程，研究了側(cè)風配平實現(xiàn)過程，采用基于改進的最速下降法對側(cè)風配平問題進行了優(yōu)化計算，并在某民用飛機工程模擬器上進行了仿真驗證。仿真結(jié)果表明，采用改進的最速下降法較為簡單、計算量少、收斂速度快、穩(wěn)定性好、易于工程實現(xiàn)，可以實現(xiàn)全飛行包線內(nèi)的配平；側(cè)風配平實現(xiàn)過程具備較強的可操作性，具有重要的工程應(yīng)用價值，可為其它模擬器重定位技術(shù)提供重要參考。

關(guān)鍵詞：工程模擬器；重定位技術(shù)；側(cè)風配平；最速下降法

DOIDOI：10.11907/rjdk.151239

中圖分類號：TP302

文獻標識碼：A 文章編號：16727800（2015）006000104

作者簡介作者簡介：吳勝亮（1987-），男，安徽六安人，碩士，上海飛機設(shè)計研究院助理工程師，研究方向為工程模擬器研制與試驗、飛行力學、控制與仿真。

0 引言

飛機平衡狀態(tài)常用于計算飛機的飛行性能，以及計算進行穩(wěn)定性、操縱性分析的平衡面和分支面[2]。為確定飛行數(shù)值仿真中定常飛行的初始狀態(tài)參數(shù)值，需要應(yīng)用平衡狀態(tài)配平算法進行配平計算。魯可等[1]設(shè)計了基于最速下降法的配平方法，并對定常直線飛行配平進行了仿真；沈宏良等[2]設(shè)計了基于變尺度DFP算法的平衡狀態(tài)和平衡面配平方法，并對定常直線爬升、正常盤旋和定直平飛平衡面進行了仿真；劉艷等[3]從飛行性能最優(yōu)角度出發(fā)，充分考慮飛機本體特性及各操縱面的特性來研究多操縱面飛機的配平原則，采用數(shù)學規(guī)劃法中的線性規(guī)劃對配平操縱面進行分配；李洪冬等[4]利用粒子群優(yōu)化算法求解飛機多種平衡狀態(tài)，對飛機的穩(wěn)態(tài)平飛、爬升、下降和轉(zhuǎn)彎等平衡狀態(tài)進行了仿真；李超等[5]設(shè)計了基于遺傳算法的配平方法，并對定常直線飛行配平和水平盤旋飛行配平進行了仿真；王海濤等[6]提出只利用飛機模型的輸入輸出信息和配平約束條件求解配平狀態(tài)的方法，采用混合遺傳算法計算最優(yōu)值，并對定直平飛和協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎進行了仿真；張劍[7]設(shè)計了一套民用噴氣飛機配平計算軟件，該軟件可以對民用飛機的失速速度、平飛需用推力、升降舵效率、平尾效率、方向舵效率以及單發(fā)橫航向穩(wěn)定性等進行快速計算；徐南波[8]介紹了民用飛機單發(fā)失效時，方向舵偏度和側(cè)滑角隨著飛機配平方式變化的規(guī)律。以上學者只針對飛機定常飛行的配平進行了研究，應(yīng)用不同的優(yōu)化算法求得最優(yōu)控制量，而考慮側(cè)風配平的重定位技術(shù)尚未有文獻涉及。針對此問題，本文對模擬器的側(cè)風配平重定位技術(shù)進行了研究，分析了模擬器重定位功能需求過程，闡述了側(cè)風配平的實現(xiàn)過程，提出了應(yīng)用基于改進的最速下降法進行側(cè)風配平的優(yōu)化計算，并在某民用飛機工程模擬器上進行了仿真驗證。

1 模擬器架構(gòu)

工程模擬器是一個高度復雜的系統(tǒng)，既包括由大量數(shù)學仿真模型來模擬的“虛擬系統(tǒng)”，也包括飛機的部分真實系統(tǒng)、器件或者仿真件。工程模擬器主要由駕駛艙結(jié)構(gòu)與駕駛艙設(shè)備仿真系統(tǒng)、主飛行仿真系統(tǒng)、飛控仿真系統(tǒng)、航電仿真系統(tǒng)、視景系統(tǒng)、六自由度運動系統(tǒng)、聲音仿真系統(tǒng)、綜合控制臺系統(tǒng)、硬件接口系統(tǒng)、計算機實時仿真系統(tǒng)、環(huán)境與支持系統(tǒng)等分系統(tǒng)組成，通過建模與仿真技術(shù)，為工程師和飛行員提供了具有運動感覺和高逼真度模擬飛行環(huán)境的設(shè)計試驗平臺。工程模擬器架構(gòu)如圖1所示。

2 數(shù)學模型

2.1 運動方程模塊

在飛行仿真系統(tǒng)中，該模塊首先計算機體軸上的合外力和合力矩，然后計算沿機體軸的線加速度和角加速度，并應(yīng)用積分產(chǎn)生飛機的合成速度。把風和紊流擾動速度加到機體軸線速度上，用來計算飛行軌跡參數(shù)。把機體軸角速度分解到氣流軸上用來計算飛機迎角、側(cè)滑角及其變化率，以提供給氣動系數(shù)模塊使用。把角速度分解到地面坐標系上，應(yīng)用積分計算3個歐拉角，為視景、儀表等系統(tǒng)提供飛機姿態(tài)參數(shù)[9]。

2.2 風模型

風模型是工程模擬器的重要組成部分。通過建立風切變、紊流等風模型模擬復雜的氣象環(huán)境，可為模擬器提供逼真的風場環(huán)境模擬。

2.2.1 平均風計算

平均風速可由飛機位置到預期著陸點位置的線性插值得到；如果飛機位置在特定風場之外，不再使用外推法。相反，則使用給定位置的數(shù)據(jù)。

2.2.2 紊流計算

3 重定位技術(shù)

3.1 重定位功能需求

特殊狀態(tài)重置是想定設(shè)置的一種，用來滿足特定的訓練或試驗要求以選定特定的飛行狀態(tài)，也可用來快速實現(xiàn)模擬器鑒定自動測試時的初始狀態(tài)。在模擬器試驗過程中，工程人員需設(shè)置大量的不同飛行科目試驗狀態(tài)點開展試驗，如起飛、著陸、配平、橫航向靜穩(wěn)定性、動穩(wěn)定性、縱向操縱效能等。為了提高工程模擬器試驗效率及對試驗結(jié)果進行高效處理，需在工程模擬器上實現(xiàn)任意點設(shè)置完成后飛機可自動配平的功能。該功能要求在綜合控制臺設(shè)置重量、重心、高度、速度后，根據(jù)當時飛機起落架收放位置、襟縫翼位置等相關(guān)參數(shù)，自動解算飛機各配平模式所需要的迎角、側(cè)滑角、油門桿位置以及操縱面（升降舵、方向舵、副翼）偏角等的配平位置，使飛機能夠在設(shè)置完成后進入所要求的穩(wěn)定配平狀態(tài)，使飛機所受合力和合力矩為零。在配平的基礎(chǔ)上，才可以加控制信號完成各種飛行功能。工程模擬器重定位功能需求過程如圖2所示。

3.2 重定位配平算法

飛機處于平衡狀態(tài)，飛機所受合力和合力矩為零，則飛機機體軸3個線加速度和3個角加速度為零。因此，選取線加速度和角加速度平方和作為性能指標：

在待求的狀態(tài)變量中根據(jù)平衡狀態(tài)類型來控制變量，在側(cè)風配平重定位設(shè)計時，選取迎角、側(cè)滑角、滾轉(zhuǎn)角、操縱面（升降舵、方向舵、副翼）偏角、發(fā)動機油門位置作為待優(yōu)化的控制變量。補充適當?shù)妮o助方程后，性能指標f成為控制變量的函數(shù)，即給定一組控制變量后，根據(jù)運動方程可唯一求解性能指標f值。在性能指標f取最小值時對應(yīng)的最優(yōu)控制量為所求的飛機平衡點狀態(tài)量，其它狀態(tài)變量可根據(jù)運動學及幾何關(guān)系求得。

3.3 重定位優(yōu)化計算算法

解上述非線性方程組有多種方法，例如Newton迭代法、近似Newton法、遺傳算法、混合遺傳算法粒子群優(yōu)化算法等。但這些算法考慮過于全面，程序設(shè)計較為復雜，計算量大。本文考慮計算量、收斂速度、工程模擬器上優(yōu)化算法程序?qū)崿F(xiàn)難易程度等因素，選取曲英杰等[10]提出的改進的最速下降算法。該算法對最速下降法作了改進，使其收斂速度由一階提高到二階，其原理是先將初始向量x（0）用最速下降法迭代2m步，得到2m+1個向量S（0），S（1），···S（2m），然后應(yīng)用向量ε算法將2m+1個向量加以改進，得到一個新的向量x（1）；然后再將x（1）作為新的初始近似向量，用最速下降法迭代2m，再將得到的向量組用向量ε算法加以改進，得到新的向量x（2）；以此類推，就得到一向量序列x（k）。

3.4 側(cè)風配平重定位

3.4.1 側(cè)風配平模式要求

設(shè)置飛機的總重量、重心、高度、速度、風向、風速、起落架和襟縫翼狀態(tài)，配平飛機的推力、迎角、側(cè)滑角、水平安定面角度、副翼角度，設(shè)置結(jié)束后，飛機可在設(shè)置狀態(tài)下配平，飛行解凍后，飛機瞬態(tài)以設(shè)置的迎角、側(cè)滑角、定高度、定速度直線平飛。

3.4.2 側(cè)風配平過程

側(cè)風配平過程如下：①根據(jù)各配平模式的要求，將試驗狀態(tài)點的重量、重心、高度、速度參數(shù)設(shè)置成腳本文件，根據(jù)預先設(shè)置好的試驗構(gòu)型文件，在試驗時通過綜合控制臺選擇腳本文件中的試驗構(gòu)型，實現(xiàn)自動加載試驗狀態(tài)點的設(shè)置；②實現(xiàn)飛行仿真系統(tǒng)的配平算法：能夠根據(jù)設(shè)置的高度、速度、重量、重心、襟縫翼位置、減速板位置、起落架位置等參數(shù)，解算配平狀態(tài)的迎角、所需水平安定面角度、所需發(fā)動機推力、副翼角度和方向舵角度等參數(shù)；③實現(xiàn)水平安定面的配平驅(qū)動：能夠根據(jù)配平計算的所需水平安定面角度，在短時間內(nèi)驅(qū)動水平安定面的動作，到達所需要的位置； ④實現(xiàn)油門桿的配平驅(qū)動：能夠根據(jù)配平計算的所需推力，短時間內(nèi)將油門桿驅(qū)動到合適位置，使發(fā)動機提供滿足閾值要求的所需推力；⑤實現(xiàn)副翼和方向舵的配平驅(qū)動；能夠根據(jù)橫航向配平所解算出的副翼和方向舵，短時間內(nèi)驅(qū)動方向舵和操縱桿到所需位置；⑥實現(xiàn)配平過程的邏輯控制，能夠正確響應(yīng)配平的邏輯，只有在配平完成后才能實現(xiàn)“飛行解凍”，并能夠在解凍后配平位置基礎(chǔ)上實現(xiàn)人工調(diào)節(jié)水平安定面的功能，解凍后在此配平基礎(chǔ)上實現(xiàn)人工調(diào)節(jié)油門桿進而控制推力的功能。

側(cè)風配平具體實現(xiàn)流程如圖3所示。

4 計算結(jié)果仿真及分析

本文以某型飛機為例，計算了側(cè)風狀態(tài)下的飛機平衡狀態(tài)。為了使評估試驗進行得更為充分，可考慮選擇不同的飛機高度、重量、重心、速度、起落架和襟翼位置以及飛行階段的試驗點，本次試驗分析的試驗狀態(tài)點（右側(cè)風、起落架放下、襟縫翼收上）如表1所示，

計算所得配平狀態(tài)量如表2所示。

從表2可以看出，通過重定位設(shè)置，工程模擬器自動解算出飛機側(cè)風配平模式所需要的迎角、側(cè)滑角、滾轉(zhuǎn)角、發(fā)動機推力以及操縱面（升降舵、方向舵、副翼）偏角的配平位置，此時飛機所受合力和合力矩均為零，表明飛機在重定位設(shè)置完成后進入要求的穩(wěn)定配平狀態(tài)，在配平的基礎(chǔ)上，飛行解凍后飛行員施加試驗任務(wù)單中要求的飛行員動作以完成相應(yīng)的試驗。

本文給出了一個試驗狀態(tài)點的配平，在試驗過程中大量的試驗狀態(tài)點重定位計算表明，采用改進的最速下降法較為簡單、計算量少、收斂速度快、穩(wěn)定性好、易于工程實現(xiàn)，可以實現(xiàn)全飛行包線內(nèi)的配平。

5 結(jié)語

本文對模擬器的側(cè)風配平重定位技術(shù)進行了研究，采用改進的最速下降法優(yōu)化計算飛機平衡點狀態(tài)量，以及配平實現(xiàn)過程，并在某民用飛機工程模擬器上進行了仿真驗證。仿真結(jié)果表明，采用改進的最速下降法較為簡單、計算量少、收斂速度快、穩(wěn)定性好、易于工程實現(xiàn)，可以實現(xiàn)全飛行包線內(nèi)的配平。配平實現(xiàn)過程具備較強的可操作性，具有重要的工程應(yīng)用價值，為其它模擬器重定位技術(shù)提供了重要參考。

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責任編輯（責任編輯：孫 娟）

英文摘要Abstract：This paper analyzes functional requirement procedure of reposition，studies realization process of crosswind trim for engineering simulator and presents a general optimization method based on steepest descent method to solve state of crosswind trim. This method has applied to an engineering simulator of civil aircraft. The result shows that modified steepest descent method is correct and effective，which has a low amount of computation，fast rate of convergence，and good stability. It can be easily realized in a project，and can obtain trim state in full flight envelope. This conclusion is achievable and of important engineering value，and provides important reference for reposition technical of engineering simulator.

英文關(guān)鍵詞Key Words： Engineering Simulator；Reposition；Crosswind Trim；Steepest Descent Method；Optimization