设计、飞行品质鉴定、飞行模拟机的飞行动力学模型开发等方面的应用情况，提出了涉及飞机试飞、模型开发等技术应用场景中的相关注意事项。
关键词：飞机；气动参数辨识；试飞；仿真
中图分类号：V271.1 文献标志码：A 文章编号：2095-2945（2017）29-0141-02
引言
目前，常用的飞机气动建模技术手段有三种[1]：流体力学、风洞试验和飞行试验。基于飞行试验数据的飞机气动力参数辨识技术作为最重要的手段之一，受到了越来越多的重视，并被广泛地应用于校正飞机气动参数的流体力学计算和风洞试验结果、飞行品质评价、飞行模拟机建模仿真等方面。本文结合飞机/飞行模工程研制工作，详细介绍该技术的具体应用现状，并提出相关注意事项。
1 气动参数辨识原理
飞机气动力参数辨识作为飞机动力学系统辨识中发展最为成熟的一个分支，是系统辨识理论在飞行动力学系统方面的具体应用。该辨识通过测量飞机的发动机推力（测算）、舵面偏转和飞行状态数据，以飞机气动模型和飞机飞行动力方程作为状态方程，以上述测量得到的数据作为状态量和观测量，以此建立作用于飞机的空气动力（矩）与飞机运动状态参数和控制输入之间的解析关系式[2]。在图1所示的辨识基本原理
中，激励信号、辨识模型、参数估计和结果验证是辨识结果可信度的四大影响因素。
图1 飞机气动力参数辨识的基本原理
激励信号设计是通过舵偏操纵信号的优化设计，充分激励飞机的运动特性，确保飞机的运动模态信息尽可能多地包含在飞机试飞数据中[3]。辨识模型建立是基于空气动力学的先验知识初步确定模型的结构，将模型辨识问题转化为参数估计问题。辨识方法应用是选取合适的参数寻优准则和算法，通过飞机真实响应与模型仿真响应之间的差异进行模型参数的优化。辨识结果验证是确保建立的数学模型能够合理、精确地表征飞机的飞行动力学特性。
2 在飞机气动设计中的应用
在飞机的工程研制中建立准确的飞机气动模型，是飞行控制律参数调整、工程模拟机仿真等工作的前提和基础。而在飞机的初步/详细设计阶段，飞机气动模型的建立通常通过流体力学计算和风洞试验两种技术手段实现，但其模型的精度往往与真实飞机存在明显的差异。因此，飞机制造商多在飞机的研发试飞中开展相应的飞行试验，采用气动力参数辨识技术对试飞数据进行辨识，并对前述建立的飞机气动模型进行修正和验证。
流体力学计算/风洞试验结果具有数据状态范围广、密集等特点，但对飞机飞行动态特性的模拟不够精确；气动参数辨识结果具有单状态点精度高、与飞机飞行动态特性匹配度高等特点，但其数据的状态范围和状态点密集程度不及前两种技术手段，且试飞的代价也较高。因此，将三种技术手段的紧密结合起来，互为补充和修正，才能够最终确定一个精确、可靠的气动模型。
在此应用过程中，需要注意的是：辨识模型的结构与参数的物理意义。由于飞行控制律调参的基础是飞机本体的气动参数，因此气动力参数辨识的主要目标也应当是该部分气动参数而非全部气动参数。这就要求建立辨识模型时，应注重模型结构与模型参数的物理意义，为辨识结果在气动模型修正中的应用做好对接准备；同时，根据辨识的总体目标与方案，制定相应的飞机气动力参数辨识试飞方案。
3 在飞行品质评价中的应用
在民机的适航取证中，CCAR-25.181（b）条款规定：在相应于飞机形态的1.2Vs和最大允许速度之间产生的任何橫向和航向组合振荡（荷兰滚），在操纵松浮情况下，必须受到正阻尼，而且必须依靠正常使用主操纵就可加以控制，无需特殊的驾驶技巧。因此，对于如何利用飞机试飞数据，计算出飞机荷兰滚运动模态的阻尼比，是飞机飞行品质适航符合性评定的重要内容之一。
目前，常用的荷兰滚阻尼比计算通常采用名为“峰峰值”的基于工程经验的几何方法。该方法作为一种简单、实用的阻尼比计算方法，在实际工程中得到了广泛的应用，但对于阻尼较小的近中立振荡运动模型，由于以下两个因素易造成一定的不准确性：（1）确定峰值点个数时具有一定的主观随意性（峰值点个数不同，其阻尼比计算结果也不相同）；（2）仅利用飞机的单一飞行状态数据进行阻尼比计算（无法全面表现荷兰滚的动态特性）。因此，对于机械控制的飞机，利用气动力参数辨识手段获取飞机本体的主要气动参数后，采用横航向线性运动方程进行荷兰滚的阻尼比计算是一种可行的技术途径（对于电传飞机，可采用高阶系统等效技术实现）。
在此技术应用中，有两点需要注意：（1）辨识对象不同（机械控制飞机与电传控制飞机），其采用的技术手段不同（都属于系统辨识技术范畴）；（2）“峰峰值”法的数据对象多为采用“方向舵倍脉冲”操纵的试飞数据，基于辨识的计算方法的数据对象应尽可能采用“副翼+方向舵双倍脉冲”操纵的试飞数据。
4 在飞行模拟机模型开发中的应用
气动模型的开发是飞行模拟机研制的关键和难点，是模拟机精确模拟飞机性能/品质的基础，很大程度上决定着模拟机能否根据一定的技术标准[4]，通过民航局的模拟机等级鉴
定。无论是世界一流的飞机制造商，还是飞行模拟机制造商，其提供的模拟机气动模型均是结合了试飞数据辨识值的结果，并且经过了飞机试飞数据的对比验证[5]。
气动力参数辨识技术在飞机气动设计中的应用与其在飞行模拟机模型开发中的应用，两者具有很大的相似性：都从特定的飞机试飞数据中辨识出飞机本体的气动参数，继而可以完成对初始气动模型（根据流体力学计算或风洞试验结果建立）的校准，最终建立一个精确的气动模型。但同时，两者在具体应用技术时又有不同点：前者注重的是控制律调参点的飞机的重点气动参数，后者注重的是相关气动参数表现出的整体飞行特性。
5 结束语
飞机气动力参数辨识作为一种工程应用类技术，正日益广泛地应用到诸多工作场景和环节中。虽然辨识的原理和方法基本相同，但辨识技术的具体应用场景不同，决定了辨识的输入——飞机试飞数据的采集要求和方案不同，也决定了辨识后的气动模型修正的原则和要求不同。
参考文献：
[1]关世义.谈谈飞行力学的三大研究手段[J].现代防御技术，2002
（30）：12-19.
[2]Ravindra V. Jategaonkar. Flight Vehicle System Identification： A Time Domain Methodology[M].Reston： American Institute of Aeronautics and Astronautics， Inc， 2006.
[3]Wu Zhao， Wang Lixin， Xu Zijian， Tan Xiangsheng. Investigation of longitudinal aerodynamic parameters identification method for fly-by-wire passenger airliners[J].Chinese Journal of Aeronautics， 2012，
25（4）：493-499.
[4]中国民用航空总局.飞行模拟设备的鉴定和使用规则[S].2005.
[5]吴朝.基于飞机系统辨识技术的民机气动建模方法及应用研究[D].北京：北京航空航天大学，2014.
