本發(fā)明涉及一種飛機(jī)仿真模型，尤其是涉及一種飛機(jī)仿真模型校核方法。

背景技術(shù)：

1、近些年來(lái)，國(guó)防軍工的數(shù)字化應(yīng)用越來(lái)越廣泛，在這個(gè)環(huán)境之下，飛行仿真的模型也被頻繁應(yīng)用在訓(xùn)練模擬機(jī)、戰(zhàn)術(shù)訓(xùn)練模擬器和作戰(zhàn)仿真模擬以及新機(jī)型研發(fā)等多個(gè)方面。那么，飛行仿真模型的準(zhǔn)確性將會(huì)決定模型應(yīng)用是否具有真實(shí)性、可靠性以及可復(fù)制性。對(duì)此，就國(guó)內(nèi)訓(xùn)練模擬器的飛行仿真建模技術(shù)而言，暫無(wú)系統(tǒng)性的模型校核方法，也無(wú)法在數(shù)字層面評(píng)定模型是否可靠的定性方法。針對(duì)這一問題，并結(jié)合國(guó)家現(xiàn)有的一些模擬機(jī)鑒定標(biāo)準(zhǔn)，研發(fā)出結(jié)合試飛數(shù)據(jù)驗(yàn)證的飛仿模型校核方法。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、本發(fā)明提供了一種飛機(jī)仿真模型校核方法，解決了針對(duì)飛機(jī)仿真模型的參數(shù)優(yōu)化及準(zhǔn)確性校核的問題，其技術(shù)方案如下所述：

2、一種飛機(jī)仿真模型校核方法，包括以下步驟：

3、s1：確定飛行員操縱飛機(jī)進(jìn)行的飛行模態(tài)并記錄飛行數(shù)據(jù)；

4、s2：獲得飛行數(shù)據(jù)后，結(jié)合飛機(jī)已有的外形參數(shù)來(lái)建立飛機(jī)仿真模型；

5、s3：對(duì)飛行數(shù)據(jù)以及仿真數(shù)據(jù)進(jìn)行修正及相容性檢測(cè)；

6、s4：根據(jù)相容性檢測(cè)結(jié)果確定辨識(shí)需要修正的氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)并修正；

7、s5：當(dāng)修正后的數(shù)據(jù)符合規(guī)范時(shí)，導(dǎo)出最終修正的氣動(dòng)模型參數(shù)表，生成調(diào)試報(bào)告。

8、進(jìn)一步的，步驟s2中，建立飛機(jī)仿真模型時(shí)，需要按照目標(biāo)飛機(jī)的氣動(dòng)外形和布局創(chuàng)建simulin仿真模型，所述simulin仿真模型包括12階運(yùn)動(dòng)方程、氣動(dòng)模型、發(fā)動(dòng)機(jī)模型、起落架模型、重心模型、大氣模型，然后用真機(jī)飛行數(shù)據(jù)對(duì)創(chuàng)建的仿真模型進(jìn)行修正，包括對(duì)氣動(dòng)特性的參數(shù)校核。

9、進(jìn)一步的，步驟s3中，對(duì)獲取的真機(jī)飛行數(shù)據(jù)進(jìn)行平滑剔野值、濾波和時(shí)移修正處理，形成模型驗(yàn)證數(shù)據(jù)包，通過(guò)與仿真數(shù)據(jù)的相容性檢查，證明數(shù)據(jù)的匹配性。

10、進(jìn)一步的，步驟s4中，采用真機(jī)飛行數(shù)據(jù)對(duì)仿真模型氣動(dòng)特性和操縱特性進(jìn)行校驗(yàn)，修正飛機(jī)仿真模型的氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)，最終使得飛機(jī)仿真模型按照模擬器鑒定標(biāo)準(zhǔn)各項(xiàng)科目測(cè)試數(shù)據(jù)時(shí)間歷程滿足容差要求。

11、進(jìn)一步的，步驟s1中，需要采集的飛行數(shù)據(jù)包括：飛行日志時(shí)間，飛行高度，三個(gè)方向舵的偏度指令，節(jié)風(fēng)門指令，襟翼位置指令，縱向、橫向以及滾裝姿態(tài)角和角速率，真空速，指示空速，地坐標(biāo)系下的速度與加速度，剩余油量，氣壓氣溫，發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速。

12、進(jìn)一步的，所述飛機(jī)仿真模型包括空氣動(dòng)力學(xué)模塊、發(fā)動(dòng)機(jī)模塊、空氣動(dòng)力學(xué)力和力矩計(jì)算模塊、飛機(jī)質(zhì)量和慣性矩模塊、總體力和力矩模塊、運(yùn)動(dòng)學(xué)模塊和標(biāo)準(zhǔn)海平面大氣參數(shù)模塊。

13、進(jìn)一步的，步驟s3中，飛行仿真數(shù)據(jù)來(lái)自于按照飛行員的操作給飛行仿真模型相同的激勵(lì)，然后在運(yùn)動(dòng)學(xué)模塊提取所需要進(jìn)行對(duì)比的飛行參數(shù)。設(shè)s為試飛飛行數(shù)據(jù)，t為仿真解算結(jié)果數(shù)據(jù)，可進(jìn)行如下誤差分析計(jì)算：

14、均方差：

15、e＝sqrt(|t1-s1|2+|t2+s2|2+…+|tn-sn|2)/n

16、這里n表示兩組數(shù)據(jù)的維數(shù)，tn和sn分別是向量s、t的分量。

17、進(jìn)一步的，步驟s4中，數(shù)據(jù)處理過(guò)后進(jìn)行初步擬合，根據(jù)擬合后的結(jié)果調(diào)整氣動(dòng)模型，一方面通過(guò)直接給氣動(dòng)系數(shù)增加偏移量，另一方面修改氣動(dòng)參數(shù)對(duì)應(yīng)的氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)，最終使得飛行仿真數(shù)據(jù)和真實(shí)飛行數(shù)據(jù)滿足該類型飛機(jī)的相容性要求，就完成了該飛行仿真模型的校核。

18、進(jìn)一步的，所述氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)包括升力系數(shù)、阻力系數(shù)、側(cè)向力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)和偏航力矩系數(shù)。

19、步驟s4中，所述修正方法包括：第一步通過(guò)宏觀觀察，對(duì)于飛機(jī)姿態(tài)變化可控的參數(shù)的單一激勵(lì)會(huì)導(dǎo)致速度、姿態(tài)角的響應(yīng)變化，在激勵(lì)相同的條件下，通過(guò)對(duì)比飛行數(shù)據(jù)以及仿真數(shù)據(jù)的響應(yīng)數(shù)值的曲線，先判斷出力和力矩系數(shù)的偏差方向以及大致的偏差范圍；

20、第二步通過(guò)控制變量法，確定需要調(diào)整的具體的某一個(gè)或者某幾個(gè)氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)，然后通過(guò)拉偏數(shù)值的5％，10％或者15％來(lái)觀察調(diào)整后的曲線擬合情況，再通過(guò)多次調(diào)整最終確定數(shù)值。

21、所述飛機(jī)仿真模型校核方法，能讓飛機(jī)仿真模型建模準(zhǔn)確度高，建模效率更高效，并且該方法具有可復(fù)制性，可以應(yīng)用到有人機(jī)、無(wú)人機(jī)等多種飛行器上。該方法創(chuàng)建的飛行仿真模型還可被應(yīng)用于戰(zhàn)術(shù)訓(xùn)練模擬器和作戰(zhàn)仿真模擬，飛行訓(xùn)練器等國(guó)防數(shù)字化軟件上，為國(guó)家安全，軍事實(shí)力都有非常實(shí)際的貢獻(xiàn)。

技術(shù)特征：

1.一種飛機(jī)仿真模型校核方法，包括以下步驟：

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)仿真模型校核方法，其特征在于：步驟s2中，建立飛機(jī)仿真模型時(shí)，需要按照目標(biāo)飛機(jī)的氣動(dòng)外形和布局創(chuàng)建simulin仿真模型，所述simulin仿真模型包括12階運(yùn)動(dòng)方程、氣動(dòng)模型、發(fā)動(dòng)機(jī)模型、起落架模型、重心模型、大氣模型，然后用真機(jī)飛行數(shù)據(jù)對(duì)創(chuàng)建的仿真模型進(jìn)行修正，包括對(duì)氣動(dòng)特性的參數(shù)校核。

3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)仿真模型校核方法，其特征在于：步驟s3中，對(duì)獲取的真機(jī)飛行數(shù)據(jù)進(jìn)行平滑剔野值、濾波和時(shí)移修正處理，形成模型驗(yàn)證數(shù)據(jù)包，通過(guò)與仿真數(shù)據(jù)的相容性檢查，證明數(shù)據(jù)的匹配性。

4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)仿真模型校核方法，其特征在于：步驟s4中，采用真機(jī)飛行數(shù)據(jù)對(duì)仿真模型氣動(dòng)特性和操縱特性進(jìn)行校驗(yàn)，修正飛機(jī)仿真模型的氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)，最終使得飛機(jī)仿真模型按照模擬器鑒定標(biāo)準(zhǔn)各項(xiàng)科目測(cè)試數(shù)據(jù)時(shí)間歷程滿足容差要求。

5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)仿真模型校核方法，其特征在于：步驟s1中，需要采集的飛行數(shù)據(jù)包括：飛行日志時(shí)間，飛行高度，三個(gè)方向舵的偏度指令，節(jié)風(fēng)門指令，襟翼位置指令，縱向、橫向以及滾裝姿態(tài)角和角速率，真空速，指示空速，地坐標(biāo)系下的速度與加速度，剩余油量，氣壓氣溫，發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速。

6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)仿真模型校核方法，其特征在于：所述飛機(jī)仿真模型包括空氣動(dòng)力學(xué)模塊、發(fā)動(dòng)機(jī)模塊、空氣動(dòng)力學(xué)力和力矩計(jì)算模塊、飛機(jī)質(zhì)量和慣性矩模塊、總體力和力矩模塊、運(yùn)動(dòng)學(xué)模塊和標(biāo)準(zhǔn)海平面大氣參數(shù)模塊。

7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)仿真模型校核方法，其特征在于：步驟s3中，飛行仿真數(shù)據(jù)來(lái)自于按照飛行員的操作給飛行仿真模型相同的激勵(lì)，然后在運(yùn)動(dòng)學(xué)模塊提取所需要進(jìn)行對(duì)比的飛行參數(shù)。設(shè)s為試飛飛行數(shù)據(jù)，t為仿真解算結(jié)果數(shù)據(jù)，可進(jìn)行如下誤差分析計(jì)算：

8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)仿真模型校核方法，其特征在于：步驟s4中，數(shù)據(jù)處理過(guò)后進(jìn)行初步擬合，根據(jù)擬合后的結(jié)果調(diào)整氣動(dòng)模型，一方面通過(guò)直接給氣動(dòng)系數(shù)增加偏移量，另一方面修改氣動(dòng)參數(shù)對(duì)應(yīng)的氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)，最終使得飛行仿真數(shù)據(jù)和真實(shí)飛行數(shù)據(jù)滿足該類型飛機(jī)的相容性要求，就完成了該飛行仿真模型的校核。

9.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)仿真模型校核方法，其特征在于：步驟s4中，所述氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)包括升力系數(shù)、阻力系數(shù)、側(cè)向力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)和偏航力矩系數(shù)。

10.根據(jù)權(quán)利要求9所述的飛機(jī)仿真模型校核方法，其特征在于：步驟s4中，所述修正方法包括：第一步通過(guò)宏觀觀察，對(duì)于飛機(jī)姿態(tài)變化可控的參數(shù)的單一激勵(lì)會(huì)導(dǎo)致速度、姿態(tài)角的響應(yīng)變化，在激勵(lì)相同的條件下，通過(guò)對(duì)比飛行數(shù)據(jù)以及仿真數(shù)據(jù)的響應(yīng)數(shù)值的曲線，先判斷出力和力矩系數(shù)的偏差方向以及大致的偏差范圍；

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明提供一種飛機(jī)仿真模型校核方法，包括以下步驟：S1：確定飛行員操縱飛機(jī)進(jìn)行的飛行模態(tài)并記錄飛行數(shù)據(jù)；S2：獲得飛行數(shù)據(jù)后，結(jié)合飛機(jī)已有的外形參數(shù)來(lái)建立飛機(jī)仿真模型；S3：對(duì)飛行數(shù)據(jù)以及仿真數(shù)據(jù)進(jìn)行修正及相容性檢測(cè)；S4：根據(jù)相容性檢測(cè)結(jié)果確定辨識(shí)需要修正的氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)并修正；S5：當(dāng)修正后的數(shù)據(jù)符合規(guī)范時(shí)，導(dǎo)出最終修正的氣動(dòng)模型參數(shù)表，生成調(diào)試報(bào)告。所述飛機(jī)仿真模型校核方法能讓飛機(jī)數(shù)字化更快更高效，并且該方法具有極高的可復(fù)制性，可以應(yīng)用到有人機(jī)、無(wú)人機(jī)等多種飛行器上。該方法創(chuàng)建的飛行仿真模型還可被應(yīng)用于戰(zhàn)爭(zhēng)模擬，飛行訓(xùn)練機(jī)等等國(guó)防數(shù)字化軟件上，為國(guó)家安全，軍事實(shí)力都有非常實(shí)際的貢獻(xiàn)。

技術(shù)研發(fā)人員：祝廣濤,牟瑞林,劉智潭,聶豪
受保護(hù)的技術(shù)使用者：北京神州四達(dá)科技有限公司
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2025/1/9