一種采用加速度觀測器的飛機氣動參數(shù)分區(qū)分步辨識方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明屬于飛行器參數(shù)辨識領(lǐng)域，特別涉及一種根據(jù)飛行器飛行數(shù)據(jù)的氣動參數(shù) 辨識方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 根據(jù)飛行數(shù)據(jù)辨識得到飛行器氣動參數(shù)，可以驗證理論計算和風洞試驗結(jié)果，為 飛行器試驗與性能驗證提供更為精確的氣動模型。目前，根據(jù)飛行數(shù)據(jù)的氣動參數(shù)辨識主 要存在以下三個方面的問題：
[0003] 第一，根據(jù)飛行器動力學方程解算氣動力矩，需要事先獲知準確的角加速度。飛行 器一般不會安裝角加速度傳感器，所以需要通過角速度傳感器測量得到的角速度進行解 算，常采用數(shù)值微分和濾波等方法。由于角速度傳感器測量噪聲的影響，直接利用數(shù)值微分 求解會使噪聲放大，而傳統(tǒng)濾波器也會帶來相位滯后和時間延遲，對氣動力矩計算帶來直 接影響。
[0004] 第二，飛行數(shù)據(jù)常因飛行試驗激勵不充分、飛行器系統(tǒng)內(nèi)部特性約束等產(chǎn)生共線 性現(xiàn)象，即角速度、舵面偏轉(zhuǎn)等若干量之間存在某種線性關(guān)系。飛行數(shù)據(jù)共線性問題容易導 致部分氣動參數(shù)辨識不準確，甚至是無法辨識。
[0005] 第三，常用的方法是根據(jù)飛行器配平狀態(tài)下小擾動飛行數(shù)據(jù)辨識氣動參數(shù)。該方 法首先需要飛機配平，辨識所得氣動參數(shù)僅限于該配平點附近小幅飛行狀態(tài)。其次，為了獲 取更大飛行包線的氣動參數(shù)，需要進行多組不同配平狀態(tài)下的小擾動試驗。在大迎角特別 是失速迎角時，飛行器往往沒有傳統(tǒng)的配平狀態(tài)，無法采用該方法進行辨識。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006] 本發(fā)明針對上述問題作出改進，即本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題是：提供一種根據(jù) 飛行數(shù)據(jù)的氣動參數(shù)辨識方法，能夠估計角加速度，檢測與評估飛行數(shù)據(jù)共線性問題，適用 于大幅機動飛行數(shù)據(jù)。
[0007] 本發(fā)明所采用的技術(shù)方案是:在準定常假設下，提供一種采用加速度觀測器的飛 機氣動參數(shù)分區(qū)分步辨識方法。該方法以飛行器角加速度觀測器、飛行數(shù)據(jù)多重分區(qū)和信 息矩陣奇異值分解為核心，其特征在于，所述方法包括下列步驟：
[0008] 步驟1:對飛行器角加速度進行預測估計，其特征在于，針對如下所示的等加速度 離散模型：
[0009] x(k)=Fx(k)+Dv(k)
[0010] y(k) =Cx(k)+w(k)
[0011] 取
iD=[0 0 1]T，C=[1 0 0]，其中τ為飛行數(shù)據(jù)的采樣周期，x (k)為狀態(tài)量，y(k)為觀測量，v(k)為過程噪聲，w(k)為測量噪聲。這里，取狀態(tài)量
分別為角速度、角加速度、角加速度的導 數(shù)。令觀測器增益矩陣為K，可得狀態(tài)估計為：
[0012]
[0013]根據(jù)最小方差估計理論，求解如下解穩(wěn)態(tài)方程：
[0014] P=F [ P-PCT (CPCT+ff) _1CP ] FT+V
[0015]可得增益矩陣K = PCT(CPCT+W)-、其中P = P(k+l |k)為一步預報協(xié)方差陣收斂穩(wěn)定 解。
[0016]步驟2:計算氣動力和力矩系數(shù)大小，根據(jù)如下所示的飛行器動力學方程，可以解 算得到縱向和橫側(cè)向的三個氣動力系數(shù)Cx、CY、Cz和三個氣動力矩系數(shù)Ci、Cm、C n。
[0023] 步驟3:建立氣動力和力矩系數(shù)模型，將氣動力和力矩系數(shù)分解為靜態(tài)項、動穩(wěn)定 導數(shù)項、控制導數(shù)項三個部分，每部分都是迎角α、側(cè)滑角β和馬赫數(shù)Μ中一個或多個量的函 數(shù)關(guān)系。飛行器縱向和橫側(cè)向的氣動參數(shù)模型分別表不為：
[0024]
[0025]
[0026] 其中，Ca〇(a，0，M)為靜態(tài)項，(^(€^，）、(^(€^，）、(^(€^，)為動穩(wěn)定導數(shù)項， Cas(aj，M)為控制導數(shù)項。
[0027] 步驟4:針對飛行數(shù)據(jù)進行多重分區(qū)，將飛行數(shù)據(jù)根據(jù)迎角大小劃分為若干個區(qū) 間，第k個區(qū)間內(nèi)所有飛行數(shù)據(jù)的迎角a為ak<c^a k+1，保證每個區(qū)間迎角范圍即Aa = ak+1- ak足夠小(取1~2°)，則該區(qū)間內(nèi)所有飛行數(shù)據(jù)的迎角可近似為同一迎角
。針 對上述每個區(qū)間內(nèi)的飛行數(shù)據(jù)，可按照上述分區(qū)方法，繼續(xù)根據(jù)側(cè)滑角大小、馬赫數(shù)大小等 依次進行分區(qū)，所得第k個區(qū)間內(nèi)飛行數(shù)據(jù)迎角、側(cè)滑角、馬赫數(shù)可近似認為同一組量 (% ,戾〇由步驟3可知，各項氣動參數(shù)是迎角、側(cè)滑角和馬赫數(shù)中一個或多個量的函數(shù) 關(guān)系，可根據(jù)實際情況，選擇相應量進行數(shù)據(jù)分區(qū)。
[0028] 步驟5:辨識各項氣動參數(shù)，經(jīng)過步驟4對飛行數(shù)據(jù)分區(qū)后，結(jié)合步驟3建立的氣動 參數(shù)模型，每個區(qū)間內(nèi)的氣動參數(shù)模型可表示為如下形式：
[0029]
[0030]
[0031] 上述每個區(qū)間的氣動系數(shù)模型可進一步表示為最小二乘模型Υ = ΧΘ+ν，對每個區(qū) 間的飛行數(shù)據(jù)應用最小二乘法，即可辨識得到每個區(qū)間的各項氣動參數(shù)大小。利用奇異值 分解處理飛行數(shù)據(jù)共線性問題，針對上述每個區(qū)間的信息矩陣X進行奇異值分解X = UAVT， 定義條件數(shù)為最大奇異值與最小奇異值λ_之比，即_。利用條件數(shù)對數(shù)據(jù)共線性情 ^min 況進行檢測和評估，條件數(shù)在30~100之間表示數(shù)據(jù)存在較為嚴重的共線性，條件數(shù)越大， 數(shù)據(jù)共線性程度越嚴重，導致辨識結(jié)果不準確，甚至無法辨識。設置條件數(shù)閾值在30~100 之間，判斷每個區(qū)間內(nèi)飛行數(shù)據(jù)的條件數(shù)大小，若小于閾值，表明該區(qū)間飛行數(shù)據(jù)不存在共 線性，則保留該區(qū)間辨識所得的全部氣動參數(shù)項;若大于閾值，表明該區(qū)間飛行數(shù)據(jù)存在共 線性，將奇異值矩陣Λ分解為Λ a和Λ b兩部分，其中Λ b為奇異值接近〇的部分，相應地將矩 陣V分解為Va和VB兩部分，即為具體的線性關(guān)系表達式。若Vb中含有接近0的成分，則 其所對應的X部分為未參與共線性的量，保留這部分辨識所得的對應氣動參數(shù)項。
[0032]步驟6:在獲取新的飛行數(shù)據(jù)情況下，結(jié)合步驟5所得辨識結(jié)果，實現(xiàn)氣動參數(shù)的分 步辨識，其特征在于:若步驟5中某區(qū)間已辨識得到全部氣動參數(shù)項，則新的飛行數(shù)據(jù)中對 應區(qū)間不必再進行重復辨識;若步驟5中某區(qū)間僅辨識得到部分氣動參數(shù)項，則新的飛行數(shù) 據(jù)中對應區(qū)間利用已辨識得到的部分氣動參數(shù)項，進一步辨識該區(qū)間其余的氣動參數(shù)項。 [0033]本發(fā)明的優(yōu)點是:利用等加速度模型的預報觀測器對角加速度進行準確估計，從 而根據(jù)飛行器運動學方程解算得到準確的氣動力矩系數(shù);通過信息矩陣奇異值分解，進行 飛行數(shù)據(jù)共線性的檢測與評估，準確獲取可辨識部分的氣動參數(shù)項;在準定常假設下，通過 飛行數(shù)據(jù)多重分區(qū)，建立各個區(qū)間氣動參數(shù)的線性模型，簡單有效地辨識各項氣動參數(shù)，并 且適用于大幅機動飛行數(shù)據(jù)。
【附圖說明】
[0034]圖1為未經(jīng)數(shù)據(jù)共線性處理的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)辨識結(jié)果。
[0035]圖2為經(jīng)過數(shù)據(jù)共線性處理的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)辨識結(jié)果。
【具體實施方式】
[0036] 下面結(jié)合附圖和實例對本發(fā)明作進一步說明，此處所說明的方案只用來提供對本 發(fā)明的進一步理解，為本申請的一部分，不構(gòu)成對本發(fā)明方案的限定。
[0037] 以F-16仿真飛行為例，利用本發(fā)明所提供的方法進行氣動參數(shù)辨識的具體步驟如 下：
[0038] 步驟1:對角加速度進行預測估計，以俯仰角加速度4為例，其等加速度離散模型如 下：
[0039] x(k)=Fx(k)+Dv(k)
[0040] y(k)=Cx(k)+w(k)
[0041 ] 取
，D=[0 0 1]T，C=[1 0 0]，其中離散步長τ取0.1s，狀態(tài)量
y(k)為觀測量，v(k)為過程噪聲，w(k)為測量噪聲。狀態(tài)量估計 為：
[0043] 其中，預報觀測器增益矩陣K = PCT(CPCT+W)-1，P = P(k+l|k)為一步預報協(xié)方差陣 收斂穩(wěn)定解。同理，可對滾轉(zhuǎn)角加速度和偏航角加速度進行估計。
[0044] 步驟2:計算氣動力和力矩系數(shù)大小，F(xiàn)-16機體軸坐標系下的動力學方程如下所 示：
[0051] 其中，m為飛機質(zhì)量，S為參考面積j為平均氣動弦長，b為機翼展長，Ix、Iy、Iz為慣 性矩、I xz為慣性積，g為重力加速度，這些為已知量。f為動壓，P為滾轉(zhuǎn)角速度，q為俯仰角速 度，r為偏航角速度，n x、n