CN103034125A - 一种飞船返回舱气动与喷流控制力矩参数辨识方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞船返回舱气动与喷流控制力矩参数辨识方法，用于利用飞船返回舱的飞行试验测量数据，辨识气动力矩参数与喷流控制力矩参数。本发明首先提出了飞船返回舱的气动与喷流控制力矩数学模型，所述数学模型将气动力矩描述为飞行状态参数的函数，同时将喷流控制力矩描述为一种考虑时间滞后的梯形时间历程。进而提出了一种同时辨识气动与喷流控制力矩模型未知参数的方法，并利用某飞船返回舱飞行试验测量数据，辨识了返回舱的气动与喷流控制力矩参数。

Description

一种飞船返回舱气动与喷流控制力矩参数辨识方法

技术领域

一种飞船返回舱气动与喷流控制力矩参数辨识方法，属于飞行器系统辨识领域。

背景技术

利用系统辨识理论和技术，对飞行试验测量数据进行气动参数辨识，是空气动力学研究的一个重要手段，在国内外都受到了广泛的重视。由于辨识得到的是飞船返回舱在真实飞行过程中的气动参数，这对于检验地面试验及理论计算结果，为飞船返回舱控制系统提供正确的气动数学模型，分析飞船返回舱气动特性和飞行品质，具有重要的意义。

采用喷流控制返回舱的姿态运动是一种十分敏捷和有效的方法，特别是在高空，由于大气密度的降低，喷流控制更具有其独特的优势。在很高的高空，喷流推力基本上是牛顿力学意义上的反作用力。在较低的高度，喷流与外流场之间会产生相互干扰，这种干扰可以产生作用在返回舱上的另一种力，即干扰气动力。如果能更精确地知道喷流干扰气动力以及与喷流环境因子之间的关系，那么喷流控制精度会更高。对于喷流的干扰效应，过去主要采用理论计算和风洞实验的手段，并辅有少量的飞行试验。对于飞行试验，可以通过两种方法研究喷流干扰效应：一是通过测量喷流附近的压力，来分析喷流干扰效应，这是过去主要采用的方法；二是利用飞行试验测量数据，通过辨识计算获得喷流干扰引起的气动力，这方面的工作开展的还很少。美国航天飞机是目前唯一利用飞行试验数据，通过气动辨识获得喷流控制力矩的飞行器，但其将喷流控制力矩视为常数，模型过于简单，且没有考虑喷流控制力矩的时间滞后，以及力矩从零到峰值的过渡过程，因此结果是不准确的，参见《利用飞行测量数据提取控制导数》(《Control Derivatives Extraction From Flight MeasurementData》)，Compton H.R.，Scallion W.J.，AIAA 82-1317。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是：提出了一种准确地并能够同时辨识出飞船返回舱喷流控制力矩参数和气动力矩参数的方法。

本发明的技术方案如下：

一种飞船返回舱气动与喷流控制力矩参数辨识方法，包括以下步骤：

建立飞船返回舱气动力矩数学模型，该气动力矩模型将气动力矩描述为飞行状态的函数；

建立喷流控制力矩模型，该喷流控制力矩模型将喷流控制力矩描述为一个考虑时间滞后的梯形时间历程；

通过飞船返回舱飞行试验获取飞行状态参数测量数据；

利用所述飞行状态参数测量数据，采用极大似然方法对喷流控制力矩模型和气动力矩模型中的未知参数进行辨识。

所述返回舱气动力矩模型为：

$\left\{\begin{array}{c}{C}_{\mathrm{mx}}=C_{\mathrm{mx}0}+C_{\mathrm{mx}}^{\mathrm{\β}}\mathrm{\β}+C_{\mathrm{mx}}^{{\mathrm{\ω}}_x}{\mathrm{\ω}}_{x}l/V\\ C_{\mathrm{my}}=C_{\mathrm{my}0}+C_{\mathrm{my}}^{\mathrm{\β}}\mathrm{\β}+C_{\mathrm{my}}^{{\mathrm{\ω}}_y}{\mathrm{\ω}}_{y}l/V\\ C_{\mathrm{mz}}=C_{\mathrm{mz}0}+C_{\mathrm{mz}}^{\mathrm{\α}}(\mathrm{\α}-{\mathrm{\α}}_T)+C_{\mathrm{mz}}^{{\mathrm{\ω}}_z}{\mathrm{\ω}}_{z}l/V\end{array}\right.---\left(1\right)$

式中，C_mx，C_my，C_mz分别为滚转、偏航和俯仰力矩系数；α，α_T，β分别为攻角、配平攻角和侧滑角；ω_x，ω_y，ω_z为滚转、偏航和俯仰角速率；l为特征长度；V为飞行速度；常数项C_mx0，C_my0，C_mz0和导数项均为待辨识的未知参数。

所述返回舱喷流控制力矩模型为：

$M_j=\left\{\begin{array}{cc}0& (0\&le;t<T_d)\\ M_{j\max }(t-T_d)/T_1& (T_d\&le;t<T_d+T_1)\\ M_{j\max }& (T_d+T_1\&le;t<T_d+T_p)\\ M_{j\max }(T_d+T_p+T_2-t)/T_2& (T_d+T_p\&le;t<T_d+T_p+T_2)\end{array}\right.---\left(2\right)$

式中，t为时间；M_j为喷流控制力矩；M_jmax为峰值力矩；T_p为喷流发动机持续工作时间；T_d为力矩滞后时间；T₁为喷流控制力矩从零到峰值的过渡时间；T₂为喷流控制力矩从峰值到零的过渡时间。

对喷流控制力矩模型和气动力矩模型中的未知参数进行辨识的过程中，采用了将时间参数归整为时间步长的整数倍的处理方法。

本发明与现有技术相比，具有如下优点：

本发明的气动与喷流控制力矩模型，考虑了喷流控制力矩从产生到消失的变化过程，以及从控制发动机开机到产生控制力矩的滞后时间，使模型更接近于喷流力矩的真实情况。本发明的辨识方法，能够同时辨识气动力矩参数与喷流控制力矩参数，提高了辨识结果的准确性，为飞船返回舱的设计与改进提供了宝贵的数据。

附图说明

图1喷流控制力矩模型；

图2发动机工作状态与角速率的对应关系；

图3喷流控制力矩放大系数辨识结果。

具体实施方式

本发明探索出一种气动与喷流控制力矩模型，以及利用系统辨识理论和飞行试验测量数据辨识喷流控制力矩参数和气动力矩参数的方法。

1、进行飞行试验，对飞行状态参数进行测量，包括观测量y(如角速率、姿态角)，以及速度、高度、质量、转动惯量、喷流控制发动机开/关机时间；

2、建立气动力矩数学模型，将气动力矩描述为飞行状态的函数，在高超声速小扰动条件下，气动力矩模型如式(1)所示。

所述返回舱气动力矩模型为：

$\left\{\begin{array}{c}{C}_{\mathrm{mx}}=C_{\mathrm{mx}0}+C_{\mathrm{mx}}^{\mathrm{\&beta;}}\mathrm{\&beta;}+C_{\mathrm{mx}}^{{\mathrm{\&omega;}}_x}{\mathrm{\&omega;}}_{x}l/V\\ C_{\mathrm{my}}=C_{\mathrm{my}0}+C_{\mathrm{my}}^{\mathrm{\&beta;}}\mathrm{\&beta;}+C_{\mathrm{my}}^{{\mathrm{\&omega;}}_y}{\mathrm{\&omega;}}_{y}l/V\\ C_{\mathrm{mz}}=C_{\mathrm{mz}0}+C_{\mathrm{mz}}^{\mathrm{\&alpha;}}(\mathrm{\&alpha;}-{\mathrm{\&alpha;}}_T)+C_{\mathrm{mz}}^{{\mathrm{\&omega;}}_z}{\mathrm{\&omega;}}_{z}l/V\end{array}\right.---\left(1\right)$

式中，C_mx，C_my，C_mz分别为滚转、偏航和俯仰力矩系数；α，α_T，β分别为攻角、配平攻角和侧滑角；ω_x，ω_y，ω_z为滚转、偏航和俯仰角速率；l为特征长度；V为飞行速度；常数项C_mx0，C_my0，C_mz0和导数项

均为待辨识的未知参数。

3、建立喷流控制力矩的数学模型，该喷流控制力矩模型的优点是考虑喷流控制力矩的时间滞后，并将喷流控制力矩的时间历程描述为图1所示的梯形形式，其中T_p为喷流工作时间长度，T_d为力矩滞后时间，T₁为喷流控制力矩从零到峰值的过渡时间(称为上升时间)和T₂为喷流控制力矩从峰值到零的过渡时间(称为下降时间)，M_jmax为峰值力矩。喷流控制力矩模型如式(2)所示。

$M_j=\left\{\begin{array}{cc}0& (0\&le;t<T_d)\\ M_{j\max }(t-T_d)/T_1& (T_d\&le;t<T_d+T_1)\\ M_{j\max }& (T_d+T_1\&le;t<T_d+T_p)\\ M_{j\max }(T_d+T_p+T_2-t)/T_2& (T_d+T_p\&le;t<T_d+T_p+T_2)\end{array}\right.---\left(2\right)$

式中，t为时间；M_j为喷流控制力矩；M_jmax为峰值力矩；T_p为喷流发动机持续工作时间；T_d为力矩滞后时间；T₁为喷流控制力矩从零到峰值的过渡时间；T₂为喷流控制力矩从峰值到零的过渡时间。

定义控制力矩的放大系数为

δ_mj＝M_jmax/M_j0(3)

式中，M_j0为无外流场条件下喷流控制力矩的地面试验结果。

4、利用步骤1获得的飞行状态数据，采用极大似然方法辨识喷流控制力矩模型和气动力矩模型中的未知参数θ，未知参数θ为

$\mathrm{\&theta;}=[C_{\mathrm{mx}0},C_{\mathrm{my}0},C_{\mathrm{mz}0},C_{\mathrm{mx}}^{\mathrm{\&beta;}},C_{\mathrm{mx}}^{{\mathrm{\&omega;}}_x},C_{\mathrm{my}}^{\mathrm{\&beta;}},C_{\mathrm{my}}^{{\mathrm{\&omega;}}_y},C_{\mathrm{mz}}^{\mathrm{\&alpha;}},C_{\mathrm{mz}}^{{\mathrm{\&omega;}}_z},M_{j\max },T_d,T_1,T_2]---\left(4\right)$

在建立了模型后采用极大似然方法进行参数辨识是现有技术。下面对利用极大似然方法进行参数辨识的流程进行简单说明，具体步骤为：

4.1、建立似然准则函数

$J=\underset{j=1}{\overset{N}{\mathrm{\&Sigma;}}}[v^T\left(j\right)R^{-1}\left(j\right)v\left(j\right)+1n|R\left|\right]---\left(5\right)$

$R=\frac{1}{N}\underset{j=1}{\overset{N}{\mathrm{\&Sigma;}}}v\left(j\right)v^T\left(j\right)---\left(6\right)$

$v\left(j\right)=y_m\left(j\right)-\hat{y}\left(j\right)---\left(7\right)$

其中，J为似然准则函数；N为试验测量点数；R为观测噪声的协方差矩阵。v为观测噪声；y_m为观测量的测量值；

为观测量的预测值。

是利用气动参数θ，根据飞行器动力学方程积分得到。飞行器动力学方程的一般形式为

$\stackrel{\&CenterDot;}{y}=f(y,u,\mathrm{\&theta;};t)---\left(8\right)$

式中，u为控制变量；t为时间。

4.2、给定参数的初值θ₀；

4.3、利用牛顿-拉夫逊算法，迭代计算参数的最优值，第k+1步的参数值可以表示为

${\mathrm{\&theta;}}_{k+1}={\mathrm{\&theta;}}_k+M^{-1}\underset{j=1}{\overset{N}{\mathrm{\&Sigma;}}}\left[S^T\left(j\right)R^{-1}v\left(j\right)\right]---\left(9\right)$

其中，M为信息矩阵；S(j)为t_i时刻观测矢量对参数矢量的灵敏度矩阵；二者的表达式分别为

$M=\underset{j=1}{\overset{N}{\mathrm{\&Sigma;}}}\left[S\left(j\right)R^{-1}S\left(j\right)\right]---\left(10\right)$

$S\left(j\right)=\frac{\&PartialD;y\left(j\right)}{\&PartialD;\mathrm{\&theta;}}{|}_{\mathrm{\&theta;}=\widehat{\mathrm{\&theta;}}}---\left(11\right)$

4.4、直至似然准则函数J达到极小值，即

J＜ε(12)

其中，ε任意给定的小量。

4.5、状态方程组为飞船返回舱动力学方程组

$M_I\stackrel{\&CenterDot;}{\mathrm{\&omega;}}=[M_{\mathrm{jx}},M_{\mathrm{jy}},M_{\mathrm{jz}}{]}^T+\mathrm{qSL}{[C_{\mathrm{mx}},C_{\mathrm{my}},C_{\mathrm{mz}}]}^T-\mathrm{\&omega;}\&times;\left(M_I\mathrm{\&omega;}\right)$

$\stackrel{\&CenterDot;}{\mathrm{\&psi;}}={\mathrm{\&omega;}}_y\cos \mathrm{\&gamma;}-{\mathrm{\&omega;}}_z\sin \mathrm{\&gamma;}$

$\stackrel{\&CenterDot;}{\mathrm{\&gamma;}}={\mathrm{\&omega;}}_x+\tan \mathrm{\&psi;}({\mathrm{\&omega;}}_y\sin \mathrm{\&gamma;}+{\mathrm{\&omega;}}_z\cos \mathrm{\&gamma;})$

式中，M_jx，M_jy，M_jz为喷流控制力矩的体轴系分量，

ψ，γ为姿态角三分量。

4.6、观测量取角速率和姿态角，观测方程为

ω_xm＝ω_x+ε₁，ω_ym＝ω_y+ε₂，ω_zm＝ω_z+ε₃(14)

ψ_m＝ψ+ε₅，γ_m＝γ+ε₆

其中，下标“m”表示测量值；ε_i(i＝1，2，…，6)为零均值随机噪声。

辨识参数为喷流控制力矩模型和气动力矩模型中的未知参数，包括滞后时间T_d和过渡时间T₁，T₂等时间参数。在辨识的过程中，需要对时间参数进行特殊处理，具体为将其归整为时间步长的整数倍。因为对于飞行试验测量的离散数据，上述时间参数决定了控制发动机工作状态参数(开或关)与其它飞行状态参数在时间上的对应关系，当这些参数不是时间步长的整数倍时，发动机工作状态参数与其它飞行状态参数在时间上就无法一一对应。

$T_{d_{k+1}}=\mathrm{INTRGER}[{(T_d}_k+\mathrm{\&Delta;}{T_d}_k)/t_h]\&CenterDot;t_h---\left(15\right)$

式中，INTEGER[·]是取整的意思；

分别为时间参数的第k+1步和第k步辨识计算结果；t_h为测量数据的时间步长。

算例验证

利用某返回舱飞行试验测量数据，对气动力矩与喷流控制力矩进行了辨识计算，得到了喷流控制力矩峰值力矩、控制延迟时间、力矩过渡时间和气动力矩导数等主要气动与控制力矩参数。在辨识得到喷流控制力矩峰值力矩后根据公式(3)获得喷流控制力矩放大系数。

辨识得到的喷流控制力矩滞后时间为170ms，从图2所示的发动机工作状态与角速率的对应关系可以看出，辨识结果是正确的。图3给出了高超声速段喷流控制力矩放大系数的辨识结果，其中横坐标为马赫数(Mach)，纵坐标为放大系数，可见由于喷流干扰的存在，实际上放大了喷流控制力矩，这与有关的地面风洞试验结论是一致的。辨识结果的误差取10倍的C-R界，其相对误差小于2％。本发明方法得到的气动与喷流控制力矩模型对观测量的预测值与测量值比较一致，说明辨识结果能够反映返回舱的气动与控制力矩特性，有利于提高返回舱姿态控制的精度。

本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。

Claims (4)

1.一种飞船返回舱气动与喷流控制力矩参数辨识方法，其特征在于，包括以下步骤：

建立飞船返回舱气动力矩数学模型，该气动力矩模型将气动力矩描述为飞行状态的函数；

建立喷流控制力矩模型，该喷流控制力矩模型将喷流控制力矩描述为一个考虑时间滞后的梯形时间历程；

通过飞船返回舱飞行试验获取飞行状态参数测量数据；

利用所述飞行状态参数测量数据，采用极大似然方法对喷流控制力矩模型和气动力矩模型中的未知参数进行辨识。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述返回舱气动力矩模型为：

$\left\{\begin{array}{c}{C}_{\mathrm{mx}}=C_{\mathrm{mx}0}+C_{\mathrm{mx}}^{\mathrm{\&beta;}}\mathrm{\&beta;}+C_{\mathrm{mx}}^{{\mathrm{\&omega;}}_x}{\mathrm{\&omega;}}_{x}l/V\\ C_{\mathrm{my}}=C_{\mathrm{my}0}+C_{\mathrm{my}}^{\mathrm{\&beta;}}\mathrm{\&beta;}+C_{\mathrm{my}}^{{\mathrm{\&omega;}}_y}{\mathrm{\&omega;}}_{y}l/V\\ C_{\mathrm{mz}}=C_{\mathrm{mz}0}+C_{\mathrm{mz}}^{\mathrm{\&alpha;}}(\mathrm{\&alpha;}-{\mathrm{\&alpha;}}_T)+C_{\mathrm{mz}}^{{\mathrm{\&omega;}}_z}{\mathrm{\&omega;}}_{z}l/V\end{array}\right.---\left(1\right)$

式中，C_mx，C_my，C_mz分别为滚转、偏航和俯仰力矩系数；α，α_T，β分别为攻角、配平攻角和侧滑角；ω_x，ω_y，ω_z为滚转、偏航和俯仰角速率；l为特征长度；V为飞行速度；常数项C_mx0，C_my0，C_mz0和导数项

均为待辨识的未知参数。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述返回舱喷流控制力矩模型为：

$M_j=\left\{\begin{array}{cc}0& (0\&le;t<T_d)\\ M_{j\max }(t-T_d)/T_1& (T_d\&le;t<T_d+T_1)\\ M_{j\max }& (T_d+T_1\&le;t<T_d+T_p)\\ M_{j\max }(T_d+T_p+T_2-t)/T_2& (T_d+T_p\&le;t<T_d+T_p+T_2)\end{array}\right.---\left(2\right)$

式中，t为时间；M_j为喷流控制力矩；M_jmax为峰值力矩；T_p为喷流发动机持续工作时间；T_d为力矩滞后时间；T₁为喷流控制力矩从零到峰值的过渡时间；T₂为喷流控制力矩从峰值到零的过渡时间。

4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，对喷流控制力矩模型和气动力矩模型中的未知参数进行辨识的过程中，采用了将时间参数归整为时间步长的整数倍的处理方法。

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