CN109115447A - 超声速风洞空气流场模型非线性阶次辨识方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种超声速风洞空气流场模型非线性阶次辨识方法。本发明方法，包括如下步骤：S1、选择预设的风洞空气流场模型结构及风洞流场系统非线性结构形式，确定流场结构的表达式；S2、根据所述流场结构的表达式得到整体的结构式，根据所述结构式构建输入输出矩阵式；S3、根据输入输出矩阵式构建乘积矩阵，根据行列式比定阶法得到行列式比；S4、通过设定风洞流场一个阶数估计值，再估计另一个阶数，在一个阶数确定后再估计另一个，从而确定风洞流场线性部分阶数和非线性部分阶数。本发明改变现有模型阶数确定方法仅依靠经验现状，使所建模型更准确，提高控制的精度，有利于控制器的设计。

Description

超声速风洞空气流场模型非线性阶次辨识方法
技术领域
本发明涉及航空航天技术领域，具体而言，尤其涉一种超声速风洞空气流场模型非线性阶次辨识方法。
背景技术
超声速风洞是我国高速空气动力学理论研究的重要实验平台，承载着各型重要航空航天器的研制实验工作，对我国航空航天以及国防事业的发展起到重要作用。为提供一个良好的实验环境，因此必须保证风洞流场的品质，针对该风洞，需要对试验段总压进行精确控制。目前该风洞采用PID控制算法，总压控制精度已经可以达到0.2％以上，然而随着航空事业快速发展，对控制精度有了新的要求，期望能将总压控制精度提高至0.1％水平。由于现有的控制算法已经挖掘殆尽，必须改用其他先进控制算法来实现总压控制精度的进一步提高。
现阶段，还没有对这种非线性空气流场的阶数确定方法，在控制试验段总压时，所用到的风洞空气流场的模型的阶数都是基于经验确定，所建模型不准确，不利于控制精度的提高，进而影响整个风洞的流场品质。
发明内容
根据上述提出的技术问题，而提供一种建模型更准确，控制精度更高的超声速风洞空气流场模型非线性阶次辨识方法。
本发明采用的技术手段如下：
一种超声速风洞空气流场模型非线性阶次辨识方法，包括如下步骤：
S1、选择预设的风洞空气流场模型结构及风洞流场系统非线性结构形式，确定流场结构的表达式；
S2、根据所述流场结构的表达式得到整体的结构式，根据所述结构式构建输入输出矩阵式
S3、根据输入输出矩阵式构建乘积矩阵根据行列式比定阶法，得到如下行列式比：
或
其中，L为数据长度，为模型线性部分的阶次估计值；为模型非线性部分的阶次估计值；
S4、确定风洞流场线性部分阶数n和非线性部分阶数m，设定风洞流场一个阶数估计值从1逐一增加的值，直到较有显著增加时，取在确定后，从1逐一增加的值，直到较有显著增加时，取确定风洞流场线性部分阶数n和非线性部分阶数m。
进一步地，所述步骤S1中，所述预设的风洞空气流场模型结构为 Hammerstein系统，所述风洞流场系统非线性结构形式为多项式形式，所述流场结构表达式形式为:
其中，ut为系统输入，即风洞阀门开度，yt为系统输出，即试验段总压， vt为系统中间变量，n为系统线性部分阶数，m为系统非线性部分阶数，ai、 bi为系统线性部分参数，ci为系统非线性部分阶数。
进一步地，所述步骤S2中，所述根据所述流场结构的表达式得到整体的结构式为：
进一步地，所述步骤S2中，根据所述结构式构建输入输出矩阵式为：
进一步地，所述步骤S4中，
较现有技术相比，本发明整体改变现有模型阶数确定方法仅依靠经验现状，使所建模型更准确，提高控制的精度，有利于控制器的设计。通过设定风洞流场一个阶数估计值，再估计另一个阶数，在一个阶数确定后再估计另一个的运算方式，极大的简化阶数估计过程。基于上述理由本发明可在航空航天技术领域广泛推广。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图做以简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明超声速风洞空气流场模型非线性阶次辨识方法流程图。
图2为本发明风洞吹风试验流程图。
图3为本发明风洞调压系统结构图。
图4为本发明空气流场系统结构图。
图5为本发明实施例中空气流场模型阶数辨识结果示意图。
具体实施方式
为了使本技术领域的人员更好地理解本发明方案，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分的实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本发明保护的范围。
如图1所示，为所述超声速风洞结构，风洞由主洞体和进气管路组成。主洞体由大开角段、稳定段、收缩段、挠性喷管段、试验段、补偿段、超声速扩散段、过渡段、引射器、亚声速扩散段、外场消声器十一个部段组成，进气管路由主进气管路和引射器进气管路两套管路组成，管路中配备有相应的阀门系统。
根据图2风洞吹风试验流程，得到图3风洞调压系统结构图，本发明具体是针对图3所示空气流场模型阶数的确定提供一种方法。
本发明通过选择空气流场结构，设计一种针对空气流场特殊结构的定阶方法，确定线性部分阶数，非线性部分阶数。
一种超声速风洞空气流场模型非线性阶次辨识方法，包括如下步骤：
S1、选择预设的风洞空气流场模型结构及风洞流场系统非线性结构形式，确定流场结构的表达式；
因为空气流场存在着非线性特性，同时为了利于阶数的确定，这里采用了Hammerstein系统，简称H系统，来近似空气流场，如图4所示，其中ut为系统输入，即风洞阀门开度，yt为系统输出，即试验段总压，vt为系统中间变量；选择风洞流场系统非线性结构形式，选择多项式形式；所述流场结构表达式形式为:
其中，ut为系统输入，即风洞阀门开度，yt为系统输出，即试验段总压， vt为系统中间变量，n为系统线性部分阶数，m为系统非线性部分阶数，ai、 bi为系统线性部分参数，ci为系统非线性部分阶数。
S2、根据所述流场结构的表达式得到整体的结构式，根据所述结构式构建输入输出矩阵式
所述根据所述流场结构的表达式得到整体的结构式为：
根据所述结构式构建输入输出矩阵式为：
S3、根据输入输出矩阵式构建乘积矩阵根据行列式比定阶法，得到如下行列式比：
或
其中，L为数据长度，为模型线性部分的阶次估计值；为模型非线性部分的阶次估计值；
S4、确定风洞流场线性部分阶数n和非线性部分阶数m，设定风洞流场一个阶数估计值保证从1逐一增加的值，直到较有显著增加时，取在确定后，从1逐一增加的值，直到较有显著增加时，取确定风洞流场线性部分阶数n和非线性部分阶数m。
根据以上方法，将已采集的风洞流场阀门开度与试验段总压数据代入，如图5所示，得到风洞流场线性部分与非线性部分阶数：m＝3，n＝3。
最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。

Claims (5)

1.一种超声速风洞空气流场模型非线性阶次辨识方法，其特征在于，包括如下步骤：
S1、选择预设的风洞空气流场模型结构及风洞流场系统非线性结构形式，确定流场结构的表达式；
S2、根据所述流场结构的表达式得到整体的结构式，根据所述结构式构建输入输出矩阵式
S3、根据输入输出矩阵式构建乘积矩阵 根据行列式比定阶法，得到如下行列式比：
或
其中，L为数据长度， 为模型线性部分的阶次估计值；为模型非线性部分的阶次估计值；
S4、确定风洞流场线性部分阶数n和非线性部分阶数m，设定风洞流场一个阶数估计值从1逐一增加的值，直到较有显著增加时，取在确定后，从1逐一增加的值，直到较有显著增加时，取确定风洞流场线性部分阶数n和非线性部分阶数m。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述步骤S1中，所述预设的风洞空气流场模型结构为Hammerstein系统，所述风洞流场系统非线性结构形式为多项式形式，所述流场结构表达式形式为:
其中，ut为系统输入，即风洞阀门开度，yt为系统输出，即试验段总压，vt为系统中间变量，n为系统线性部分阶数，m为系统非线性部分阶数，ai、bi为系统线性部分参数，ci为系统非线性部分阶数。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述步骤S2中，所述根据所述流场结构的表达式得到整体的结构式为：
4.根据权利要求1或3所述的方法，其特征在于，所述步骤S2中，根据所述结构式构建输入输出矩阵式为：
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述步骤S4中，
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