CN110826168A - 一种飞行器气动辨识修正方法及介质 - Google Patents

Abstract

一种飞行器气动辨识修正方法及介质，属于气动设计技术领域，针对具有复杂气动特性飞行器的非线性气动数学模型，基于飞行试验状态多样性的事实，将飞行试验数据和风洞试验数据共同作为建模的样本点，通过求解超定方程组，建立修正后的气动数学模型，可跟随研制阶段进行辨识，不断增加飞行试验样本点，提高气动数学模型精度。

Description

一种飞行器气动辨识修正方法及介质

技术领域

本发明涉及一种飞行器气动辨识修正方法及介质，属于气动设计技术领域。

背景技术

通常，在飞行器外形基本确定后，根据飞行器外形及一定的数学思想给出气动数学模型公式，然后制定风洞试验项目，通过风洞试验获取气动力数学模型输入(即作为建模的样本点)，从而确定飞行试验用的飞行器三维气动数学模型。进行飞行试验后，应根据飞行试验情况对气动系数进行辨识，对数学模型进行修正。一般的线性模型直接应用辨识获得的气动静导数，而描述复杂气动特性的非线性数学模型则难以直接应用。

发明内容

本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种飞行器气动辨识修正方法及介质，针对具有复杂气动特性飞行器的非线性气动数学模型，基于飞行试验状态多样性的事实，将飞行试验数据和风洞试验数据共同作为建模的样本点，通过求解超定方程组，建立修正后的气动数学模型，可跟随研制阶段进行辨识，不断增加飞行试验样本点，提高气动数学模型精度。

本发明目的通过以下技术方案予以实现：

一种飞行器气动辨识修正方法，包括如下步骤：

S1、利用风洞获得飞行器在预定滚转角、马赫数、攻角、舵偏角下的气动力系数和气动力矩系数；建立飞行器非线性气动数学模型；

S2、基于飞行器的飞行试验测试数据，利用但不限于动力学方程或运动学方程，获得不同工况下的飞行气动力系数和飞行气动力矩系数；

S3、将S2中所述的飞行试验测试数据、飞行气动力系数、飞行气动力矩系数作为飞行器非线性气动数学模型的数据样本，通过求解模型方程，获得修正后的气动力系数、修正后的气动力矩系数、修正后的系数矩阵。

上述飞行器气动辨识修正方法，S1中所述的飞行器非线性气动数学模型为：

C_6×1＝A_6×nX_n×1

式中，C_6×1为气动力系数或气动力矩系数，A_6×n为系数矩阵，X_n×1为线性无关的一组基底，n为X_n×1的秩。

上述飞行器气动辨识修正方法，在S3之后，S4、根据S3所述的修正后的气动力系数、修正后的气动力矩系数、修正后的系数矩阵，建立修正后的飞行器非线性气动数学模型。

上述飞行器气动辨识修正方法，S4中所述的修正后的气动力系数和修正后的气动力矩系数为：

C’_6×1＝A’_6×nX_n×1

式中，C’_6×1为修正后的气动力系数或修正后的气动力矩系数，A’_6×n为修正后的系数矩阵，X_n×1为线性无关的一组基底，n为X_n×1的秩。

上述飞行器气动辨识修正方法，修正后的系数矩阵A’_6×n根据如下方程获得：

X_n×(n+Δn) ^TA′_6×n ^T＝C_(n+Δn)×6

式中，Δn为飞行试验获取的样本点数。

上述飞行器气动辨识修正方法，S2中所述的飞行试验测试数据至少包括速度、高度、加速度、角速度、舵偏。

一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理器执行时，实现上述飞行器气动辨识修正方法的步骤。

本发明相比于现有技术具有如下有益效果：

本发明解决了复杂气动特性飞行器非线性气动数学模型辨识和修正的问题；融合了飞行试验和风洞试验两个来源的数据，进行辨识和修正；随着研制的深入和飞行结果的积累，可不断进行辨识和修正，从而不断提高数学模型精度。

附图说明

图1为本发明方法的步骤流程图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的实施方式作进一步详细描述。

考虑非线性气动数学模型的表达式较为典型的是不同类型基底的多项式，建模过程实际就是确定多项式系数的过程。飞行试验前，一般利用风洞试验数据进行系数求解；飞行试验后，应根据飞行辨识结果进行修正，建立新的气动数学模型。在不增加飞行试验获取信息的基础上，本发明提供了一种快速、便捷、精确的气动辨识修正方法。

实施例1：

一种飞行器气动辨识修正方法，如图1所示，包括如下步骤：

S1、利用风洞获得飞行器在预定滚转角、马赫数、攻角、舵偏角下的气动力系数和气动力矩系数；建立飞行器非线性气动数学模型。

飞行器非线性气动数学模型为：

C_6×1＝A_6×nX_n×1

式中，C_6×1为气动力系数或气动力矩系数，A_6×n为系数矩阵，X_n×1为线性无关的一组基底，n为X_n×1的秩。

S2、基于飞行器的飞行试验测试数据，利用但不限于动力学方程或运动学方程，获得不同工况下的飞行气动力系数和飞行气动力矩系数。飞行试验测试数据至少包括速度、高度、加速度、角速度、舵偏。

S3、将S2中所述的飞行试验测试数据、飞行气动力系数、飞行气动力矩系数作为飞行器非线性气动数学模型的数据样本，通过求解模型方程，获得修正后的气动力系数、修正后的气动力矩系数、修正后的系数矩阵。

修正后的系数矩阵A’_6×n根据如下方程获得：

X_n×(n+Δn) ^TA′_6×n ^T＝C_(n+Δn)×6

式中，Δn为飞行试验获取的样本点数。

修正后的气动力系数或修正后的气动力矩系数为：

C’_6×1＝A’_6×nX_n×1

式中，C’_6×1为修正后的气动力系数或修正后的气动力矩系数，A’_6×n为修正后的系数矩阵，X_n×1为线性无关的一组基底，n为X_n×1的秩。

S4、根据S3所述的修正后的气动力系数、修正后的气动力矩系数、修正后的系数矩阵，建立修正后的飞行器非线性气动数学模型。

实施例2：

一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理器执行时，实现实施例1所述一种飞行器气动辨识修正方法的步骤。

实施例3：

一种飞行器气动辨识修正方法，包括以下步骤：

(1)从飞行试验测得的速度、高度、加速度、角速度、舵偏等信号，获得相应工况的飞行气动力系数、飞行气动力矩系数；

(2)将飞行状态的飞行气动力系数、飞行气动力矩系数作为飞行器非线性气动数学模型的数据样本，与原有风洞试验数据样本点一起建立一组超定方程；

(3)求解该超定方程组，获得修正后的气动力系数和修正后的气动力矩系数，建立修正后的飞行器非线性气动数学模型。

具体的：

(1)从飞行试验测得的速度、高度、加速度、角速度、舵偏等信号，获得相应工况的飞行气动力系数和飞行气动力矩系数；

(2)将飞行状态的飞行气动力系数、飞行气动力矩系数作为飞行器非线性气动数学模型的数据样本，与原有风洞试验数据样本点一起建立一组超定方程；

辨识前，基于风洞试验数据样本点，具有复杂气动特性飞行器的非线性气动数学模型的矩阵描述形式如下：

C_6×1＝A_6×nX_n×1

其中

C_6×1：气动力系数或气动力矩系数；

A_6×n：系数矩阵；

X_n×1：线性无关的一组基底，也可写为[x₁，x₂，…，x_n]^T；

n：X_n×1的秩；

下标“6”：总的力和力矩在所选坐标系下的六个分量。

其中系数矩阵A_6×n可通过求解如下方程式获得：

X_n×n ^TA_6×n ^T＝C_n×6

式中

此时风洞试验数据样本点数为n。

加入飞行状态的样本点后，辨识修正后系数矩阵A′_6×n可通过求解如下方程式获得：

X_n×(n+Δn) ^TA′_6×n ^T＝C_(n+Δn)×6

其中

Δn：飞行状态的样本点数。

(3)求解超定方程组，获得气动数学模型辨识后的各项系数，建立修正后的飞行器非线性气动数学模型。

修正后飞行器非线性气动数学模型的矩阵描述形式如下：

C’_6×1＝A’_6×nX_n×1

其中

C’_6×1为修正后的气动力系数或修正后的气动力矩系数。

本发明可应用于具有复杂气动特性的飞行器。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (7)

1.一种飞行器气动辨识修正方法，其特征在于，包括如下步骤：

S1、利用风洞获得飞行器在预定滚转角、马赫数、攻角、舵偏角下的气动力系数和气动力矩系数；建立飞行器非线性气动数学模型；

S2、基于飞行器的飞行试验测试数据，利用但不限于动力学方程或运动学方程，获得不同工况下的飞行气动力系数和飞行气动力矩系数；

S3、将S2中所述的飞行试验测试数据、飞行气动力系数、飞行气动力矩系数作为飞行器非线性气动数学模型的数据样本，通过求解模型方程，获得修正后的气动力系数、修正后的气动力矩系数、修正后的系数矩阵。

2.根据权利要求1所述的一种飞行器气动辨识修正方法，其特征在于，S1中所述的飞行器非线性气动数学模型为：

C_6×1＝A_6×nX_n×1

式中，C_6×1为气动力系数或气动力矩系数，A_6×n为系数矩阵，X_n×1为线性无关的一组基底，n为X_n×1的秩。

3.根据权利要求1所述的一种飞行器气动辨识修正方法，其特征在于，在S3之后，S4、根据S3所述的修正后的气动力系数、修正后的气动力矩系数、修正后的系数矩阵，建立修正后的飞行器非线性气动数学模型。

4.根据权利要求1所述的一种飞行器气动辨识修正方法，其特征在于，S4中所述的修正后的气动力系数和修正后的气动力矩系数为：

C′_6×1＝A′_6×nX_n×1

式中，C′_6×1为修正后的气动力系数或修正后的气动力矩系数，A′_6×n为修正后的系数矩阵，X_n×1为线性无关的一组基底，n为X_n×1的秩。

5.根据权利要求1所述的一种飞行器气动辨识修正方法，其特征在于，修正后的系数矩阵A′_6×n根据如下方程获得：

X_n×(n+Δn) ^TA′_6×n ^T＝C_(n+Δn)×6

式中，Δn为飞行试验获取的样本点数。

6.根据权利要求1所述的一种飞行器气动辨识修正方法，其特征在于，S2中所述的飞行试验测试数据至少包括速度、高度、加速度、角速度、舵偏。

7.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，该程序被处理器执行时，实现权利要求1～6之一所述方法的步骤。

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