CN116754176B - 一种暂冲式高速风洞气源压力在线精确估计方法 - Google Patents
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Abstract
本发明属于风洞试验控制技术领域，公开了一种暂冲式高速风洞气源压力在线精确估计方法。该压力在线精确估计方法包括建立气源压力与采样时间的线性模型；通过历史试验数据确定线性模型的斜率k和截距b的初步估计值；结合历史试验数据，通过滑动窗口法确定在线精确估计方法介入时刻；确定气源压力在线精确估计方法的介入时刻的截距b；通过改进的卡尔曼滤波算法实时更新线性模型的斜率k，实现对气源压力在线精确估计。该压力在线精确估计方法算法计算量小，易于实施，能够有效降低气源压力测量值的剧烈波动，更加真实地反映气源压力下降趋势，保证了前馈控制量的准确，有利于提升暂冲式高速风洞的总压控制精度。
Description
技术领域
本发明属于风洞试验控制技术领域，具体涉及一种暂冲式高速风洞气源压力在线精确估计方法。
背景技术
风洞是一种通过人工产生可控均匀气流来模拟飞行器飞行环境的管道形设备，主要由洞体、阀门、驱动系统和测量控制系统等组成。在飞行器外形设计过程中，风洞试验起到了关键作用，风洞试验数据精确与否直接关系到飞行器设计方案的取舍与研制的成败。
对于暂冲式高速风洞，总压控制精度是衡量风洞试验性能的重要指标之一，直接影响风洞试验数据质量。因此，提高总压控制精度是暂冲式高速风洞空气流场控制的重要研究方向。在暂冲式高速风洞试验过程中，通过适当的算法控制调压阀门开度实现总压控制。为了提高总压控制精度，采用前馈补偿与反馈校正相结合的复合控制算法，其中，前馈补偿的前馈控制量通过气源压力与阀门开度的模型计算得出。为了准确地获得前馈控制量，需要得到准确的气源压力值。但是，在暂冲式高速风洞试验过程中，气源压力测量值会出现剧烈波动，致使前馈控制量计算出现偏差，影响前馈控制效果，导致总压控制精度下降。
为了降低气源压力测量值的波动、提供准确的前馈控制量，当前，亟需发展一种暂冲式高速风洞气源压力在线精确估计方法。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是提供一种暂冲式高速风洞气源压力在线精确估计方法，用以克服现有技术的缺陷。
本发明的暂冲式高速风洞气源压力在线精确估计方法，所述的在线精确估计方法包括以下步骤：
S10.建立气源压力与采样时间的线性模型；
S20.通过历史试验数据确定线性模型的斜率k和截距b的初步估计值；
S30.结合历史试验数据，通过滑动窗口法确定在线精确估计方法介入时刻；
S40.确定气源压力在线精确估计方法的介入时刻的截距b；
S50.通过改进的卡尔曼滤波算法实时更新线性模型的斜率k，实现对气源压力在线精确估计。
进一步地，S10的具体内容如下：
在暂冲式高速风洞试验过程中，气源压力随着试验的进行而持续下降，将气源压力与采样时间的关系表示为斜率时变的线性模型：
，
其中，P y 为压力估计值；k为模型斜率；t为采样时刻；b为模型截距；下标t表示变量随着采样时刻的变化而变化；
进一步地，S20的具体内容如下：
线性模型中的斜率k和截距b的初始值通过最小二乘法结合历史试验数据拟合得出；
首先，通过历史试验数据构建信息矩阵：
，
式中，n为信息矩阵的行数；
其次，使用如下的最小二乘法辨识模型斜率k和模型截距b：
，
式中，为模型斜率k的初始估计值，/>为截距b的初始估计值，/>表示转置，/>为信息矩阵/>的转置矩阵，/>为第一个压力估计值，/>为第n个压力估计值。
进一步地，暂冲式高速风洞试验开始时，在充压阶段，阀门从关闭到打开，此时总压不需要实施自动控制，无需进行气源压力精确估计；当总压上升到设定值附近后，气源压力的波动逐渐减小，暂冲式高速风洞控制系统开始对总压进行精确控制，开始进行气源压力在线精确估计；S30的具体内容如下：
S31.设定滑动窗口宽度d由若干个连续的采样时刻组成；
S32.针对暂冲式高速风洞试验的历史试验数据，结合和/>，计算每个窗口气源压力估计的均方误差/>；
，
式中，下标i表示第i个数据窗口，下标j表示第i个数据窗口的第j个时刻；表示由线性模型计算得到的气源压力估计值，/>计算方法如下：
；
S33.统计历次暂冲式高速风洞试验数据中各个窗口气源压力估计的均方误差，当95%的历史试验数据中的第i个数据窗口的第j个采样时刻及其后面所有数据窗口的气源压力估计均方误差/>均小于设定数值时，确定第j个采样时刻为气源压力在线精确估计方法的介入时刻。
进一步地，S40的具体内容如下：
将截距b的初始估计值设定为介入时刻的气源压力值，在暂冲式高速风洞试验过程中保持不变；
将模型斜率k的初始估计值作为气源压力在线精确估计方法的介入时刻的线性模型的初始模型斜率。
进一步地，S50的具体内容如下：
S51.依据和b计算t时刻气源压力的前验估计值/>，计算公式如下：
，
为模型斜率k在t-1时刻初始估计值；
S52.采集t时刻的气源压力测量值；
S53.计算t时刻的卡尔曼增益，计算公式如下：
，
其中，表示/>时刻的气源压力估计值的方差，/>表示气源压力测量噪声的方差；
S54.更新斜率估计值，计算公式如下：
；
S55.计算气源压力的估计值，即气源压力的后验估计值，计算公式如下：
；
S56.更新气源压力估计值的方差，由t-1时刻方差计算t时刻方差/>，计算公式如下：
；
S57：令t=t+1，返回S52，直至完成暂冲式高速风洞试验。
本发明的暂冲式高速风洞气源压力在线精确估计方法通过分析历史试验数据，确定了除模型斜率外所有参数的设定方法，在气源压力测量值的在线精确估计过程中，仅对模型斜率进行实时更新，算法计算量小，易于实施，能够有效降低气源压力测量值的剧烈波动，更加真实地反映气源压力下降趋势，保证了前馈控制量的准确，有利于提升暂冲式高速风洞的总压控制精度。
附图说明
图1为本发明的暂冲式高速风洞气源压力在线精确估计方法流程图；
图2为实施例1的滑动窗口的采样时刻分配示意图；
图3为实施例1获得的气源压力曲线。
图3中，--•--表示采集的气源压力曲线；—表示在线精确估计的气源压力曲线。
具体实施方式
下面结合附图和实施例详细说明本发明。
实施例1：
如图1所示，本发明的暂冲式高速风洞气源压力在线精确估计方法，所述的在线精确估计方法包括以下步骤：
S10.建立气源压力与采样时间的线性模型；
S20.通过历史试验数据确定线性模型的斜率k和截距b的初步估计值；
S30.结合历史试验数据，通过滑动窗口法确定在线精确估计方法介入时刻；
S40.确定气源压力在线精确估计方法的介入时刻的截距b；
S50.通过改进的卡尔曼滤波算法实时更新线性模型的斜率k，实现对气源压力在线精确估计。
进一步地，S10的具体内容如下：
在暂冲式高速风洞试验过程中，气源压力随着试验的进行而持续下降，将气源压力与采样时间的关系表示为斜率时变的线性模型：
，
其中，P y 为压力估计值；k为模型斜率；t为采样时刻；b为模型截距；下标t表示变量随着采样时刻的变化而变化；
进一步地，S20的具体内容如下：
线性模型中的斜率k和截距b的初始值通过最小二乘法结合历史试验数据拟合得出；
首先，通过历史试验数据构建信息矩阵：
，
式中，n为信息矩阵的行数；
其次，使用如下的最小二乘法辨识模型斜率k和模型截距b：
，
式中，为模型斜率k的初始估计值，/>为截距b的初始估计值，/>表示转置，/>为信息矩阵/>的转置矩阵，/>为第一个压力估计值，/>为第n个压力估计值。
进一步地，暂冲式高速风洞试验开始时，在充压阶段，阀门从关闭到打开，此时总压不需要实施自动控制，无需进行气源压力精确估计；当总压上升到设定值附近后，气源压力的波动逐渐减小，暂冲式高速风洞控制系统开始对总压进行精确控制，开始进行气源压力在线精确估计；S30的具体内容如下：
S31.设定滑动窗口宽度d由若干个连续的采样时刻组成；
S32.针对暂冲式高速风洞试验的历史试验数据，结合和/>，计算每个窗口气源压力估计的均方误差/>；
，
式中，下标i表示第i个数据窗口，下标j表示第i个数据窗口的第j个时刻；表示由线性模型计算得到的气源压力估计值，/>计算方法如下：
；
S33.统计历次暂冲式高速风洞试验数据中各个窗口气源压力估计的均方误差，当95%的历史试验数据中的第i个数据窗口的第j个采样时刻及其后面所有数据窗口的气源压力估计均方误差/>均小于设定数值时，确定第j个采样时刻为气源压力在线精确估计方法的介入时刻。
进一步地，S40的具体内容如下：
将截距b的初始估计值设定为介入时刻的气源压力值，在暂冲式高速风洞试验过程中保持不变；
将模型斜率k的初始估计值作为气源压力在线精确估计方法的介入时刻的线性模型的初始模型斜率。
进一步地，S50的具体内容如下：
S51.依据和b计算t时刻气源压力的前验估计值/>，计算公式如下：
，
为模型斜率k在t-1时刻初始估计值；
S52.采集t时刻的气源压力测量值；
S53.计算t时刻的卡尔曼增益，计算公式如下：
，
其中，表示/>时刻的气源压力估计值的方差，/>表示气源压力测量噪声的方差；
S54.更新斜率估计值，计算公式如下：
；
S55.计算气源压力的估计值，即气源压力的后验估计值，计算公式如下：
；
S56.更新气源压力估计值的方差，由t-1时刻方差计算t时刻方差/>，计算公式如下：
；
S57：令t=t+1，返回S52，直至完成暂冲式高速风洞试验。
如图2所示，本实施例的滑动窗口宽度d=30；M表示某一次试验数据中的取值窗口，如M1表示某一次试验数据中取第一个滑动窗口宽度个数据，在本例中即第1-30个数据，M2表示滑动窗口右移一个数据，即第2-31个数据，以此类推。
模型斜率k的初始估计值；取/>；气源压力估计均方误差/>的设定数值为100，介入时刻为暂冲式高速风洞试验开始后的第200个采样点；气源压力估计值的方差初值P 0=1。
本实施例通过使用本发明的暂冲式高速风洞气源压力在线精确估计方法进行在线精确控制，得到的暂冲式高速风洞气源压力的波动大幅度减小。如图3所示，采用本发明的暂冲式高速风洞气源压力在线精确估计方法能够减小气源压力波动量的最大值约5kPa，由此减小的总压波动约0.3%，可以有效提高总压的控制精度。
尽管本发明的实施方案已公开如上，但其并不仅仅限于说明书和实施方式中所列运用，对于熟悉本领域的人员而言，在不脱离本发明原理的前提下，本发明公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合。因此在不背离权利要求及等同范围所限定的一般概念下，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。
Claims (1)
1.一种暂冲式高速风洞气源压力在线精确估计方法，其特征在于，所述的在线精确估计方法包括以下步骤：
S10.建立气源压力与采样时间的线性模型；
在暂冲式高速风洞试验过程中，气源压力随着试验的进行而持续下降，将气源压力与采样时间的关系表示为斜率时变的线性模型：
，
其中，P y 为压力估计值；k为模型斜率；t为采样时刻；b为模型截距；下标t表示变量随着采样时刻的变化而变化；
S20.通过历史试验数据确定线性模型的斜率k和截距b的初步估计值；
线性模型中的斜率k和截距b的初始值通过最小二乘法结合历史试验数据拟合得出；
首先，通过历史试验数据构建信息矩阵：
，
式中，n为信息矩阵的行数；
其次，使用如下的最小二乘法辨识模型斜率k和模型截距b：
，
式中，为模型斜率k的初始估计值，/>为截距b的初始估计值，/>表示转置，/>为信息矩阵/>的转置矩阵，/>为第一个压力估计值，/>为第n个压力估计值；
S30.结合历史试验数据，通过滑动窗口法确定在线精确估计方法介入时刻；
暂冲式高速风洞试验开始时，在充压阶段，阀门从关闭到打开，此时总压不需要实施自动控制，无需进行气源压力精确估计；当总压上升到设定值附近后，气源压力的波动逐渐减小，暂冲式高速风洞控制系统开始对总压进行精确控制，开始进行气源压力在线精确估计；
S31.设定滑动窗口宽度d由若干个连续的采样时刻组成；
S32.针对暂冲式高速风洞试验的历史试验数据，结合和/>，计算每个窗口气源压力估计的均方误差/>；
，
式中，下标i表示第i个数据窗口，下标j表示第i个数据窗口的第j个时刻；表示由线性模型计算得到的气源压力估计值，/>计算方法如下：
；
S33.统计历次暂冲式高速风洞试验数据中各个窗口气源压力估计的均方误差，当95%的历史试验数据中的第i个数据窗口的第j个采样时刻及其后面所有数据窗口的气源压力估计均方误差/>均小于设定数值时，确定第j个采样时刻为气源压力在线精确估计方法的介入时刻；
S40.确定气源压力在线精确估计方法的介入时刻的截距b；
将截距b的初始估计值设定为介入时刻的气源压力值，在暂冲式高速风洞试验过程中保持不变；
将模型斜率k的初始估计值作为气源压力在线精确估计方法的介入时刻的线性模型的初始模型斜率；
S50.通过改进的卡尔曼滤波算法实时更新线性模型的斜率k，实现对气源压力在线精确估计；
S51.依据和b计算t时刻气源压力的前验估计值/>，计算公式如下：
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为模型斜率k在t-1时刻初始估计值；
S52.采集t时刻的气源压力测量值；
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其中，表示/>时刻的气源压力估计值的方差，/>表示气源压力测量噪声的方差；
S54.更新斜率估计值，计算公式如下：
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S55.计算气源压力的估计值，即气源压力的后验估计值，计算公式如下：
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S56.更新气源压力估计值的方差，由t-1时刻方差计算t时刻方差/>，计算公式如下：
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| CN116499700A (zh) * | 2023-06-26 | 2023-07-28 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 一种风洞主引射压力分段控制方法及系统 |
Non-Patent Citations (3)
| Title |
|---|
| "2m超声速风洞流场变速压控制方法研究";周波 等;《实验流体力学》;第33卷(第6期);第72-77页 * |
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| CN116754176A (zh) | 2023-09-15 |
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