[发明专利]一种基于回溯自适应算法的飞行器气动特性在线辨识方法

权利要求书

1.一种基于回溯自适应算法的飞行器气动特性在线辨识方法，其特征在于包括下列步骤：

(1)、对飞行器横侧向姿态动力学方程进行公式变换，将飞行器横侧向姿态动力学方程中转动惯量矩阵的逆与力矩向量的乘积项等效变换成φ^T(k)θ^*形式，并将其进行离散化处理，得到飞行器角速度表达式；其中，φ^T(k)为信号向量，θ^*为参数真值向量，所述参数真值向量为包含待辨识气动特性参数的列向量；

所述横侧向姿态动力学方程为：

式中，ω_x为滚转角速度，ω_y为偏航角速度，ω_z为俯仰角速度，J_x为飞行器绕滚转轴的转动惯量，J_y为飞行器绕偏航轴转动惯量，J_z为飞行器绕俯仰轴的转动惯量，J_xy为飞行器关于偏航轴y与滚转轴x的惯量积；

当所述待辨识气动特性参数包括滚转静稳定性滚转舵效偏航静稳定性滚转舵的偏航舵效偏航舵效偏航舵的滚转舵效时，步骤(1)所述的飞行器角速度表达式为：

其中：

式中：ω_x为滚转角速度，ω_y为偏航角速度，ω_z为俯仰角速度，β为侧滑角，δa为差动舵偏转角，δr为方向舵偏转角，q动压，T_s为计算周期，J_x为飞行器绕滚转轴的转动惯量，J_y为飞行器绕偏航轴转动惯量，J_z为飞行器绕俯仰轴的转动惯量，J_xy为飞行器关于偏航轴y与滚转轴x的惯量积，S_ref为飞行器的参考面积,L_ref为飞行器的参考长度，k表示当前计算周期，k+1表示下一个计算周期；

(2)、建立角速度估计虚拟系统的数学模型，该角速度估计虚拟系统的数学模型抵消掉飞行器角速度表达式中与参数真值向量θ^*无关的变量，使得角速度估计误差为φ^T(k)[θ(k)-θ^*]，将气动特性参数问题转换为角速度估计误差控制问题，其中，θ(k)为参数真值向量的估计值，即参数向量；

所述角速度估计虚拟系统的数学模型为：

式中，为下一个计算周期的角速度估计值；

为参数向量；

为滚转静稳定性的估计值；为滚转舵效的估计值,为偏航静稳定性的估计值,为滚转舵的偏航舵效的估计值，为偏航舵效的估计值，为偏航舵的滚转舵效的估计值；

(3)、建立角速度估计误差的回溯性能计算公式，结合回溯自适应更新律，实时获取φ(k)，采用回溯自适应方法解算θ(k)，使角速度估计误差趋近于0，根据θ(k)的值解算待辨识气动特性参数；

所述回溯性能计算公式为：

其中，为角速度估计误差的回溯性能估值；

所述回溯自适应更新律为：

回溯自适应方法具体步骤为：

(3.1a)、初始化φ^T(0)、θ(0)为零向量，令k＝0，在每个计算周期，重复执行下列步骤(3.2a)～(3.5a)；

(3.2a)、实时获取φ^T(k)，并根据φ^T(k)和角速度估计虚拟系统的数学模型，计算角速度估计值根据角速度估计值计算角速度估计误差

(3.2.1a)、实时获取当前计算周期的侧滑角β、差动舵偏转角δa、方向舵偏转角δr动压q，结合飞行器参考面积S_ref,飞行器参考长度L_ref，采用下列公式计算φ^T(k)：

(3.2.2a)、将φ^T(k)的值代入角速度估计虚拟系统的数学模型，计算得到下一个周期的角速度估计值并存储；

(3.2.3a)、当k＝0时，令本周期角速度估计值的误差当k≥1时，实时获取当前周期的角速度ω(k)，利用上一周期计算得到的当前周期的角速度估计值采用公式得到本周期角速度估计值的误差(3.3a)、将角速度估计误差代入回溯性能估值计算公式，计算回溯性能估值

(3.4a)、将回溯性能估值代入回溯自适应更新律，计算参数向量θ(k+1),将k加1更新k；

(3.5a)、将参数向量θ(k)的元素代入下列公式计算得到被辨识气动特性参数：

2.根据权利要求1所述的一种基于回溯自适应算法的飞行器气动特性在线辨识方法，其特征在于：当所述待辨识气动参数包括俯仰静稳定性俯仰舵效时，所述步骤(1)的飞行器角速度表达式为：

其中：

其中，ω＝ω_z，ω_z为飞行器俯仰角速度，ω_x为滚转角速度，ω_y为偏航角速度，α为攻角，δe为升降舵转角，T_s为计算周期，q为动压，J_x为飞行器绕滚转轴的转动惯量，J_y为飞行器绕偏航轴转动惯量，J_z为飞行器绕俯仰轴的转动惯量，J_xy为飞行器关于偏航轴y与滚转轴x的惯量积，S_ref为参考面积，L_ref为参考长度，为俯仰静稳定性估计值，俯仰舵效估计值，k表示当前计算周期，k+1表示下一个计算周期；

所述角速度估计虚拟系统的数学模型为：

其中：

当待辨识气动参数为俯仰静稳定性俯仰舵效时，所述回溯自适应方法包括如下步骤：

(3.1b)、初始化φ^T(0)、θ(0)为零向量，令k＝0，在每个计算周期，重复执行下列步骤(3.2b)～(3.3b)；

(3.2b)、实时获取φ^T(k)，并根据φ^T(k)和角速度估计虚拟系统的数学模型，计算角速度估计值根据角速度估计值计算角速度估计误差

(3.2.1b)、实时获取当前计算周期攻角α、升降舵转角δe、动压q、飞行器绕俯仰轴的转动惯量J_z，结合飞行器参考面积S_ref,飞行器参考长度L_ref，采用下列公式计算φ^T(k)：

(3.2.2b)、将φ^T(k)的值代入角速度估计虚拟系统的数学模型，计算得到下一个周期的角速度估计值并存储；

(3.2.3b)、当k＝0时，令本周期角速度估计值的误差当k≥1时，实时获取当前周期的角速度ω(k)，利用上一周期计算得到的当前周期的角速度估计值采用公式得到本周期角速度估计值的误差

(3.3b)、将角速度估计误差代入回溯性能估值计算公式，计算回溯性能估值

(3.4b)、将回溯性能估值代入回溯自适应更新律，计算参数向量θ(k+1),将k加1更新k，所述回溯自适应更新律为：

(3.5b)、将参数向量θ(k)的元素直接提取，即可得到待辨识气动特性参数。