[发明专利]基于风洞自由飞试验的气动导数辨识方法和系统

权利要求书

1.基于风洞自由飞试验的气动导数辨识方法，其特征在于，包括：

S1、地面监控中心载入动力学模型；

S2、开启风洞，所述地面监控中心生成并向MEMS控制器发送闭环指令，配平飞机缩比模型；

S3、所述地面监控中心向所述MEMS控制器分别发送激励信号，微舵机系统驱动所述飞机缩比模型进行舵面运动，所述飞机缩比模型做出激励响应；

S4、飞控系统采集并解算所述激励响应，根据所述激励响应得到所述飞机缩比模型的姿态和角速度测量值，并发送回地面监控中心；

S5、将所述激励信号载入所述动力学模型，解算所述动力学模型，得到姿态和角速度计算值；

S6、将所述姿态和角速度测量值，与所述姿态和角速度计算值载入优化函数，采用基于极大似然法的输出误差法，通过迭代计算，不断优化目标函数，当目标函数的导数为最小值时，将此时动力学模型中的未知参数标记为辨识结果。

2.根据权利要求书1所述的基于风洞自由飞试验的气动导数辨识方法,其特征在于,所述动力学模型包括:纵向模型、横向模型和航向模型，

纵向模型为：

其中，θ为俯仰角，q为俯仰角速率，δ_e为升降舵，M_α为静稳定俯仰力矩，M_q为俯仰阻尼力矩，为俯仰操纵效能，所述未知参数包括横向模型为：

其中，p为滚转角速率，δ_a为副翼，L_p为滚转阻尼，为滚转操纵效能，所述未知参数包括

航向模型为：

其中，ψ为偏航角，r是偏航角速率，N_β静稳定偏航力矩，N_r为偏航阻尼力矩，所述未知参数包括Θ＝[N_β，N_r]。

3.根据权利要求书1所述的基于风洞自由飞试验的气动导数辨识方法,其特征在于，所述激励信号包括：俯仰倍脉冲激励信号、滚转小波激励信号、偏航倍脉冲激励信号。

4.根据权利要求书3所述的基于风洞自由飞试验的气动导数辨识方法,其特征在于，所述滚转小波激励信号为Meyer小波。

5.根据权利要求书1所述的基于风洞自由飞试验的气动导数辨识方法,其特征在于所述优化函数的表达式是：

所述目标函数的表达式为:

J(Θ)＝det(R) (5)

所述目标函数的导数为

6.基于风洞自由飞试验的气动导数辨识系统，其特征在于，包括风洞(1)、飞机缩比模型(2)、MEMS控制器(3)、自由度释放装置(4)和地面监控中心(5)，风洞(1)中安装自由度释放装置(4)，自由度释放装置(4)连接飞机缩比模型(2)，飞机缩比模型(2)中嵌入MEMS控制器(3)，地面监控中心(5)通过无线网络和MEMS控制器(3)通讯，MEMS控制器(3)包括微舵机系统、飞行控制系统和磁编码器。

7.根据权利要求书1所述的基于风洞自由飞试验的气动导数辨识系统，其特征在于，自由度释放装置(4)可以实现飞机缩比模型(2)的三自由度释放。