[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

说明书

本发明公开了基于风洞自由飞试验的气动导数辨识方法和系统，涉及飞机模型辨识技术领域，能够真实模拟飞机飞行状态，得到准确气动导数。本发明包括：风洞自由飞试验系统，所述风洞自由飞试验系统对飞机模型进行自由度释放试验，获取试验数据。对获得试验数据进行解析，得到飞机的姿态和角速度信息，建立相应的动力学模型，并确定其中的未知参数，然后采用基于极大似然法的输出误差法，将计算所得状态量，即相应的姿态角和角速度，和试验测得姿态角和角速度代入目标函数及其导数，通过迭代计算，不断优化目标函数，并使其导数达到最小值，确定此时的未知参数值就是辨识结果。本发明辨识过程简单，模型精度高，提高了模型参数获取的便捷性。

技术领域

本发明涉及飞机模型辨识技术，尤其涉及基于风洞自由飞试验的气动导数辨识方法和系统。

背景技术

在飞机的气动导数辨识研究上，目前常用的试验方式是传统的风洞内强迫振荡试验和试飞试验。

试飞试验的试验条件十分依赖于天气状况,因为天气情况的限制,以及大气中具有大量的扰动,所述试验条件难以控制,也很难做出重复性的试验，影响了试验数据的准确性。而且，在试飞试验中，飞机做出的辨识动作也相对比较猛烈，容易导致飞机失事，具有安全性不高的风险。

为了避免上述问题，现有技术采用风洞强迫震荡试验来替代成本高昂危险系数高的试飞试验。风洞强迫震荡试验中，为了模拟现实中的气流状况，风洞和支撑装置设计的十分复杂，然而飞机模型却十分简单。飞机模型和支撑装置采用固连的方式，或不能动作，或只能依靠支撑装置通过复杂的动作设计来带动飞机模型运动，这使得试验结果受支杆气动弹性影响较大，运动机构设计与试验数据后处理均非常复杂。然而，虽然支撑装置的设计复杂成本较高，但并不能模拟出现实中飞机在飞行时灵活的动作，舵面并不能随时调整，需要将风洞停机才能调整舵面，具有局限性和僵硬性。除此以外，风洞强迫震荡试验需要较高的风速与强迫振荡频率才能从天平中获得足够的信噪比气动数据，强迫振荡采用正弦波作为输入，正弦波除了试验需要的振荡频率外，还包括了一部分的高频和低频波段。高频波段会导致和结构模态相耦合的运动，低频波段会导致一些沉浮运动和线性运动，导致试验输入不纯粹，试验结果准确度受到影响。

综上，针对飞机的气动导数辨识研究，目前缺乏能够真实模拟飞机飞行状态，得到准确气动导数的试验装置和方法。

发明内容

本发明提供了基于风洞自由飞试验的气动导数辨识方法和系统，能够在风洞试验中真实的模拟飞机的飞行状态，通过试验得到更准确的气动导数。

为达到上述目的，本发明采用如下技术方案：

基于风洞自由飞试验的气动导数辨识方法，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，得到所述飞机缩比模型的姿态和角速度信息，并发送回地面监控中心；

S5、将所述激励信号，即舵偏信号载入所述动力学模型，赋予所述动力学模型中的未知参数初值，初值根据经验和静态测力试验结果给出，解算所述动力学模型，动力学模型为一阶微分方程，计算得到姿态和角速度计算值；

S6、将所述试验测得的姿态和角速度与计算所得姿态和角速度值载入优化函数，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。

进一步的，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：