高超声速飞行器参数在线辨识方法及使用其的力学模型技术

本发明专利技术提供了一种高超声速飞行器参数在线辨识方法及使用其的力学模型，该参数在线辨识方法包括：确定系统状态方程和观测方程，状态量包括不确定参数和确定参数；计算获取状态量先验估计值和观测量先验估计值；计算状态误差协方差矩阵先验估计值；计算获取卡尔曼增益更新方程；基于状态量先验估计值、观测量先验估计值和卡尔曼增益更新方程计算获取下一时刻的状态量估计值；步骤六，更新各变量，转至下一时刻，重复上述步骤，直至满足给定的计算次数，完成确定参数和不确定参数的辨识。应用本发明专利技术的技术方案，以解决现有技术中飞行器实际飞行过程中的气动、环境等不确定性对飞行器控制系统设计造成影响从而降低飞行器控制品质的技术问题。

On-line parameter identification method for hypersonic vehicle and its mechanical model

【技术实现步骤摘要】
高超声速飞行器参数在线辨识方法及使用其的力学模型
本专利技术涉及飞行器控制领域，尤其涉及一种高超声速飞行器参数在线辨识方法及使用其的力学模型。
技术介绍
高超声速飞行器飞行包线大、飞行环境复杂、飞行高度及马赫数跨度范围大，气动特性有很剧烈的变化，气动参数难以准确预测，导致高超声速飞行器具有明显的“模型时变性”，这使得良好的制导系统和控制系统的设计成为一项重要难点。目前，为解决高超声速飞行器气动参数剧烈变化对系统设计的影响，现有技术集中在研发增强控制系统和制导系统的鲁棒性上，即开发具有“快时变、强非线性、强耦合”的先进的控制与制导算法。但是，这类鲁棒性设计将表现出很大的保守性，牺牲了飞行器实现飞行任务的基本性能，不适用于高质量的飞行任务的完成。此外，在这样的先进控制律/制导律设计过程中，对飞行器相关参数的常值组合拉偏也难以覆盖可能随飞行状态参数快速变化的不确定因素，无法确保飞行器在极限恶劣情况的飞行状态。
技术实现思路
本专利技术提供了一种高超声速飞行器参数在线辨识方法及使用其的力学模型，解决了现有技术中难以对飞行器飞行过程中不确定参数进行在线辨识从而造成的飞行器制导系统和控制系统设计过于本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种高超声速飞行器参数在线辨识方法，其特征在于，所述高超声速飞行器参数在线辨识方法包括：步骤一，确定系统状态方程和观测方程，所述系统状态方程包括系统状态方程矩阵，所述观测方程包括观测方程矩阵，给定系统状态方程矩阵和观测方程矩阵的初值，给定所述系统状态方程中状态量及所述状态量的初值，所述状态量包括不确定参数和确定参数，根据所述状态量的初值计算获取状态量估计值初值以及状态误差协方差矩阵的初值，给定需要计算的计算次数；步骤二，基于当前时刻下的所述系统状态方程矩阵以及当前时刻下的状态量估计值计算获取状态量先验估计值，根据所述状态量先验估计值计算获取观测量先验估计值；步骤三，基于当前时刻下的所述系统...

【技术特征摘要】
1.一种高超声速飞行器参数在线辨识方法，其特征在于，所述高超声速飞行器参数在线辨识方法包括：步骤一，确定系统状态方程和观测方程，所述系统状态方程包括系统状态方程矩阵，所述观测方程包括观测方程矩阵，给定系统状态方程矩阵和观测方程矩阵的初值，给定所述系统状态方程中状态量及所述状态量的初值，所述状态量包括不确定参数和确定参数，根据所述状态量的初值计算获取状态量估计值初值以及状态误差协方差矩阵的初值，给定需要计算的计算次数；步骤二，基于当前时刻下的所述系统状态方程矩阵以及当前时刻下的状态量估计值计算获取状态量先验估计值，根据所述状态量先验估计值计算获取观测量先验估计值；步骤三，基于当前时刻下的所述系统状态方程矩阵以及当前时刻下的状态误差协方差矩阵，计算状态误差协方差矩阵先验估计值；步骤四，基于所述步骤三中的所述状态误差协方差矩阵先验估计值计算获取卡尔曼增益更新方程；步骤五，基于所述步骤二中的所述状态量先验估计值、所述观测量先验估计值和所述步骤四中的所述卡尔曼增益更新方程计算获取下一时刻的状态量估计值；步骤六，更新所述状态量估计值、所述系统状态方程矩阵、所述观测方程矩阵、所述观测量以及所述状态误差协方差矩阵，转至下一时刻，重复步骤二至步骤五，直至满足所述计算次数，完成对高超声速飞行器参数中确定参数和不确定参数的辨识。2.根据权利要求1所述的高超声速飞行器参数在线辨识方法，其特征在于，在所述步骤一中，所述不确定参数包括阻力系数扰动量、升力系数扰动量、密度扰动量、攻角扰动量或侧滑角扰动量。3.根据权利要求1所述的高超声速飞行器参数在线辨识方法，其特征在于，在所述步骤一中，所述观测方程中的所述观测量包括体轴轴向加速度、体轴法向加速度、体轴侧向加速度、动压或速度。4.根据权利要求3所述的高超声速飞行器参数在线辨识方法，其特征在于，在所述步骤一中，所述系统状态方程包括：其中，r为地心到飞行器的距离，为r的导数，V为飞行器相对地球的速度，为V的导数，γ为航迹倾角，为γ的导数，θ为经度，为θ的导数，ψ为航迹偏角，为ψ的导数，φ为纬度，为φ的导数，T为发动机推力，α为攻角、β为侧滑角,L为无量纲阻力，D为无量纲阻力，σ为弹道倾角,C为侧向力,为实际飞行过程中阻力系数扰动量dCD的导数,为实际飞行过程中升力系数扰动量dCL的导数，为实际飞行过程中密度扰动量dρ的导数，Ω为弹体坐标系到速度坐标系的转换矩阵。5.根据权利要求4所述的高超声速飞行器参数在线辨识方法，其特征在于，在所述步骤一中，所述系统状态方程中的所述无量纲升力L、所述无量纲阻力D与所述升力系数扰动量dCL、所述阻力系数扰动量dCD以及所述密度扰动量dρ的关系为：ρ＝ρ0+dρ其中，Sref为参考面积，CL为升力系数，m为质量，CD为阻力系数，为阻力系数基准值，为升力系数基准值，ρ为大气密度，ρ0为大气密度基准值。6.根据权利要求5所述的高超声速飞行器参数在线辨识方法，其特征在于，在所述步骤一中，所述观测方程包括：其中，z为观测量，axB为飞行器体轴...

【专利技术属性】
技术研发人员：杨志红，柳青，李瑜，徐宝华，佘智勇，
申请(专利权)人：北京空天技术研究所，
类型：发明
国别省市：北京,11