【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及一种高速飞行器识别方法，特别是涉及一种。
技术介绍
高速飞行器飞行高度和马赫数跨度大且飞行环境复杂，作用在飞行器上的气动力与飞行环境、飞行状态参数等呈现非常复杂的关系。为确保高速飞行器在全包络飞行过程中拥有稳定的控制性能，需采用具有强鲁棒能力和自适应能力的控制器结构和控制方法。文献“基于特征模型的高超声速飞行器鲁棒控制方法，飞行力学，2011，Vol29 (I)，P46-49”将特征建模理论与多模型自适应控制方法相结合，设计了一种基于特征模型的鲁棒自适应控制方案。将飞行器的飞行包络划分为若干子空间，基于对象特征模型分别设计各子空间的H00鲁棒控制器。飞行过程中，通过在线辨识得到的特征模型参数对各子控制器进行平滑切换。该控制方案不但可以较好地解决飞行器的模型不确定性问题，而且基于特征模型设计得到的鲁棒控制器阶数较低，易于工程实现。但由于特征模型的参数是在线辨识得到的，不仅存在收敛时间长，精度低以及闭环可辨识性差等固有问题，而且由于辨识收敛时间长得到的模型难以及时反映系统的瞬时特性。对于高速飞行器这一快时变对象而言，系统瞬时特性的快速获取是成功设计自适应控制系统的关键。因此，如何能够快速在线获取面向控制的模型，以设计较高自适应能力的控制系统，成为高速飞行器控制系统设计方向的一个重要研究课题。
技术实现思路
为了克服现有基于特征模型的高超声速飞行器鲁棒控制方法控制精度低的不足，本专利技术提供一种。该方法以传感器可测姿态所描述的系统瞬时动力学方程为系统特征模型，对系统特征模型进行小扰动线性化，获得可用于控制的线性扰动模型，将扰动量表示为真实量与平衡点的...
【技术保护点】
一种高速飞行器快速在线综合识别方法，其特征在于包括以下步骤：步骤一、将高速飞行器视为刚体，其纵向运动模型是分离长短周期运动，并采用小扰动线性化的方法来获取短时姿态低阶扰动模型；若取弹道某点V0,θ0，h0处的线性化参考点为α0及其配平舵偏δz0，俯仰角速度则高速飞行器小扰动线性化模型是α·=ωzω·z=apd1ωz+apd2(α-α0)+bpd(δz-δz0)---(2)式中，为阻尼力矩所产生的角加速度对角速度的导数；为稳定力矩所产生的角加速度对扰动攻角的导数，代表单位扰动攻角产生角加速度的能力；为操纵力矩所对应的角加速度对扰动舵偏的导数，代表单位扰动舵偏产生角加速度的能力；步骤二、建立高速飞行器纵向运动的特征状态量为ap2=apd2(1-α0/α)bp=bpd(1-δz0/δz)---(3)式中，ap2是稳定力矩与实际攻角的比值，代表单位实际攻角产生角加速度的能力；bp是操纵力矩与实际舵偏的比值，代表单...
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：周军，林鹏，王霄婷，王立祺，葛振振，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：
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