[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

说明书

本发明提供了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，包括步骤：(1)、将飞行器角速度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，得到飞行器角速度的差分方程；其中，φ^T(k)为信号向量，θ^*为参数真值向量，所述真值参数向量为包含待辨识气动特性参数的列向量；(2)、建立角速度估计虚拟系统的数学模型，使得角速度估计误差与参数估计误差为φ^T(k)[θ(k)‑θ^*]，其中，θ(k)为参数真值向量的估计值；(3)、建立角速度估计误差的回溯性能公式，结合回溯更新律，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。该方法计算量更小，对计算机要求更低，具有可操作性。

技术领域

本发明涉及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，属于系统辨识与自适应控制技术领域。

背景技术

飞行器气动特性往往需要依赖于理论计算或地面风洞试验取得，但无论是理论计算或是风洞试验均存在天地差异，对于一些重要的气动特性，地面试验或计算状态与实际飞行状态甚至会出现符号相反的情况，而重要气动特性的反号往往会由于控制系统设计与气动特性的不匹配导致飞行器失控。为了防止这种情况发生，一般需要从总体设计角度，通过改变外形或者改变操纵机构配置避免这种情况，但如此则需要付出更大的代价。因此需要一种能够在线辨识重要气动特性的方法，使控制器能够适应飞行器气动特性的天地差异，从而得到更优化的总体方案。

此外，对于飞行器飞行过程中出现的气动特性变化，如烧蚀、外形破坏或变形等情况，轻则导致飞行品质下降，重则导致失稳，因此同样需要一种能够适应飞行器气动特性实时变化的控制器，而这种控制器的基础就是气动参数的在线辨识。

关于传统飞行器的气动参数在线辨识已有许多方法，但是适用于临近空间飞行器气动参数在线辨识的方法仍然较少。相对于传统飞行器来说，临近空间飞行器动力学模型变化速度快，进行在线辨识有一定难度。同时，在已有的临近空间飞行器气动参数辨识方法中，大部分是关于纵向参数的，不能够适用于辨识飞行器的横向气动参数，且这些算法复杂、计算量大，不能适应于临近空间飞行器进行在线快速辨识。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提出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，通过将飞行器气动特性在线辨识问题转换为自适应控制问题，从而采用自适应控制算法解决临近空间飞行器横向或者纵向气动参数的快速辨识问题。

本发明的技术解决方案是：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，该方法包括下列步骤：

(1)、对飞行器角速度动力学方程进行公式变换，将飞行器角速度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，得到飞行器角速度的差分方程；其中，φ^T(k)为信号向量，θ^*为参数真值向量，所述真值参数向量为包含待辨识气动特性参数的列向量；

(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；

(3)、建立角速度估计误差的回溯性能公式，结合回溯更新律，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：