[发明专利]高精度亚音速固定翼飞行器非线性动力学建模方法

说明书

一种高精度亚音速固定翼飞行器的非线性动力学建模方法。该飞行动力学模型的获取方法，包括：对固定翼飞行器进行结构辨识，确定飞行动力学模型系统的输入、输出，以及确定每一输出与输入的相关性；通过设计具有不同的飞行动力学模型取值的真实试飞科目，获得实际的飞行数据，作为参数估计的数据支持；进行参数辨识，基于结构辨识出的飞行动力学模型结构与试飞测得的输入、输出数据，根据输入输出关系进行参数估计；将试飞科目预留的用于置信度验证的输入输入到飞行动力学模型中，比较模型输出与该组数据输出，分析飞行动力学模型的置信度；将辨识后的参数代入飞行动力学模型中，得到模型。本发明避免使用CFD和风洞实验，极大降低了研发时间和成本，精度更高。

技术领域

本发明涉及飞行器制造技术领域，具体涉及一种固定翼飞行器的建模和制造方法，尤其是一种高精度亚音速固定翼飞行器的非线性动力学建模和制造方法。

背景技术

固定翼飞行器的高精度模型对于设计和验证飞行器控制律有着至关重要的作用，其线性化多输入多输出模型是经典飞行控制律及现代控制方法的设计基础，如今已得到广泛应用的建模方法通过CFD(Computational Fluid Dynamics，计算流体动力学)计算或风洞实验得出飞行器的气动参数，依据飞行力学原理转化为线性系统传递矩阵的各个参数，进而建立飞行器纵向飞行和侧向飞行的系统矩阵。然而，基于该方法建立的线性动力学系统也有着明显的局限性：

①运用CFD确定飞行器气动参数精度往往受限于计算资源的性能，且求解过程较为耗时；

②运用风洞实验确定气动参数往往需要高昂的资金成本；

③线性化过程会降低模型的逼真度，严重时甚至无法起到验证控制律的作用；

④线性化模型将通道间解耦，与真实飞行有较大差异。

虽然线性的飞行器动力学模型可以简化控制律设计的复杂度和困难程度，但在验证飞行控制律时仍希望建立更高精度的非线性动力学模型以减少真机试飞需求，降低研发风险和成本。由此，如何开发一种基于非线性动力学模型的建模和制造机翼的方法，就是当前迫切需要解决的技术问题。

发明内容

有鉴于此，本发明的主要目的之一在于提供一种固定翼飞行器的建模方法和制造方法，以期至少部分地解决上述技术问题。

为了实现上述目的，作为本发明的一个方面，提出了一种固定翼飞行器的飞行动力学模型的获取方法，包括以下步骤：

步骤1，对所述固定翼飞行器进行结构辨识，确定飞行动力学模型系统的输入、输出，以及确定每一输出与输入的相关性；

步骤2，通过设计具有不同的飞行动力学模型取值的所述固定翼飞行器的试飞科目，获得实际的飞行数据，作为参数估计的数据支持；

步骤3，进行参数辨识，基于步骤1中结构辨识出的飞行动力学模型系统结构与步骤2中试飞测得的输入、输出数据，根据输入输出关系进行参数估计；

步骤4，将步骤2中的试飞科目预留的用于置信度验证的输入输入到所述飞行动力学模型中，比较所述飞行动力学模型输出与该组数据中的输出，分析所述飞行动力学模型的置信度；

步骤5，将步骤4辨识后的参数代入所述飞行动力学模型系统中，得到所述固定翼飞行器的飞行动力学模型。

作为本发明的另一个方面，还提出了一种固定翼飞行器的制造方法，所述制造方法通过如上所述的飞行动力学模型的获取方法来获取所述固定翼飞行器的飞行动力学模型，并依此制造所述固定翼飞行器。

基于上述技术方案可知，本发明的建模方法和制造方法相对于现有技术至少具备如下有益效果：