[发明专利]一种轴对称无翼无舵导弹主动段零升阻力系数辨识方法

说明书

本发明提出一种轴对称无翼无舵导弹主动段零升阻力系数辨识方法，其步骤为：第一步、预处理实测数据，异常值剔除；第二步、预处理理论数据，针对每次飞行试验获取质量、室压、推力数据，并对上述数据进行插值加密处理；第三步、获取推导参数，按照海拔高度获取动压、马赫数推导参数；第四步、导弹飞行推力修正，给出导弹主动段飞行过程中发动机推力修正值；第五步、数据截取，按照如下两个准则截取数据；第六步、计算零升阻力系数；第七步、零升阻力系数平滑与数据表构建；第八步、多次飞行试验辨识结果融合；第九步、获取其他数据源；第十步、与其他数据源融合，形成易用的气动参数模型。本发明解决使用系统辨识方法计算量大、会发散的问题。

技术领域

本发明涉及飞行器飞行试验实测数据处理技术领域，特别是一种轴对称无翼无舵导弹主动段零升阻力系数辨识方法。

背景技术

为有效拦截高超声速侵袭目标，高速高加速防御性战术导弹的弹道和控制系统设计对最大速度、平均速度预示精准度提出了非常高的要求。当该类型导弹采用轴对称无翼无舵气动布局以及趋零攻角飞行弹道设计时，导弹的零升阻力特性，也即小攻角轴向力特性，直接影响导弹的速度特性。空气动力学上零升阻力一般表达为零升阻力系数与飞行动压的乘积。因此，该类型导弹对零升阻力系数预示精准度提出了非常高的要求。获取零升阻力系数有CFD数值模拟、风洞试验和飞行试验三种方法。CFD数值模拟对底部由高温燃气射流、剪切流、旋涡、分离流以及激波干扰流构成的复杂流动模拟精准度不足，难以准确预示阻力系数；因轴对称无翼无舵导弹零升阻力小，试验成本高和技术难度大等原因，地面风洞试验也难以给出宽空域宽速域高精准度的阻力系数。飞行试验是获取飞行器在真实飞行条件下气动力参数的重要途径，基于导弹多次飞行试验实测数据开展气动参数辨识可获取高置信度零升阻力系数(即小攻角轴向力系数)，其结果对理论计算和风洞实验气动数据的评估以及促进气动、弹道、控制改进设计具有重要意义。

基于飞行试验实测数据的气动参数辨识方法主要有以最大似然估计法、卡尔曼滤波法为代表系统辨识方法和直接理论求解的反算方法等。最大似然法和卡尔曼滤波法实质上是以观测数据和未知参数为自变量的统计估计方法，由于建立的状态及观测方程非线性强、耦合程度高，同时没有针对无翼无舵轴对称导弹进行模型简化导致需估计的参数多，具有耗时长、会发散等缺点。同时由于涉及的理论多，这两类方法对技术人员的要求高，都不易普及。基于直接理论求解的反算方法，从牛顿第二定律出发直接求解给出零升阻力系数，具有计算量小且直观、易于理解，便于在工程实际中推广应用等优点。

当前工程实际中应用的零升阻力传统反算辨识法中存在许多不足：一是，受各种因素影响飞行试验实测数据会在某一范围内剧烈跳动，因此以需求辨识点为基准在实测参数中选取若干点进行反算辨识(称为点辨识)存在随机偏差大的缺点。二是，气动参数辨识常由气动专业技术人员开展，但主动段零升阻力系数辨识与发动机推力密切相关，由于气动、动力分属于两个不同专业，容易割裂，从而导致主动段零升阻力系数辨识结果存在置信度偏低的问题。三是，受弹道飞行参数范围限制主动段零升阻力系数辨识结果只能作为小攻角轴向力系数构成窄幅速域和空域范围轴向力系数模型，存在与现有宽速域和宽空域数据表轴向力系数模型不相容的问题。

发明内容

本发明目的在于针对轴对称无翼无舵导弹主动段零升阻力系数预示与建模需求，提供一种基于飞行试验实测数据直接理论求解的反算辨识方法以及基于多次飞行试验辨识结果和其它数据源融合的具有较高置信度并与现有气动模型相容的主动段阻力系数建模方法，以解决使用系统辨识方法计算量大、会发散、技术要求高、不易普及的问题，解决传统反算辨识方法中存在的点辨识随机偏差大、气动与动力割裂导致辨识结果置信度低以及窄域辨识结果与现有宽域气动模型不相容等问题。