[发明专利]气动力多源数据融合和辨识方法、系统及介质

说明书

本发明提供了一种气动力多源数据融合和辨识方法、系统及介质，包括：步骤1：建立全局相关的气动力数学模型；步骤2：根据现有计算数据、风洞试验数据和飞行试验数据，计算多种来源数据的标准差；步骤3：将现有计算数据、风洞试验数据和飞行试验数据作为气动力数学模型的数据样本，建立超定方程组；步骤4：采用加权最小二乘法求解超定方程组，权值由标准差计算获得，解出气动力数学模型中的系数，完成多源数据融合气动力数学模型的建立。本发明解决了气动力数学模型辨识和修正中不同来源数据可靠度不同及误差分解到样本点的问题，可对计算、风洞试验和飞行试验三个来源的数据进行综合求解超定方程组，一步完成辨识和模型修正。

技术领域

本发明涉及气动设计技术领域，具体地，涉及一种气动力多源数据融合和辨识方法、系统及介质。

背景技术

随着飞行器外形复杂度增加和飞行包线的扩大，沿袭传统的分段函数作为气动力数学模型的建模方法，难以科学地平衡不同来源数据的不同可靠度；同时，将飞行试验中非建模样本点数据误差分解到样本点上，存在分解难题，经常采用的贝叶斯方法被认为科学性不够。大量的工程师们对气动力数学模型的建模方法进行了持之以恒的努力和发展，以便形成连续函数形式的气动力数学模型的建模方法。

专利文献CN108318203A(申请号：201810172976.5)公开了飞行器等价地面颤振综合试验方法，该方法通过分析不同温度、飞行速度、大气密度、气流环境对飞行器所受弹性气动力耦合的影响，建立非线性偏微分方程描述的飞行器弹性气动力模型；在此模型基础上，根据已有试验数据分析，优化信号激励/拾振点布局，采用偏微分方程反卷积方法，设计获取气动力输入信号理论值，采用多点分布激励力控制方法，有效跟踪输入信号理论值，精确控制多点激振力，实现多点激励力模拟气动力的效果；建立结构温度试验覆盖大范围温度的环境，采用专用多点非接触高速图像与接触式传感器一体化融合检测方法，解决了接触式传感器无法精确检测超低温、高温情况下结构振动幅度、频率的问题。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种气动力多源数据融合和辨识方法、系统及介质。

根据本发明提供的气动力多源数据融合和辨识方法，包括：

步骤1：建立全局相关的气动力数学模型；

步骤2：根据现有计算数据、风洞试验数据和飞行试验数据，计算这三种来源数据的标准差；

步骤3：将现有计算数据、风洞试验数据和飞行试验数据作为气动力数学模型的数据样本，建立超定方程组；

步骤4：采用加权最小二乘法求解超定方程组，权值由标准差计算获得，解出气动力数学模型中的系数，完成多源数据融合气动力数学模型的建立。

优选的，所述步骤1中的全局相关的气动力数学模型的表达式为：

其中，f(Ma,α_Φ,Φ,δ_P,δ_Y,δ_R)表示气动力系数或气动力矩系数，包括法向力系数、俯仰力矩系数、侧向力系数、偏航力矩系数、滚转力矩系数和轴向力系数，轴向力系数不包括摩阻和底阻部分；

Ma为来流马赫数；α_Φ为合成攻角，速度矢量与体轴的夹角；Φ为气流滚转角，速度矢量在飞行器横截面的分量与选定子午面的夹角；δ_P为俯仰通道舵偏角；δ_Y为偏航通道舵偏角；δ_R为滚转通道舵偏角；φ为初始相位角；表示对i、j、k、l、r和s所有取值范围进行求和；a_ijklrs为常系数，i、j、k、l均为0，1，2，…；T_r(x)为马赫数相关的切比雪夫多项式，T_s(y)为合成攻角相关的切比雪夫多项式。

优选的，所述T_r(x)计算式为：