[发明专利]适用于飞行器的模型降阶分析方法

说明书

本发明涉及飞行器建模技术领域，公开了一种适用于飞行器的模型降阶分析方法。该方法包括：建立飞行器全量耦合动力学模型；对所述全量耦合动力学模型的相关数据进行解析拟合，得到与相关数据对应的解析拟合表达式；在飞行器平衡点处对非线性动力学模型进行线性化，得到面向控制的线性动力学模型；对所述面向控制的线性动力学模型进行右互质分解得到分解后的状态空间模型；使用基于兰克泽斯过程的模型降阶方法对所述分解后的状态空间模型进行降阶，得到降阶后的状态空间模型。

技术领域

本发明涉及飞行器建模技术领域，尤其涉及一种适用于飞行器的模型降阶分析方法。

背景技术

飞行器是一种新型飞行器，飞行器结构设计、材料特性、力学特性、空气流体对机体的影响都不同于弹体飞行器或传统的飞行器。为了详细而清晰的描述飞行器运动规律，需要在建模过程中全面描述流体特性、发动机特性、结构弹性特性、气动/推进/结构耦合特性、执行机构特性等。因此，所建立的数学模型必定是高阶的复杂非线性微分方程。然而，这样的高阶的复杂非线性微分方程对实际工程应用(系统仿真、系统分析、控制器设计等等)造成了严重的困难。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术不足，提供了一种适用于飞行器的模型降阶分析方法，能够解决上述现有技术中的问题。

本发明的技术解决方案：一种适用于飞行器的模型降阶分析方法，其中，该方法包括：

建立飞行器全量耦合动力学模型；

对所述全量耦合动力学模型的相关数据进行解析拟合，得到与相关数据对应的解析拟合表达式；

在飞行器平衡点处对非线性动力学模型进行线性化，得到面向控制的线性动力学模型；

对所述面向控制的线性动力学模型进行右互质分解得到分解后的状态空间模型；

使用基于兰克泽斯过程的模型降阶方法对所述分解后的状态空间模型进行降阶，得到降阶后的状态空间模型。

优选地，建立飞行器全量耦合动力学模型包括：

通过风洞试验或CFD计算获取飞行器的气动力和力矩二者与气动姿态和控制量二者的数据关系；

根据所述数据关系建立飞行器全量耦合动力学模型。

优选地，对所述全量耦合动力学模型的相关数据进行解析拟合、得到与相关数据对应的解析拟合表达式包括：

对气动力、力矩、气动姿态和控制量进行解析拟合，得到气动力和力矩二者对应于气动姿态和控制量二者的解析拟合表达式。

优选地，所述气动姿态包括飞行速度、姿态角和飞行高度，所述控制量包括油门与空气舵偏。

优选地，所述解析拟合表达式为：

其中，C_L为用于计算升力L的升力系数，而和为拟合系数。

优选地，所述非线性动力学模型为：

u＝[φ,δ_e]^T，

y＝[V,h]^T，

其中，V表示速度，h表示高度，α表示攻角，θ表示俯仰角，Q表示俯仰角速率，η₁、η₂和η₃表示飞行器前三阶纵向振动模态广义坐标，和表示η₁、η₂和η₃的导数，φ表示油门，δ_e表示升降偏转角，f(x)、g(x)和n(x)分别表示非线性状态函数、控制函数和输出函数。