[发明专利]大攻角飞行状态下的大气攻角及侧滑角估计方法

摘要

本发明公开了一种大攻角飞行状态下的大气攻角及侧滑角估计方法，在不改变飞行器结构外形、不增添额外测量装置和硬件设备的前提下，充分利用现有机载捷联惯性导航系统、GPS系统、飞行控制系统以及燃油测量系统输出的参数，解算飞行器的角加速度、转动惯量、惯性积、力矩方程组的系数、总质量，基于飞行动力学模型，通过构建扩展卡尔曼滤波器，融飞行动力学模型求解和状态估计的过程为一体，实现当前时刻攻角、侧滑角和真空速的精确估计，进而解算出当前时刻的风速及风速变化率，并作为反馈信息输入到扩展卡尔曼滤波器中，完成下一时刻攻角及侧滑角的实时精确估计，通过递推求解的方式实现攻角和侧滑角的实时精确估计，提高了大气数据系统的测量范围和测量精度以及对复杂飞行环境的适应性。

主权项

一种大攻角飞行状态下的大气攻角及侧滑角估计方法，其特征在于：利用飞行器机载设备输出的参数，包括：(1)捷联惯性导航系统输出的姿态角、角速度以及线加速度；(2)GPS系统输出的地速；(3)飞行控制系统输出的空气动力、外合力矩、发动机推力；(4)燃油测量系统输出的剩余燃油质量；由角速度通过微分方法求解出角加速度；由角速度、角加速度和外合力矩，通过最小二乘估计方法求解出飞行器的转动惯量和惯性积，进而得到力矩方程组的系数；由剩余燃油质量和已知的飞行器机体质量、机载设备质量、乘员质量以及武器质量相加，得到飞行器总质量；根据飞行动力学模型，构建扩展卡尔曼滤波器，利用扩展卡尔曼滤波算法，实现大攻角飞行状态下当前时刻攻角、侧滑角和真空速的精确估计；由当前时刻的姿态角、地速以及估计出的当前时刻的攻角、侧滑角、真空速，对当前时刻的风速进行解算，并结合上一时刻的风速，对当前时刻的风速变化率进行解算；将得到的当前时刻的风速和风速变化率反馈给扩展卡尔曼滤波模算法模块，用于完成下一时刻的攻角及侧滑角的实时精确估计，通过递推求解的方式实现攻角和侧滑角的实时精确估计。