[發明專利]基于風洞自由飛試驗的氣動導數辨識方法和系統

在審

• 申請號: 201711127037.0
• 申請日: 2017-11-15
• 公開（公告）號: CN108132134A
• 公開（公告）日: 2018-06-08
• 發明（設計）人: 龔正;付軍泉;史志偉;陳杰;王子安;孫琪杰
• 申請（專利權）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: G01M9/08
• 分類號: G01M9/08
• 代理公司: 江蘇圣典律師事務所 32237
• 代理人: 賀翔

本發明公開了基于風洞自由飛試驗的氣動導數辨識方法和系統，涉及飛機模型辨識技術領域，能夠真實模擬飛機飛行狀態，得到準確氣動導數。本發明包括：風洞自由飛試驗系統，所述風洞自由飛試驗系統對飛機模型進行自由度釋放試驗，獲取試驗數據。對獲得試驗數據進行解析，得到飛機的姿態和角速度信息，建立相應的動力學模型，并確定其中的未知參數，然后采用基于極大似然法的輸出誤差法，將計算所得狀態量，即相應的姿態角和角速度，和試驗測得姿態角和角速度代入目標函數及其導數，通過迭代計算，不斷優化目標函數，并使其導數達到最小值，確定此時的未知參數值就是辨識結果。本發明辨識過程簡單，模型精度高，提高了模型參數獲取的便捷性。

技術領域

本發明涉及飛機模型辨識技術，尤其涉及基于風洞自由飛試驗的氣動導數辨識方法和系統。

背景技術

在飛機的氣動導數辨識研究上，目前常用的試驗方式是傳統的風洞內強迫振蕩試驗和試飛試驗。

試飛試驗的試驗條件十分依賴于天氣狀況,因為天氣情況的限制,以及大氣中具有大量的擾動,所述試驗條件難以控制,也很難做出重復性的試驗，影響了試驗數據的準確性。而且，在試飛試驗中，飛機做出的辨識動作也相對比較猛烈，容易導致飛機失事，具有安全性不高的風險。

為了避免上述問題，現有技術采用風洞強迫震蕩試驗來替代成本高昂危險系數高的試飛試驗。風洞強迫震蕩試驗中，為了模擬現實中的氣流狀況，風洞和支撐裝置設計的十分復雜，然而飛機模型卻十分簡單。飛機模型和支撐裝置采用固連的方式，或不能動作，或只能依靠支撐裝置通過復雜的動作設計來帶動飛機模型運動，這使得試驗結果受支桿氣動彈性影響較大，運動機構設計與試驗數據后處理均非常復雜。然而，雖然支撐裝置的設計復雜成本較高，但并不能模擬出現實中飛機在飛行時靈活的動作，舵面并不能隨時調整，需要將風洞停機才能調整舵面，具有局限性和僵硬性。除此以外，風洞強迫震蕩試驗需要較高的風速與強迫振蕩頻率才能從天平中獲得足夠的信噪比氣動數據，強迫振蕩采用正弦波作為輸入，正弦波除了試驗需要的振蕩頻率外，還包括了一部分的高頻和低頻波段。高頻波段會導致和結構模態相耦合的運動，低頻波段會導致一些沉浮運動和線性運動，導致試驗輸入不純粹，試驗結果準確度受到影響。

綜上，針對飛機的氣動導數辨識研究，目前缺乏能夠真實模擬飛機飛行狀態，得到準確氣動導數的試驗裝置和方法。

發明內容

本發明提供了基于風洞自由飛試驗的氣動導數辨識方法和系統，能夠在風洞試驗中真實的模擬飛機的飛行狀態，通過試驗得到更準確的氣動導數。

為達到上述目的，本發明采用如下技術方案：

基于風洞自由飛試驗的氣動導數辨識方法，包括：

S1、地面監控中心載入動力學模型；

S2、開啟風洞，所述地面監控中心向MEMS控制器發送閉環指令，配平飛機縮比模型；

S3、所述地面監控中心向所述MEMS控制器分別發送激勵信號，微舵機系統驅動所述飛機縮比模型進行舵面運動，所述飛機縮比模型做出激勵響應；

S4、飛控系統采集并解算所述激勵響應，得到所述飛機縮比模型的姿態和角速度信息，并發送回地面監控中心；

S5、將所述激勵信號，即舵偏信號載入所述動力學模型，賦予所述動力學模型中的未知參數初值，初值根據經驗和靜態測力試驗結果給出，解算所述動力學模型，動力學模型為一階微分方程，計算得到姿態和角速度計算值；

S6、將所述試驗測得的姿態和角速度與計算所得姿態和角速度值載入優化函數，采用基于極大似然法的輸出誤差法，通過迭代計算，不斷優化目標函數，當目標函數的導數為最小值時，將此時動力學模型中的未知參數標記為辨識結果。

進一步的，所述動力學模型包括:縱向模型、橫向模型和航向模型，

縱向模型為：